梦天实验舱初始轨道快速计算策略与分析

初始轨道是航天器入轨评价的关键判据,快速准确计算初始轨道可在入轨异常时为应急救生控制赢得时间。针对传统初始轨道计算方法时间与精度不能兼顾的问题,设计了初始轨道快速计算策略,根据运载火箭加速度变化率来判断舱箭分离时间,采用基于动力学约束的实时轨道滑动批处理方法累积超短弧分离后数据计算初始轨道,对利用各种数据源确定的多组初始轨道进行逻辑优选判断。通过梦天试验舱仿真数据验证表明:使用该策略计算初始轨道,可达到事后精密定轨同等精度,计算时间控制在1 min以内,时效性远超事后精密轨道确定方法。

基于逼近理想解排序法的航天器初始轨道选优

针对航天器入轨段,如何从多组初始轨道中选择一组最优或最符合客观实际轨道根数问题,进行了深入地理论分析,提出了基于逼近理想解排序法的航天器初始轨道根数选优算法。描述了逼近理想解排序法的设计思想以及求解的六个基本步骤;针对航天器初始轨道的设计特点,巧妙地利用标称轨道作为理想解,偏差轨道作为负理想解,成功地应用逼近理想解排序法建立了初始轨道根数选优的决策数学模型,并以一颗典型的太阳同步轨道卫星为例,验证了其数学模型和选优算法的合理性和正确性。

应用距离搜索的低轨空间碎片初始轨道确定方法

使用低轨天基光学望远镜扫描式观测低轨空间碎片,由于两者的相对运动较快,只能获得很短时间内的角度观测值(甚短观测弧段),使用传统的Gauss方法和Gooding方法很难得到精确的空间碎片初始轨道。为此,文章提出了一种新的方法,在给定的一组角度观测值中,通过搜索其中2个时刻的距离信息,将纯角度的初始轨道确定问题转换为基于2个位置矢量的初始轨道确定问题;再利用其他时刻的角度观测值进行检核和约束,筛选出最优的初始轨道结果。利用文章方法对空间碎片在10~60s内的503个观测弧段进行处理,结果表明,其定轨误差与角度观测值变化率有关。将文章方法所得结果与Gauss方法和Gooding方法进行比较,证明文章方法在解的成功率和精度上都显著优于其他2种方法,能很好地确定空间碎片的初始轨道。

托卡马克中高能粒子的初始轨道及其损失研究

采用两种模型对高能粒子在托卡马克中的轨道进行了研究,比较两者计算结果,表明定性吻合较好,并分析了定量上差异成因.同时讨论了等离子体有关参数对高能粒子轨道损失的影响,这些结果对展开高能粒子约束的研究是非常有意义的.

利用姿态测量数据确定卫星初始轨道

提出了一种利用姿态测量数据确定卫星初始轨道的新方法。姿态确定后， 根据卫星姿态与位置函数的关系， 可确定位置矢量的方向数。采用三个不同时刻的测量值， 根据飞行时间定理和几何约束条件，得到卫星轨道的解析方程，利用微分校正法解方程即可得卫星轨道参数。最后对卫星多种姿态及飞行轨道进行了仿真计算， 结果显示迭代算法收敛，

用遗传算法确定卫得初始轨道技术研究

提出了一种确定卫星初始轨道的新方法－－利用传算法得到初始轨道问题的数值解，为了提高遗传算法效率，采用了一种分级位固定策略，对传统的遗传算法进行了改进，仿真结果表明，所提出的初始轨道确定方法可行，算法鲁棒性好，计算效率高。

初始轨道的确定方法

卫星初轨确定在卫星轨道改进中起着重要作用。随着测量技术的发展,测量数据不断增多,为初轨确定提供了良好的基础。常见的方法有多项式逼近,切比雪夫多项式逼近。然而在实际初轨确定过程中,它们存在很大的缺点:主要是逼近精度不高。根据实际测量数据,提出了用样条函数逼近的方法来获取初始轨道,这种方法具有逼近精度高,实际容易操作的优点。并且通过计算结果进行了比较,指出了多项式逼近和切比雪夫多项式逼近存在的不足。

空间目标初始轨道确定吉布斯问题误差分析

现代战争中的空间武器平台捕获敌方的空间目标,确定其运行轨道后实施军事打击,所以对轨道确定参数的误差进行分析对于精确打击具有非常重要的意义。为了准确分析吉布斯三位置矢量定轨法的轨道根数的确定精度,根据吉布斯方法的轨道确定模型,采用向量求导的方法,详细推导了轨道根数对于观测位置误差的灵敏度矩阵,并给出了轨道根数误差与观测位置误差之间的关系,明确初始轨道的确定精度及误差传播规律。最后对吉布斯方法及其误差分析进行仿真分析验证,验证了方法的正确性。

小倾角近圆轨道天体探测发射窗口与初始轨道的确定

传统上用于确定深空探测航天器发射窗口的pork-chop图法计算量大、计算效率低,且局限于二体模型,不能给出可直接用于进一步优化的初始轨道。本文针对火星等小倾角近圆轨道天体探测问题,提出了根据发射任务所提供的能量C3,直接确定最短飞行时间发射窗口的方法;考虑三体摄动后,可以给出接近实际模型的初始轨道,用于进一步的优化。

模糊综合评价法在卫星初始轨道选优中的应用

针对卫星入轨段，如何从多组初始轨道中选择一组最优轨道问题进行理论分析，提出一种基于模糊综合评价法的卫星初始轨道选优算法。首先对确定卫星初始轨道的数据源及定轨原理进行了分析；其次针对初始轨道的特点，应用模糊综合评价法建立了初始轨道选优的评价指标体系，成功利用被评对象作为评价专家，解决了评估矩阵的生成问题；最后以一颗典型的太阳同步轨道卫星为例，验证了其数学模型和选优算法的合理性和正确性。

基于灰色关联分析的卫星初始轨道优选方法

卫星初始轨道优选是一项复杂而且具有多目标性的问题,所以必须利用一系列的评价指标才能全面系统地评价各种初始轨道.针对各种数据源确定的多组初始轨道如何选优问题,提出了一种应用于卫星初始轨道优选的灰色关联分析方法,建立了初始轨道选优的评价指标体系,成功地利用标称轨道作为属性基向量,解决了比较数列的生成问题并给出了具体的应用实例.实例计算结果表明,该方法计算简单,结果可靠,可为决策者的选择提供依据.

初始轨道高度对气动力辅助异面变轨的影响

气动力辅助变轨技术可以有效利用大气资源,借助气动力作用减少推进剂消耗,有可能成为未来有大气行星进入/再入飞行的重要手段之一。文章针对改变轨道平面的变轨过程,进行气动力辅助异面变轨分析,探讨了初始轨道高度对气动力辅助异面变轨性能的影响。计算气动力辅助变轨特征速度,并与冲量变轨所需消耗能量进行比较。研究结果表明:气动力辅助异面变轨推进剂消耗量与升阻比呈非线性变化,当升阻比大于某一数值时,气动力辅助异面变轨在一定初始轨道高度区间内能够节省推进剂。文章的研究成果可为有翼再入航天器的研制提供依据,为气动力辅助变轨的工程应用提供技术参考。

一种小推力借力飞行转移轨道初始设计方法

提出一种基于正弦指数函数的小推力借力飞行转移轨道初始设计方法。建立极坐标形式的正弦指数函数表达式,用于模拟小推力转移轨道,并用绕圈参数和飞行路径角对转移轨道的参数进行表征;在约束条件下对转移轨道参数进行离散化处理,求解转移轨道与目标星投射轨道在参考面内的交点,计算到达目标轨道时刻的极角,进而得出小推力转移轨道的初始设计参数;设计了地球—木星的火星借力小推力转移轨道,仿真结果验证了该方法在小推力转移轨道初始设计中的快速性与准确性。

快速仅测角相对导航初始相对轨道确定方法

针对线性化的测量模型和相对运动模型会导致仅测角相对导航星间距离不可观测的问题,提出一种快速仅测角相对导航初始相对轨道确定(initial relative orbit determination,IROD)方法。首先,采用相对轨道根数(relative orbit elements,ROE)建立非线性相对运动模型,该模型可以将星间距离和相对轨道形状进行解耦。然后,在线性理论获得的共线性解附近系统地改变星间距离大小,并执行一系列最小二乘拟合,随后采用二分法或牛顿迭代法快速在全局范围内找到最小拟合残差的最优解。最后,通过搭建的半物理仿真平台对该方法在4种轨道场景中的性能进行仿真测试,验证了所提方法的有效性。

大椭圆轨道伴飞初始化及保持控制方法

本文基于Lawden方程，得出了椭圆参考轨道周期性相对运动的解析描述，进而对周期性相对运动的运动特性进行了分析，同时研究了该方程解析解中积分常数对相对轨迹的影响。其次，本文给出了一种初始化方法，在无摄状态下使子卫星能够在母卫星的周围伴随飞行，以保持特定的星座构型。另外，本文提出了通过控制积分常数调整相对轨迹的脉冲控制方法，适用于大椭圆轨道，获得了满意的仿真结果。

天基拦截器轨道选择研究

针对给定高度的目标,对天基拦截器轨道的选择进行初步研究。其仿真从拦截范围、变轨所需速度增量、拦截所需时间、碰撞时可获得动能等方面分析初始轨道高度的选择。一般情况下,轨道高度越低,偏心率越小,两航天器间初始角度差就越大;轨道高度越低,偏心率越大,所需速度增量就越大;轨道高度越高,偏心率越小,所需的时间就越长;轨道高度越高,偏心率越大,天基拦截器到达相关点的速度就越大。

无砟轨道的误差组成及其权值初步分析

研究目的:对无砟轨道的误差源和误差传递规律进行分析,提出降低误差的相应措施,最大限度的降低误差传递和无砟轨道施工误差,提高无砟轨道初始精度,保证轨道综合质量。研究结论:通过对无砟轨道误差源进行的定性、定量分析,其合成误差中各分项的权值是动态变化的,经研究提出了其权值分配;施工中应选择合理的施工方案、重视扣件系统管理、保证轨道测量的可靠;以工程技术控制为主线,将工序、标准落实到每个工作岗位,采用先进的设备避免误差传递和积累,最终保证无砟轨道工程质量。

空间引力波探测器轨道确定及仿真分析

针对空间引力波探测器的精密轨道确定问题,选取LISA(Laser Interferometer Space Antenna)作为研究对象,建立了探测器的目标仿真环境,模拟生成美国深空网(Deep Space Network,DSN)和中国深空网(China Deep Space Network,CDSN)在不同测站下的测距测速数据,采用非线性加权最小二乘(Weighted Least Squares,WLS)和蒙特卡洛方法(Monte Carlo,MC)分析跟踪弧长、测轨数据类型、测站数量及其分布等因素对LISA探测器定轨精度的影响。仿真结果表明:①增加测站的定轨弧长,可有效提高轨道确定精度,当跟踪弧段达到20 d时,探测器位置确定精度可达92 m;②在现有测量精度条件下,测距信息对定轨精度的贡献较大,测距/测速组合定轨方式与仅利用测距、测速定轨相比,估计的位置精度分别提高了32.23%、99.52%;③采用多测控网定轨模式可以提高多站共视比率,有利于提高定轨精度和收敛速度,DSN/CDSN联合定轨比仅采用DSN定轨的平均位置精度提高43.73%。

“朱诺”探测器将留在长周期轨道上

由于担心主发动机出问题，NASA将让“朱诺”探测器继续留在53天的长周期轨道上。“朱诺”去年7月抵达木星，进入周期为53天的一条初始轨道。它原定10月份利用其主发动机进入周期为14天的预定科学轨道，但在工程技术人员发现其推进系统存在氦阀门打开过慢的问题后，

“朱诺”将留在长周期轨道上

NASA2月17日宣布，由于担心主发动机出问题，它将让“朱诺”探测器继续留在53天的长周期轨道上。“朱诺”去年7月抵达木星，进入周期为53天的一条初始轨道。它原定10月份利用其主发动机进入周期为14天的预定科学轨道，