基于平均轨道要素的轨道修正方法

提出了一种通过控制平均轨道控制目标对应的瞬时轨道偏差量进行轨道修正的方法。在解析轨道理论基础上,给出了平均轨道要素偏差到瞬时轨道要素偏差的状态转移矩阵。提出了合适的控制策略,通过对瞬时轨道要素偏差进行控制,实现平均轨道要素偏差的调整目的。仿真结果表明,采用本文提出的方法,在一个周期内即可将平均轨道要素偏差调整到允许的精度范围内。该方法计算公式简洁,适合星上自主运算,为实现卫星的自主轨道修正提供了理论基础。

双月旁转向轨道的修正方法研究

双月旁转向轨道是深空探测中有应用潜力的一类非线性轨道.在CR3BP模型下得到了双月旁转向轨道,通过分析轨道的误差传播特性,制定了双月旁转向轨道的修正原则,提出了"关键节点"加"显式制导"的修正思路;给出了考虑太阳引力作用的R4BP模型,针对初始误差、导航误差、修正执行误差和太阳引力摄动偏差进行了轨道修正仿真,得到了基于Monte-Carlo方法的轨道修正统计结果.在此基础上,采用了"初值速度补偿"与"显式制导"相结合的思路修正初始误差、导航误差、修正执行误差和太阳引力作用,仿真表明:这一方法能够较大程度地降低轨道修正所需的冲量.结果和结论能够为双月旁转向轨道的工程应用提供参考.

基于智能钻井的三维井眼轨道设计及修正方法研究

完全智能钻井系统是未来定向钻井技术的发展方向,其井下系统可以智能识别储层情况,在地面预测出现较大误差时,能够自动设计相应的井眼轨道完成精确中靶的施工目标。在能够获取实际地质信息的前提下,对于条形储层预测走向与实际走向误差较大的情况,设计了三维智能井眼轨道。在钻井过程中,设计了轨道修正闭环控制系统,有效控制井眼轨迹与设计轨道的符合率。提出的三维井眼轨道模型能够充分反映出智能钻井的技术特点和需求,并具有通用性,可广泛应用于斜直井、定向井、水平井的轨道设计、监测及修正设计,这种新的数学模型和设计方法为智能钻井技术的推广和应用奠定了基础。

基于智能钻井的二维井眼轨道设计及修正方法

完全智能钻井系统是未来定向钻井技术的发展方向,其井下系统可以智能识别储层情况,在地面预测出现较大误差时,能够自动设计相应的井眼轨道完成精确中靶的施工目标。在能够获取实际地质信息的前提下,对于存在埋深误差的大面积储层,设计了二维智能井眼轨道。设计的轨道修正闭环控制系统,能有效控制井眼轨迹与设计轨道的符合率。提出的二维井眼轨道模型能够充分反映出智能钻井的技术特点和需求,并具有通用性,可广泛应用于斜直井、定向井、水平井的轨道设计、监测及修正设计,这种新的数学模型和设计方法为智能钻井技术的推广和应用奠定了基础。

基于Adams有轨起重机的非圆轨道修正及动态仿真

为了解决有轨起重机在转弯时,出现的啃轨问题。提出先修正内侧轨道再修正外侧轨道的方法。对于内侧轨道,在直线段和圆弧段轨道加入一段缓和曲线,使曲率半径从无穷大逐渐过渡到圆弧曲率半径;对于外侧轨道,通过四角门框计算出外侧两角点的轨迹。通过求两角点轨迹的中线,即四角门框的外侧轨道,再叠加多轮修正值δ进一步修正外侧轨道。应用Adams进行动态仿真,验证修正轨道是否可以安全通过,并用Adams仿真优化起重机基距、平衡梁尺寸。结果表明,加入的回旋线长度Ls越大,有轨起重机大车在转弯时,出现的偏移量越小。同时,得出有轨起重机平衡梁和基距最优解。

地火转移轨道误差分析与第1次中途修正计算

针对地火转移过程中出现的各种误差,基于地火转移轨道的误差传递矩阵分析误差发散的性质,在此基础上讨论如何选取轨道中途修正的时机,并基于该矩阵对地火转移轨道第一次中途轨道修正的速度增量进行估算。与微分修正方法的严格计算结果的比较表明,基于该方法定性研究地火转移轨道第1次中途修正速度增量变化和选取合适的轨道机动时机是可行的。使用蒙特卡洛数值模拟对上述方法和微分修正方法进行计算和比较,结果表明,第1次中途修正速度增量大小差异不超过1.2m/s,相对误差不超过6%。在轨道控制精度大约为1m/s的情况下使用该方法代替微分修正方法进行计算,可以节省大量的计算时间。

卫星激光测距中回波实时识别和预报轨道的实时修正

介绍了卫星激光测距中回波信号的实时识别和预报轨道实时修正的方法和应用情况。回波信号的实时识别和预报轨道的实时修正有助于测距系统自动化的提高、弱回波信号卫星 (如GPS)的探测以及白天测距能力的增强。

一种BDS实时轨道修正参数的计算方法

针对BDS实时高精度位置服务中实时轨道修正参数的计算问题,给出了一种BDS实时轨道修正参数的计算方法,并对实时轨道修正参数的外符合精度及其精度衰减进行分析。结果表明,利用该方法得到的BDS实时轨道修正参数基本可满足实时高精度定位的需求,GEO卫星实时轨道修正参数在3个方向上的平均精度为2.3m,IGSO卫星和MEO卫星实时轨道修正参数在3个方向上的平均精度优于8cm。

考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法研究

为较好地消除在轨空间飞行器的轨道偏差,提出了一种考虑摄动影响的连续推力轨道修正制导方法。将轨道修正问题转换为二体假设条件下的兰伯特变轨问题,求解所需要的速度增量,考虑地球非球形引力、大气阻力、日月引力及太阳光压等摄动因素计算在与该速度增量等效的连续推力作用下空间飞行器的实际位置,利用实际位置与目标位置的偏差构造虚拟目标点,通过迭代计算给出连续推力轨道修正制导指令,空间飞行器接收并执行该指令进行轨道修正。仿真表明该轨道修正制导方法制导精度较高。

基于线性化运动方程的超低轨飞行器轨道修正算法

超低轨飞行器受到大气的严重影响,需要不断地实施轨道修正才能在标称轨道附近飞行。文章针对超低轨飞行器的轨道保持问题,建立了考虑地球非球形J2项摄动和大气阻力摄动的线性化运动方程,给出了基于线性化方程的修正速度增量计算方法,并研究了补偿线性化误差的方法。数值仿真表明,该方法能够保证飞行器不超出要求的精度通道。对于轨道高度为120km的飞行器,飞行1h的最佳修正次数为6,所需速度增量为63.7971m/s。

空间激光干涉引力波探测器轨道修正方法

针对空间激光干涉引力波探测器轨道修正问题,提出一种基于虚拟编队构型设计的航天器轨道修正方法。空间激光干涉引力波探测器由3颗航天器组成等边三角形构型。由于入轨误差和摄动的影响,探测器的构型不稳定。假设名义轨道上运行着一颗理想航天器,实际轨道上的真实航天器与之组成虚拟编队,探测器的3颗真实航天器分别与对应的理想航天器组成3个虚拟编队。考虑探测器构型稳定性要求和摄动的影响,对虚拟编队的构型进行设计,进而求解航天器平均轨道要素修正量。求解得到的航天器平均轨道要素修正量小于偏差量,轨道修正通过四脉冲控制实现。数值仿真结果表明,该方法通过部分轨道修正满足了探测器的构型稳定性要求,具有减少燃料消耗、延长任务寿命的潜力。

导引头测量误差对拦截器轨道修正能力的影响

大气层外动能拦截器末段的轨道修正能力与制导方式有关,通过仿真计算研究某种制导方式下,导引头测角速率误差对轨道修正能力的影响。仿真结果表明,随着导引头测量误差逐渐增加,轨道修正能力逐渐减小。在导引头测量误差较大时,通过适当改变轨控发动机的开关门限,可以增大轨道修正能力。研究结果表明,为了得到较高的轨道修正能力,需要根据导引头的性能参数,对各种制导控制参数进行优化设计。

装药量对动能拦截器轨道修正能力的影响

大气层外动能拦截器末段的轨道修正能力与制导方式有关,通过仿真计算研究某种制导方式下,装药量对轨道修正能力的影响。研究结果表明,动能拦截器的轨道修正能力与中末交班时的零控脱靶向量的方向有关,其方向性随着装药量递减具有一定的变化规律:当装药量充足时,由零控脱靶向量的2个垂直分量构成的"拦截域"形状近似为正方形,随着装药量逐渐减少,"拦截域"的形状由充足时的正方形逐渐萎缩为圆角正方形、圆形、菱形和星型,"拦截域"的面积和尺寸也逐渐缩小。

地月飞行器轨道修正的建模与模拟

地月飞行器轨道的控制是一个有理论与应用价值的问题。这里提出了一种简单的设计方案,它可利用斜率为±1的直线方程作为修正轨迹模型。在此基础上,利用Matlab动态模拟了地月飞行器二维轨道修正过程。

基于B平面算法的火星探测器中途轨道修正

探测器在日心过渡段轨道的轨道修正问题是火星探测工程中需要解决的关键问题.首先,引入B平面坐标系,推导了B平面参数的计算公式,验证了速度修正量与目标参数间存在的线性化关系,给出了算法流程图.其次,在引入合理的速度执行误差与测轨误差的情况下,提出了一个包含三次主修正,一次机动修正,一次备份修正的控制策略,仿真验证了控制策略的可行性.

动能拦截器轨道修正能力的数值计算方法

大气层外动能拦截器末段的轨道修正能力与制导方式有关,给出了某种制导方式下轨道修正能力的数值计算方法。该方法通过计算动能拦截器在飞行末段能够消除的最大零控脱靶量得到轨道修正能力。仿真结果表明,该数值计算方法不仅可以计算装药量充足情况下的轨道修正能力,而且可以计算装药量不足时的轨道修正能力。该数值计算方法具有编程实现简单和计算快捷的优点,可以满足快速计算轨道修正能力的需求。

美国“通用轨道修正航天器”（SUMO）计划

美国“通用轨道修正航天器”计划是近期美国推出的一项有关空间目标捕获跟踪与交会对接技术的演示计划。本文描述了该计划的任务目的和组织情况。并对航天器的组成与关键技术进行了综述。阐述了其演示与运地概念，并分析了其潜在的军事应用能力。

月地转移中途轨道修正分析

对"阿波罗"载人登月月地转移中途轨道修正进行了调研,并对月地转移中途轨道修正模型进行建模,并设计微分修正法进行求解。系统分析了月地转移初始轨道偏差对再入点偏差的影响,通过计算,给出修正初始偏差量所需要的速度增量大小。对于月地转移两次中途轨道修正的时刻,通过仿真分析给出了合理建议。

美空军AEHF军用通信卫星完成轨道修正

据美国空军网站2011年10月26日报道，10月24日，美国空军首颗“先进极高频”（AEHF）军用通信卫星完成了耗时14个月的轨道修正，进入预定运行轨道。

日本隼鸟号小行星探测器成功完成最后轨道修正并返回地球

据中国航天科技信息网站2010年6月17日报道，为让隼鸟号进入大气层而不是飞掠地球，日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）从3日开始让小行星探测器的离子发动机持续喷射，以修正轨道。当地时间5日14时左右，喷射按计划停止，成功完成了回归地球前的最后轨道修正。6月13日，