Calculation of Orbital Elements for Released Tethered Satellite

The tethered satellite system has a great potential and one of its very useful applications is momentum transfer. Raising a payload by deploying it upward from an orbitor on a long tether and then releasing it represents a rather important possible application with significant fael economy. This paper presents a dynamic model set up for a two body tethered satellite system and two control laws of deployment used to simulate the deployment of the system, gives calculation formulas for six orbital elements of two sub satellites and discusses calculation examples.

井下带式输送机智能巡检机器人结构的设计

为解决带式输送机采用传统人工检测故障效率低等问题,针对问题设计出一种适用于井下输送机故障自动巡检机器人系统,区别于其他带式输送机巡检机器人。该巡检机器人可以实现大坡度和大转弯半径的运动,首先利用ADAMS分析现在主流的巡检机器人模型,分析其优劣性;利用SOLIDWORKS软件建立巡检机器人的三维模型,提出了摩擦驱动与齿轮齿条驱动的两用机器人模型;再利用ANSYS软件对轨道和机架进行了有限元分析,仿真结果表明巡检轨道与机器人本体的应力小于许用应力,能够平稳地检测输送机的故障;最后再利用ADAMS软件对巡检机器人进行动力学分析,得出巡检机器人可以进行无障碍的水平和爬坡运动。

卫星编队飞行动力学与控制研究

简要介绍了卫星编队飞行的动力学与控制研究的最新进展，对今后研究工作的重点提出了建议．

考虑面内外摆角对电动绳系离轨过程的参数影响分析

利用电动绳系实现空间碎片自主离轨有广阔的应用前景。受洛伦兹力矩和重力梯度力矩作用,绳系姿态将在当地垂线附近振荡。首先采用拉格朗日法建立电动绳系面内外姿态动力学模型;随后结合国际地磁场模型,给出洛伦兹力和洛伦兹力矩的计算方法;最后结合姿态动力学模型和高斯摄动方程,建立了电动绳系离轨数值仿真模型,在考虑无摆角、仅有面内摆角、有面内外摆角的条件下,对电动绳系离轨过程进行仿真对比。仿真结果说明,电动绳系姿态振荡对离轨有明显影响,只有考虑绳系姿态,才能精确预测轨道参数的变化。

考虑伪随机参数的单天解轨道合成多天解轨道方法研究

给出采用法方程叠加的单天解轨道合成多天解轨道的方法,结合GPS实测数据,验证了多天解轨道合成可有效提高单天解轨道的精度,并使定轨结果更加平滑;单天轨道边界处伪随机参数的引入可有效改善轨道跳变现象。

采用重置参数的轨道改进算法

当使用精度差的初始根数作定轨计算时,被估值的模型参数会吸收初值中所含误差而偏离其合理数值(如CD约为2.2),使定轨计算过程的RMS已不再变化,但轨道收敛到与实际状态有偏离的轨道上。文中给出的算例采用重置被歪曲的估值模型参数方法,首先以TLE根数为初值用精密定轨程序解条件方程,然后以第一轮迭代计算结果作为初始根数并重置模型参数,再进行第二轮迭代计算,使定轨计算结果收敛到正确轨道上,文中还使用另一颗激光卫星的双行根数作初值验证了该方法的有效性。较好地解决了因初值不准所引起的定轨计算不收敛,或收敛到与实际状态有偏离的轨道上的问题。最终得出的RMS达到厘米级精度。文中图示了两次定轨计算的RMS变化曲线图、残差分布图,迭代过程的资料采用率及定轨计算结果。

航天器抗攻击规避方法研究

首先基于相对轨道要素建立了满足一定精度要求的两飞行器相对运动动力学模型。考虑主要摄动因素以及航天器、未知目标的运动关系。利用航天器上微波雷达等设备测量航天器与未知目标之间的相对距离、高低角和方位角,以及相应的变化率,据此可以计算出被测量目标的相对位置和相对速度,进而计算航天器与未知目标之间的相对轨道要素,实现相对导航。当未知目标轨迹被识别后,根据预警策略判断未知目标是敌意的、非敌意的,并且判定航天器需要规避或暂时不需要规避。并且本文基于相对轨道要素提出了规避轨道机动策略,航天器可以远离未知目标,伴随未知目标飞行,跟随未知目标飞行,机动回到初始飞行轨道,等等。最后,利用Simulink对航天器相对轨道运动、轨道规避预警方案、自主相对导航方案、轨道规避控制策略进行了建模。选取了典型的未知目标攻击和航天器规避算例,从仿真结果可以看出,本文所述规避方法是可行性的。

变质量少体问题及其应用

该文以变质量质点动力学方程 (密歇尔斯基方程 )为基础 ,建立了变质量少体问题的运动方程 ,并利用小参数方法得到了变质量少体问题的分析解。文中还将研究结果应用到彗星运动上 ,讨论彗星轨道中非引力效应。指出非引力效应会导致某些彗星轨道半长径和偏心率等产生长期和周期变化 ,这些变化将明显地影响彗星运动的周期以及过近日点的时间和地点 ,因此在这些彗星精密定轨和探讨其轨道动力演化时应当考虑这种非引力效应。

GEO卫星快速发射入轨定点控制方法

提出了一种GEO卫星快速发射入轨定点方法,运载火箭将卫星发射进入GTO轨道后,由上面级或卫星自身在48h内快速定点到GEO轨道任意指定定点位置。考虑时间、测控等约束,在选定变轨策略基础上,以燃料消耗最小为目标,优化给出了快速入轨定点标称轨迹。采用无奇异的春分点根数描述轨道运动,基于最小二乘法给出了航天器在有限推力条件下变轨的闭环显式制导方法,控制航天器沿标称轨迹飞行。仿真算例表明,采用该变轨策略、轨道优化设计方法和制导律,可以完成GEO卫星快速入轨定点控制。