空间站伴随卫星编队飞行轨道设计

在考虑地球扁率摄动影响时 ,用动力学和运动学两种方法研究空间站伴随卫星编队飞行的轨道设计。动力学方法依据 C- W方程 ,通过轨道根数和相对运动参数的相互转换进行轨道设计 ;运动学方法以轨道根数为参数给出了基准伴随卫星的绕飞轨道方程 ,据此可直接得出其轨道根数 ,然后通过解绕飞轨道方程得出一般伴随卫星的轨道根数。以空间站为中心的对地观测编队卫星群 (其绕飞轨道在当地水平面的投影为圆 )为例 ,分别利用两种方法进行了设计分析 ,结果表明两种方法是基本一致的 ,均可用于伴随卫星编队卫星群的轨道设计。

基于行为的太阳帆群编队方法

文章提出了一种基于行为的太阳帆群编队路径规划方法。通过行为控制技术,在有限的感知信息条件下,便可获得自动的分布式控制律,将同质的各太阳帆导引至目标构型。导引过程中,各帆期望速度均为所设置三个行为速度(聚集、排斥、驻留)的矢量和,而各行为参数则利用目标构型的对称性进行设置。特别地,为了降低控制成本,聚集行为在仿真中利用了太阳引力、光压实际环境下形成的太阳帆轨道性质进行改造。通过日心悬浮轨道上的太阳帆群编队数值仿真,验证了文中方法的有效性和优越性。仿真结果表明,仅通过设置三个简单的行为,便可在日心悬浮轨道上得到许多有价值的太阳帆群构型。此外,通过修改其中的聚集行为,该方法可以很容易地移植到太阳帆行星悬浮轨道以及椭圆型三体问题中的太阳帆轨道编队应用上来。

考虑摄动影响的空间站伴随卫星群轨道设计

以运动学方法为基础,考虑摄动对长期相对运行轨道的影响,推导了空间站伴随卫星长期运行的条件表达式,该方法利用不同天体力学特性,将相对运动参数与轨道要素直接联系起来,得到了摄动力和相对轨道要素之间的关系.地球扁率的影响可通过二者轨道要素的取值约束部分消除,而大气阻力的影响因二者弹道系数的较大差异难以从理论上进行消除,必须利用推力装置或者回收释放的方法进行轨道修正.

空间站在轨组装的微纳卫星模块化设计与集成方法

针对空间站在轨组装微纳卫星的特点,提出了一种面向空间站站内人员在轨组装的微纳卫星模块化设计与集成方法,此方法提供了基于标准结构板与模块定位销的空间站内微纳卫星装配方案,与现有模块化集成设计技术相比,得益于良好的上行力学环境,卫星结构、功能模块无需高强度结构设计,组装的卫星更轻巧;具有在空间站失重环境、工具有限条件下宇航员快速便捷完成模块装配、连接、去除、增加、更换等各种操作的优点;采用开放式组装架构,扩展性强,可根据任务需求,实现不同功能微纳卫星的更快组装、部署。可为我国空间站在轨组装及部署微纳卫星提供设计参考,有效降低空间站在轨组装难度和工作量。