面向任务要求的编队轨道设计及基线性能分析

为了满足编队系统空间基线稳定性要求,在考虑J2摄动基础上提出了一种面向任务要求的编队轨道设计方法.在初步确定编队轨道参数后对从卫星平均半长轴进行了小量修正,从而使得系统满足稳定性要求,检验了编队系统空间基线性能.研究结果表明,该方法设计的编队初始轨道参数能使空间基线保持基本稳定,能够满足地面高程测量(DEM)和慢动目标检测(GMTI)的任务要求.     

编队飞行卫星相对运动的零J2摄动条件

地球形状摄动对卫星编队飞行的相对运动有很大影响,会使卫星的相对轨道发生转动或漂移。该文推导了主、从星沿小偏心率轨道运行情况下的相对轨道的零J2摄动条件。如果编队卫星的交点周期和节线的进动速率相等,那么J2摄动对相对运动没有影响,卫星可长期保持编队飞行。在选取的主、从星轨道根数之差为小量的前提下,给出了零J2摄动的一阶近似条件的解析表达式。仿真结果表明,当编队卫星的相对运动满足零J2摄动的一阶近似条件时,卫星相对运动轨道构形的漂移明显减少。     

J2摄动对编队飞行卫星相对轨道构形的影响

利用相对轨道根数法研究J2摄动对卫星编队飞行的相对轨道构形的影响,并利用高精度的算法进行数值仿真。结果表明:摄动可以使相对轨道构形发生转动与漂移两种变化。摄动引起相对轨道构形变化的形式,取决于参加编队卫星的轨道根数。当主、从星的轨道参数中只有升交点赤径不相同时,摄动对相对轨道构形几乎没有影响;当主、从星偏心率不相同时,摄动将引起相对轨道构形的转动;而当主、从星之间轨道倾角、近地点幅角和近地点时刻各不相同时,摄动将引起相对轨道构形的漂移。     

赤道平面J2束缚轨道研究

对近地航天器有显著影响的J2项摄动势函数是轴对称的.而当航天器的轨道倾角为零时,J2项势函数由轴对称退化为球对称.本文从能量的角度来研究近地航天器J2束缚轨道特性.通过引入"势能井"的概念,证明了J2项势函数作用下,赤道平面内存在两类束缚轨道:环形束缚轨道与圆形封闭轨道.根据总能量与有效势的关系,分析了形成这两类J2束缚轨道的条件.利用球对称势的周期性理论,借助椭圆积分推导了环形J2轨道径向周期、周向周期和向径的表达式,以及圆形J2轨道的周期和角速度.分析了圆形封闭轨道的稳定性,以及受到小扰动后向径的演化规律.最后探讨了这两类J2束缚轨道潜在的应用.     

赤道平面J2束缚轨道研究

对近地航天器有显著影响的J2项摄动势函数是轴对称的.而当航天器的轨道倾角为零时,J2项势函数由轴对称退化为球对称.本文从能量的角度来研究近地航天器J2束缚轨道特性.通过引入＂势能井＂的概念,证明了J2项势函数作用下,赤道平面内存在两类束缚轨道：环形束缚轨道与圆形封闭轨道.根据总能量与有效势的关系,分析了形成这两类J2束缚轨道的条件.利用球对称势的周期性理论,借助椭圆积分推导了环形J2轨道径向周期、周向周期和向径的表达式,以及圆形J2轨道的周期和角速度.分析了圆形封闭轨道的稳定性,以及受到小扰动后向径的演化规律.最后探讨了这两类J2束缚轨道潜在的应用.     

椭圆参照轨道的理想卫星编队队形设计

为了建立椭圆参照轨道卫星编队飞行的理想编队队形,该文从参照轨道要素描述的精确相对运动方程出发,概括出椭圆参照轨道的编队运动特点。依据这些特点,找到了几类具有特殊几何构形的理想编队轨道,并分析设计出由三颗星组成的用于遥感探测的3种编队队形。利用参照轨道要素方法能较方便地找到可能存在的理想编队轨道和队形,并解出相应的轨道要素;为设计有实用价值的考虑摄动的自然编队轨道和进行编队初始化提供科学依据。     

J2摄动情况下编队飞行卫星相对运动精确解析模型研究

给出了一种描述J2摄动情况下编队飞行卫星相对运动的精确解析模型．在近圆轨道情况下引入无奇点变量，得到了参考星相对运动坐标系中从星运动的一般形式，进一步推导了J2摄动影响下初始时刻无奇点平均／瞬时轨道要素偏差表示的任意时刻编队飞行卫星相对动力学解析方程．仿真结果表明，编队飞行相对运动解析模型的相对位置误差在运行14圈内可以达到m级，为经典Hill方程对应误差的1％左右，能够精确预报编队队形的变化规律，为提出有效队形控制策略提供了理论基础．同时计算量小，适合于编队卫星星上自主运算和自主方案规划．     

J2项摄动对分布式天基雷达波束形成的影响

分布式天基雷达小卫星不可避免地要受到摄动的影响,摄动不仅对卫星编队有影响,对雷达稀疏阵列的波束形成也会产生很大的影响。从卫星相对运动方程出发,利用轨道摄动方程,并引入编队构型参数,根据分布式天基雷达对各成员卫星间距小而稳定的要求,对采用空间圆编队的分布式天基雷达卫星编队进行了仿真。利用在J2项摄动影响下的分布式天基雷达卫星编队的仿真结果,进行了分布式天基雷达波束形成的仿真,分析了J2项摄动影响下波束指向的偏移量,为研究分布式天基雷达波束形成技术提供了重要的参考依据。     

遗传算法在近圆轨道编队设计中的应用

椭圆参考轨道的卫星编队队形设计比圆参考轨道要困难得多,有时很难找到符合队形要求的初始条件。基于L aw den方程,给出了利用遗传算法设计椭圆参考轨道情形下的星下点圆形编队设计方法。由于参考轨道为大偏心率椭圆轨道时不存在圆形星下点队形,只讨论了参考轨道为小偏心率椭圆的情形。与对圆参考轨道的C-W方程初始条件进行修正的方法相比,该方法有更高的设计精度。最后使用脉冲推力模型求解了椭圆参考轨道编队的能量最省队形重构的轨迹规划问题。结果表明,遗传算法可以很好地应用于小偏心率参考轨道编队的队形和重构轨迹设计中。     

多模式分布式遥感微纳航天器集群自然编队构型

分布式遥感技术是目前空间探测技术发展的重要方向,其核心是研究由多个微纳航天器组成的分布式遥感集群的系统特性,并根据不同的应用模式进行编队的维持与重构。由于微纳航天器所携带的燃料有限,如何在自然编队的条件下保持系统在较长时间内的构形稳定是基于分布式微纳航天器的遥感技术亟待解决的重要问题。该文针对多模式分布式遥感任务想定和燃料最省、求解高效等目标,研究了异构集群自然编队构型设计。提出了一种参数直接求解的方法,可以在平面内绕飞模式、领航模式等典型模式下直接获取编队中各伴飞航天器的轨道参数。STK仿真结果表明:该方法精度较高,编队构型稳定,可以满足应急遥感任务要求。     

卫星编队飞行的动力学特性与相对轨道构形仿真

为了克服 Hill方程的局限性 ,利用轨道根数描述卫星编队飞行 ,从理论上给出了长期编队所需的条件 ,包括相对位置和相对速度的关系 ,以及和各卫星相对轨道根数之间的关系 ;理论上证明了要长期近距离编队卫星轨道周期必须相同。仿真了各种不同轨道根数下的相对运动轨迹 ,与定性的理论分析进行比较 ,说明了轨道根数描述方法的优越性。方法可适用任意偏心率的椭圆轨道 ,将为飞行器编队飞行的轨道设计提供理论参考。不考虑摄动时轨道根数接近的飞行器不需主动控制而可长期保持近距离编队飞行     

M/OD失效风险评估系统开发及标准校验

 论述了空间碎片失效风险评估在航天器设计中的重要性,给出了自主开发的空间碎片风险评估系统（MODRAS）总体框架及图形用户界面。MODRAS分为空间碎片风险评估和微流星体风险评估两大模块,每个模块又包括M/OD环境模型、航天器建模、碰撞概率分析、失效概率分析以及航天器防护结构设计等功能模块。除了环境模型模块外,其他各功能模块均为共享模块,即可同时应用于空间碎片风险评估与微流星体风险评估。针对机构间空间碎片协调委员会（IADC）指定的单位立方体、单位球体及简单航天器3种标准工况,将MODRAS分析结果与美国航空航天局的BUMPER系统、欧洲空间局的ESABASE系统、德国MDPANTO系统以及航天五院MODAOST系统等国内外同类软件分析结果进行比较。结果表明,在微流星体环境下,MODRAS与BUMPER程序失效数分析结果相差在4%以内;而在空间碎片环境下,失效数分析结果最大相差8%,校验了MODRAS的分析精度。此外,还给出了3种标准工况遭遇M/OD的表面失效数分布。     

椭圆参考轨道编队卫星非线性周期性相对运动条件

利用编队卫星机械能之差守恒,提出了确定椭圆参考轨道编队卫星非线性周期性相对运动条件的新方法。该方法不用求解非线性相对运动微分方程,只需解一个一元二次代数方程,就可给出任意偏心率和非线性条件下,两个具有明显物理意义的周期性相对运动初始条件。利用这些条件,可找到不需消耗任何燃料的周期性相对运动轨道。最后的数值仿真结果验证了该方法和结论的正确性。     

基于相对偏心率/轨道倾角矢量的分离模块航天器队形设计方法

分离模块航天器是分布式空间系统的一种创新应用。针对分离模块航天器中伴飞模块经典轨道根数设计的问题,本文从运动学角度出发,给出了基于相对偏心率/轨道倾角矢量的分离模块航天器队形设计方法。在已知主模块经典轨道根数的情况下,通过定义的队形参数可以反算出伴飞模块的经典轨道根数,该方法描述简洁,并且具有很高的精度。最后的仿真结果表明了该方法的有效性。     

Origin of the orbital architecture of the giant planets of the Solar System

Planetary formation theories suggest that the giant planets formed on circular and coplanar orbits. The eccentricities of Jupiter, Saturn and Uranus, however, reach values of 6 per cent, 9 per cent and 8 per cent, respectively. In addition, the inclinations of the orbital planes of Saturn, Uranus and Neptune take maximum values of approximately 2 degrees with respect to the mean orbital plane of Jupiter. Existing models for the excitation of the eccentricity of extrasolar giant planets have not been successfully applied to the Solar System. Here we show that a planetary system with initial quasi-circular, coplanar orbits would have evolved to the current orbital configuration, provided that Jupiter and Saturn crossed their 1:2 orbital resonance. We show that this resonance crossing could have occurred as the giant planets migrated owing to their interaction with a disk of planetesimals. Our model reproduces all the important characteristics of the giant planets' orbits, namely their final semimajor axes, eccentricities and mutual inclinations.