月球借力发射火星探测器方法研究

为了使运载火箭能够适应更多的火星探测器发射窗口要求,本文提出了一种借用月球引力发射火星探测器的新方案：在满足运载火箭要求的条件下将探测器送入经过月球附近的过渡轨道,利用月球引力改变探测器的运动速度,使得探测器进入地火转移轨道.文中给出了一种两阶段搜索的数值方法,设计了月球借力的火星探测器入轨参数,得到满足运载火箭入轨要求的月球借力地火转移轨道.与传统的地火转移轨道相比,探测器入轨速度差别不大,但是本文提出的转移轨道改善了对入轨点近地点俯角的约束条件,降低了对火箭上面级滑行时间的要求.文中通过一个算例表明了该方法的可行性,仿真结果表明,该方法提高了火箭对发射窗口的适应性,同时也为今后的火星及其他行星际探测器发射任务提供了一种新的选择.     

火星探测飞行原理和发射时机分析

目前我国的火星探测轨道技术尚处于理论研究阶段,距离工程应用还有较大距离.本文的目的在于尝试从实际应用的角度出发,探讨火星探测任务中飞行原理和发射机会分析,以及发射日期、发射窗口决定中的一般问题.从共面圆轨道的简化假设出发,据霍曼转移所应满足的相位关系进行了未来几年的发射机会分析;在此基础上,针对不同发射日期和到达日期的组合,采用Lambert方法,计算绘制了反映对运载能力要求的C3等高线图和反映对飞行器机动能力要求的v∞等高线图,用于综合决定最佳发射日期;最后,根据发射方位角限制要求讨论了发射窗口（时段）决定的方法.     

分布式SAR小卫星编队轨道设计方法研究

编队轨道设计对分布式SAR小卫星的系统方案设计与性能分析具有十分重要的意义. 基于开普勒轨道方程推导了被动稳定的编队飞行轨道要素的近似解析解, 提出了一种适用于分布式SAR卫星特点的编队轨道设计方法, 并对编队轨道的精度进行了误差分析, 给出了典型的分布式SAR卫星编队轨道要素的计算公式. 针对L波段分布式SAR卫星进行了编队轨道参数设计, 给出了分布式卫星绕飞轨迹的计算机仿真结果, 验证了公式推导的正确性及轨道设计方法的有效性.     

小行星探测目标选择与转移轨道方案设计

系统地研究了我国开展小行星探测目标选择的技术方法和转移轨道设计方案，提出了一套完整的小行星探测任务目标选择与转移轨道方案设计方法．首先，针对小行星探测任务，讨论分析了具有较大科学探测价值目标星的选择问题；然后，针对探测目标的可接近性评价问题，提出了一种多次借力机制的可接近性评价方法，对探测目标进行筛选与评估，得到科学价值与工程可实现性兼备的目标星；根据探测任务发射时段等约束，基于Pork—chop图法确定出小行星探测任务的目标星；最后，根据探测目标的轨道特性，提出了一种基于等高线图法的借力天体选择方法，给出了2：1△V-EGA探测小行星的转移轨道方案．通过对该方案的分析，给出了一种多目标交会转移轨道设计与优化方法，将原方案扩展为中途可飞越两颗主带小行星的“一探三”任务方案，以增加探测任务的科学回报．     

载人登月近月段中止轨道特性分析与设计

近月段距离地球遥远,若飞船发生故障,将严重威胁航天员的生命安全.针对近月段制动引起的飞船主发动机失效从而导致的任务中止问题,首先分析由于主发动机失效可能引起的轨道类型以及与之对应的中止方式;然后在双二体假设下,提出普适的非共面近月段中止轨道计算方法.在此基础上,对中止轨道的特性进行分析,并给出中止轨道在能量消耗,飞行时间等方面的特性.最后,给出主发动机多种失效情况下的仿真算例.仿真结果验证了本文提出方法的有效性.     

日本计划发射载人宇宙飞船

日本《朝日新闻》报道 ,日本三个宇航机构最近联合编制了宇宙开发设想 ,计划在 2 0 2 0年度正式发射载人宇宙飞船。报道说 ,日本计划利用无人水平起降机发射载人宇宙飞船。自动操作的无人起降机首先负载着宇宙轨道飞船像飞机那样水平起飞升空 ,飞船将在大气层与起降机分离 ,然后依靠自己的动力在轨道上飞行。日本计划发射的宇宙轨道飞船全长 30米 ,主翼宽 14米 ,重 130吨 ,可以乘载 5至 8人。用来发射飞船的无人起降机全长 6 5米 ,主翼宽 30米 ,重 140吨。这三个宇宙机构认为 ,这种宇宙飞船的最大特点是大部分设备和器材可以重复使用 ,能够…     

一种环月交会对接航天器的自主导航方法

我国正在进行月球采样返回工程,月球轨道交会对接是采样返回任务中关键环节之一.本文提出了一种新交会过程中目标航天器和追踪航天器自主航方法.该方法综合利用成像敏感器、交会雷达和激光高度计测量信息,结合绝对轨道动力学模型,利用UKF滤波算法设计航滤波器,能够同时估算交会对接过程中追踪航天器和目标航天器绝对轨道参数.在月球阳照区,采用成像敏感器和交会雷达测量信息进行自主航;在月球阴区,则采用交会雷达和激光高度计测量信息进行自主航.通过理论分析和数学仿真,验证了所提出自主航方法有效性.本文所提出方法为月球轨道交会对接工程实现提供了理论参考.     

高速铁路无砟轨道不平顺谱

研究提出了我国高速铁路无砟轨道不平顺谱的计算方法、轨道不平顺谱拟合公式及轨道不平顺谱图.为提高轨道不平顺谱的计算精度,研究提出了基于线性插值和小波分析方法的轨道不平顺检测数据异常值和趋势向剔除算法.同时通过不同窗函数长度、不同窗函数和不同谱估计方法的轨道不平顺谱计算对比分析,确定了轨道不平顺谱的计算方法.利用高速综合检测列车检测数据计算确定了高速铁路无砟轨道不平顺谱及其拟合公式,并引入倍频能量表反映高速铁路无砟轨道周期结构的影响.由轨道不平顺谱拟合公式与倍频能量表共同构成的高速铁路无砟轨道不平顺谱,为高速铁路设计、评估和养护维修等提供了依据.     

利用引力辅助的行星际周期轨道间转移研究

三体动力学系统动平衡点附近存在的周期轨道在空间探测任务中有着重要的应用价值.本文研究了流形不相交三体系统周期轨道间的转移问题,提出了一种结合流形和引力辅助技术的转移轨道设计方法.首先通过定义近拱点庞加莱映射搜索周期轨道不变流形的近拱点,然后给出了任意初始状态达到一定双曲超速所需速度增量的计算方法,从而得到了最佳逃逸流形和捕获流形的选择依据,并结合等高线图法与近拱点庞加莱映射分析了周期轨道利用该方式进行逃逸或捕获的性质.在此基础上,基于受摄三体模型建立了流形逃逸点到捕获点转移轨道的优化模型,通过微分修正策略将优化模型化简为仅有两个参数的无约束优化问题,并采用单纯形算法进行了求解.以地球-火星和地球-金星转移为例对所提方法的有效性进行了验证,数值结果表明:结合流形和引力辅助技术可有效降低周期轨道间转移的能量消耗.     

基于Floquet模态的平动点航天器编队构形设计与控制一体化方法

基于Floquet理论研究三体平动点周期轨道航天器编队的构形设计与控制方法.首先,介绍平动点周期轨道的Floquet理论,对Floquet模态进行仿真分析,利用Floquet模态可以线性表达相对于平动点周期轨道的运动偏差,并推导出了其模态系数的时间函数表达式,对于Z振幅较小的halo轨道,证明了周期模态的系数接近常值;在此基础上,应用Floquet模态对平动点轨道航天器编队构形进行设计,利用周期模态3,5或模态4,6的组合得到了多类特殊的规则构形;最后,提出了同时控制5个Floquet模态的相对运动轨道控制方法,仿真表明：该方法有效,并具有精度高、频度低、燃耗省等优势.本文形成了一种基于Floquet模态理论的平动点轨道航天器编队构形设计与控制的一体化方法,并基于该方法得到了几类特殊的规则构形,这对于深空探测任务轨道设计有重要的参考价值.     

载人登月任务中止轨道问题综述

任务中止轨道是载人登月飞行过程中发生故障后,航天员安全返回地球的通道.在总结国内外对任务中止轨道研究的基础上,首先从整体上分析了任务中止的基本要素;然后,结合载人登月飞行过程,重点讨论了各飞行阶段对任务中止轨道的要求及如何合理选择中止轨道的问题.并针对飞行时间和能量消耗两个关键因素,提出任务中止优化的一般途径.最后,对我国载人登月任务中止问题的研究提一些建议.     

一种基于自适应种群变异鸽群优化的航天器集群轨道规划方法

航天器集群在复杂条件下的轨道规划问题是当前航天领域的热点以及难点.本文针对分布式集群航天器在队形变换过程中的轨道最优规划问题进行了研究,提出了基于自适应种群变异的鸽群算法(adaptive population variation pigeon-inspired optimization, APVPIO).本文对经典PIO算法中的核心演化算法、演化停滞以及易陷入局部最优解问题进行了研究.同时针对经典PIO算法的适应度函数进行了研究,并且结合轨道规划问题进行了改进.最后基于自适应种群变异的鸽群算法进行了仿真实验,结果表明, APVPIO算法,相比于经典PIO算法、PSO算法在极大减少计算量的同时,有更优规划结果、更深的种群演化深度以及更快的收敛速度,可以满足航天器集群在复杂约束条件下的轨道规划问题.     

基于J2摄动的人工冻结轨道控制方法研究

自然情况下, 由地球非球形摄动J₂项形成的冻结轨道的倾角必须等于某临界倾角, 限制了冻结轨道的应用范围. 文章提出仅在横向或者在横向以及径向2 个方向均施加连续常值小推力的2 种控制策略, 在非临界倾角条件下, 实现“人工”冻结效果. 对控制策略进行了优化设计, 在确保不会对其他轨道要素的长期变化产生影响的前提下, 使得燃耗最小. 进一步从理论上证明了横向控制比径向控制更节省能量. 仿真算例表明, 相比已有的2 种研究方法, 本文提出的能量最优控制策略相同条件下可分别节省54.6%或86%的燃料.     

球形卫星轨道大气就位探测初期结果

球形卫星是我国首颗集大气成分、大气密度探测和精密定轨为一体的球形小卫星,主要载荷为轨道大气探测仪,于2021年10月14日发射入轨,轨道高度为520 km,倾角为97.4°.本文简要介绍了轨道大气探测仪,并对在轨初期的测试结果进行了分析和讨论.大气密度实测值与F10.7和Kp值具有强相关性; 2021年11月3日太阳和地磁活动宁静期大气密度峰值与谷值比为3.02; 2021年11月4日较强磁暴事件期间全球大气密度实测峰值由2.8×10^-13kg/m³跃升到8.0×10^-13kg/m³,涨幅达2.857,而模式值涨幅仅为1.316倍,实测值还显示了此次事件期间大气密度强增强起始于南极及高纬地区,并向中低纬区域传播,而模式值则仅显示了暴时大气密度南北半球对称弱增强的态势.结果表明,实测数据反映了轨道大气密度在宁静期和磁暴事件期间的时空分布变化,在大量实测数据基础上可实施对热层大气模式的修正.     

地球同步轨道废弃卫星清理方法初步研究

美国IRIDIUM 33卫星与俄罗斯COSMOS 2251卫星相撞事件表明解决在轨卫星相撞事件已经是现实问题.文章分析了失效卫星轨道长期变化规律和对工作在同步轨道航天器的影响,给出了2009年7月两颗地球同步轨道卫星非常接近的计算实例,尽管碰撞并未发生,但同步轨道上由于两颗卫星距离太近而进行规避控制已经是卫星在轨测控的重要内容.基于现成的卫星制造和控制技术,提出了一种清理失效卫星的设想,清理卫星由母星和子星组成,子星体积小且质量轻,用于捕抓失效卫星并将其带离同步轨道,母星携带足够燃料停留在定点位置,用于给子星补充燃料,使子星能够反复使用.文章设计了轨道接近和捕获策略,推导了计算公式,分析结果表明该方法能够充分节省燃料,理论上只需要几颗清理卫星就可以清理干净地球同步轨道.     

前言——记嫦娥四号月球探测器专题

<正>嫦娥四号任务实现了人类首次月球背面软着陆和巡视勘察,意义重大,影响深远,举世瞩目.嫦娥四号探测器系统由着陆器、巡视器"玉兔二号"和中继星"鹊桥"组成.嫦娥四号任务分为两次发射:第一次, 2018年5月21日,中继星成功发射, 6月14日顺利进入绕地月L2平动点的Halo使命轨道;第二次, 2018年12月8日,着陆器、巡视器组     

双月旁转向周期轨道的解集域分析

双月旁转向周期轨道是限制性三体问题框架下的一类大尺度周期轨道.首先,分析了双月旁转向周期轨道的形成机理,采用了圆锥曲线拼接法进行轨道的初步设计;其次,深入剖析了双月旁转向周期轨道的解集域空间,并结合数值仿真,绘制了解集域内轨道参数的分布图;最后,比较了不同地心拱线旋转角速度下的轨道参数,并给出了两条典型轨道在各种坐标系下的轨道图形.结果表明：采用圆锥曲线拼接法进行双月旁转向周期轨道的解集分析是可行的,计算数据和结论能够为进一步轨道设计提供参考.     

小推力限制性三体系统下稳定平动点附近的高阶解

小推力可使得限制性三体系统下的非平衡点转变为人工平动点,处于该点的航天器在会合系下与两主天体相对静止.人工平动点丰富了经典限制性三体系统的平动点轨道资源,可较大程度地满足深空任务对平动点轨道的需求,从而使得任务设计更加灵活.稳定人工平动点附近的轨道有较好的稳定性,以此为任务轨道只需少许的燃料消耗即可实现轨道保持.考虑到稳定人工平动点的动力学性质,将其附近的拟周期轨道展开为长周期振幅、短周期振幅以及垂直周期振幅的级数解形式,构造了任意高阶的级数解.构造的级数解可较好地近似人工平动点附近的运动,并且表征这些轨道的参数有助于平动点任务的轨道设计.为了研究级数解的适用范围,最后对其收敛域进行了计算.     

基于参数优化的平动点轨道族简单生成方法

在圆限制性三体问题框架内,针对不同类型平动点轨道的特点,提出一种基于优化算法的平动点轨道生成方法.通过设定轨道特征点,以轨道闭合程度为目标函数,使用优化算法寻找精确的初始状态,可得到闭合程度很高的平动点周期轨道;以航天器在限定区域自主运行时间为目标函数,使用优化算法将航天器状态不断修正到稳定流形上,理论上可得到任意时间长度的平动点拟周期轨道.这种方法简洁高效,通用性强,灵活性高,不需要使用任何解析方法即可得到多数典型类别的平动点轨道.将其应用到深空探测轨道任务中,将大大降低平动点轨道的计算难度,为平动点轨道设计提供一种新的思路.     

冲击荷载作用下CRTSⅢ型板式轨道-路基系统动力特性研究

应用ABAQUS有限元软件建立CRTSⅢ型板式轨道-路基动力分析模型,计算了在落轴冲击荷载作用下CRTSⅢ型板式轨道-路基系统的动力响应,并将仿真计算结果与试验结果进行了对比,验证了模型的可靠性.在此基础上,研究了扣件刚度、路基基床弹性模量、自密实混凝土弹性模量以及长期服役状态下混凝土弹性模量的降低对轨道-路基系统动力特性的影响规律.结果表明:扣件刚度对各部件振动加速度影响较大,路基基床弹性模量对其影响较小;轨道结构在服役过程中混凝土弹性模量的降低会引起轨道板加速度有较大的增幅,应引起重视.