低轨回归轨道卫星轨迹漂移特性分析与控制

针对低轨回归轨道卫星,建立了星下点轨迹漂移的数学模型,研究了星下点轨迹保持控制的问题。首先,分析了回归轨道星下点轨迹的约束条件,给出了星下点轨迹漂移与卫星轨道根数偏差之间的关系。在此基础上,将星下点轨迹保持控制问题转化为基于平均轨道根数的相对轨道控制问题,其中参考卫星是虚拟的,仅受到地球引力影响,利用高斯摄动方程建立了包含J₂摄动和大气阻力摄动的相对运动方程,基于Lyapunov理论设计了星下点轨迹保持的相对平均轨道根数反馈控制律。仿真结果表明,所设计的星下点轨迹控制律能有效地实现星下点轨迹保持的要求。     

卫星星座及其覆盖问题建模与可视化仿真

为了便于对卫星星座及其覆盖特性进行研究,笔者独立开发了一套卫星星座可视化仿真软件,该软件可以动态演示星座的三维几何构型、卫星的姿态运动以及相应的卫星星下点和覆盖区。该软件由存储、计算和结果显示模块组成。存储模块使用了数据库技术来对相应的初始参数进行操作;结果显示模块使用了OPENGL和简单GIS技术来演示星座运行、卫星姿态以及星下点轨迹和覆盖圆情况。并给出了计算模块所使用的轨道动力学模型、姿态模型以及覆盖模型。轨道动力学模型考虑了大气阻力和J2项摄动,并使用Cowell法建立轨道运动微分方程,利用Adams线性多步法进行求解,以保持较高的计算精度。姿态模型主要使用姿态四元数建立相应的姿态运动。覆盖模型则针对稀疏星座对固定目标的重访时间进行了建模,提出了数值法与解析法求解重访时间的方案。最后给出了程序运行效果与仿真算例。     

地球同步卫星的小推力离轨最优控制

地球同步卫星结束服务时,需要离开地球同步轨道。考虑利用小推力的方式使得地球同步卫星离轨。将小推力的最优控制问题考虑为一个平面轨道转移问题,利用最优控制理论建立两点边值问题求解轨道转移问题,并给出数值计算结果。     

LEO卫星可见性的快速仿真算法

研究LEO卫星可见性的快速算法在事件驱动和时间步进的实时仿真环境中具有非常重要的意义.首先对LEO卫星的运动特点进行理论分析,引入了"可视球冠"的概念并给出了一些新的计算公式.然后在此基础上提出了计算LEO卫星可见期的变轨交圆补偿(SOICC)算法.与以往的方法不同,本算法采用变倾角的大圆近似可视窗口内的星下点轨迹并建立了补偿方法.仿真结果表明本算法的可见期误差约为0.152%,可见始末时刻的误差约为0.92秒,具有很高的精度.     

基于Hill方程近地卫星模型预测轨道保持方法

近地卫星偏离标称轨道的过程可以表示为该卫星和一个在标称轨迹上运行的"虚"卫星的相对运动,服从Hill方程。在此基础上建立一种在线控制方法,利用模型预测控制(MPC)进行轨道优化和偏差消除,使用多变量优化的控制算法,将控制量的大小与轨道器的轨道偏差联系起来,形成反馈系统,通过给出开环和前馈-反馈闭环两种形式的控制方程,建立基于甚小推力发动机多次点火的轨道控制方法,从而确定控制量将卫星轨道实时保持在偏差管道内。     

通用的SAR系统分辨能力评估方法

提出了一种通用的合成孔径雷达(synthetic aperture radar, SAR)系统分辨能力评估方法,该方法可对复杂轨迹SAR系统(比如圆轨迹,同步轨道卫星和双基地SAR等)的分辨能力进行高效率、高精度评估。首先,推导化简了模糊函数的表达式。接着,根据模糊函数在0~-3dB之间的抛物线形状特性,在满足评估精度的要求下,本文采用四次多项式来近似该模糊函数,进而得到了对SAR系统分辨能力进行评估的解析表达式。最后,圆轨迹、同步轨道卫星以及双基地SAR的仿真实验验证了该方法的有效性。     

基于CARTWHEEL构型的小卫星星座有效基线分析

编队小卫星有效基线分析是编队小卫星SAR系统性能分析的关键,提出了针对Cartwheel编队构型的精确基线分析方法.将小卫星星座绕飞轨迹Hill方程与地球自转相结合,综合考虑两者的影响,精确的对Cartwheel构型星座有效基线进行仿真计算,并且对星座在不同轨道位置的基线偏差进行了分析.     

同步轨道SAR参数分析及成像方法

针对地表信息探测及监控的地面遥感应用场合,利用同步轨道卫星对地观测重复周期短、可实时监控的特点,从概念、原理上对同步轨道合成孔径雷达进行了说明,对其参数设计方法进行了研究。在条带成像模式下对卫星相对运行轨迹和波束覆盖范围进行了重点研究,理论上分析和计算了卫星轨道及姿态对雷达成像斜视角及多普勒中心的影响。基于对中国地区地理的监测,设计了一组有效的雷达参数,对此进行了理论仿真,对GEOSAR成像中的距离多普勒成像算法和后向投影算法分别进行了对比和说明。通过数据仿真结果验证了本系统的有效性和可行性。     

基于小波变换的轨道摄动时间序列建模及仿真

卫星摄动分析是卫星定轨的关键。卫星摄动变化规律复杂,直接影响定轨精度和计算效率。在摄动力分类和轨道摄动偏差统计分析的基础上,给出了一种基于小波变换的卫星轨道摄动时间序列分析建模方法。研究了基于小波变换的卫星轨道摄动偏差特征提取方法,能够对轨道摄动偏差做出很好的预测和噪声平滑;采用时间序列分析方法,构造了摄动偏差残差的统计模型;建立了基于卫星轨道摄动偏差残差AR（2）平稳时间序列表示的稀疏参数化卫星摄动的精确模型,达到对卫星轨道进行有效预测的目的。     

基于伴随星的多模式最优接近研究与仿真

利用最优控制理论编制了在伴随轨道下对中心卫星的固定时间连续推力的最优能量轨道转移程序,通过不同终端条件的设定,该程序应用于对中心卫星不同交会形式。仿真分析了卫星在低地轨道运行中所产生的建模误差,研究分析了不同初始条件对中心卫星最优接近的能量影响以及在不同初始条件下最优轨道的特点。     

基于遗传算法的区域覆盖共地面轨迹卫星星座的优化设计

讨论了使用MATLAB的遗传算法工具箱GATOOL进行区域覆盖共地面轨迹卫星星座的优化设计方法。介绍了共地面轨迹卫星星座的参数特性,讨论了使用遗传算法工具箱GATOOL进行区域覆盖共地面轨迹卫星星座优化设计的方法,针对中国区域进行了仿真设计。仿真结果表明,该类型星座能够以较少数量的卫星为我国提供良好的覆盖性能,适于我国的区域覆盖卫星通信系统采用。     

基于BP神经网络的纳卫星轨道热环境辨识

为了实现纳卫星轨道热环境的辨识,在纳卫星热系统动态特性模型以及BP神经网络的基础上,建立纳卫星轨道热环境辨识模型.首先,利用周期性空间外热流输入求解纳卫星热系统动态特性模型,然后,选取数据样本完成BP神经网络的训练.最后,将训练后的BP神经网络应用于实际的纳卫星飞行模式中的轨道热环境辨识,进行验证.通过辨识结果与实际轨道热环境的对比,证明了纳卫星轨道热环境辨识模型的泛化能力及准确性.     

灰色关联分析法在卫星初轨选优中的应用

针对航天测控中心利用各种数据源确定的多组初始轨道如何选优问题,提出了一种基于灰色关联分析的卫星初始轨道选优算法。通过分析确定卫星初始轨道的数据源及定轨原理,应用该方法并结合测控专家的经验,建立了初始轨道选优的评价指标体系,成功地利用标称轨道作为属性基向量,解决了比较数列的生成问题。通过一颗典型的太阳同步轨道卫星为例,引入Spearman等级相关系数与最新研究成果相比较的方法,验证了该方法的合理性和正确性。     

基于卫星可靠度和MTTR星座空间备份策略设计

基于卫星可靠度建立了星座系统可靠度模型,分析了星座构型、卫星的可靠度、备份卫星数目对星座系统可靠度的影响。通过分析备份卫星的可用性、卫星的固有可用度,提出了备份卫星轨道设计约束条件。基于平均修复时间建立了备份卫星重构控制模型,分析了备份卫星数目、备份卫星轨道、平均修复时间对备份卫星重构控制平均特征速度的影响。最后针对卫星星座对系统可靠度和平均修复时间的需求,提出了一套备份卫星子星座构型优化设计方法并给出了设计实例。     

卫星任务分析与轨道设计数字化平台

针对卫星一体化、数字化设计的趋势,以通用卫星分析工具STK(SatelliteToolKit)为基础,利用STK/CON模块提供的接口功能,把面向用户要求的轨道设计程序与STK强大的演示和验证功能通过VC 编成的外部命令结合起来。在针对用户不同任务要求基础上实现了集设计、分析、仿真、验证和强大数据功能于一体的卫星任务分析与轨道设计数字化平台。该平台可以实现卫星轨道设计的全数字化、快速化、可视化以及多功能性,为卫星轨道设计方案的优选、优化和验证提供基础。     

纳卫星轨道热环境仿真分析

轨道热环境分析对于纳卫星热控系统的设计与仿真研究具有重要意义。针对进行纳卫星轨道热环境分析的关键问题,通过详细的数学分析,建立起计算简单、便于应用的纳卫星本体质心坐标系内的太阳向量、地球向量的仿真计算模型,以及外热流分析所必需的其它时变空间几何参数的计算方法,满足了纳卫星热控系统的在轨仿真计算中快速、简便的进行太阳辐照、地球辐照、地球反照等外热流计算的客观需要,进而应用上述模型和方法对一椭圆轨道近地空间探测纳米卫星的轨道热环境进行了仿真计算,并对其结果进行了详细的分析与讨论。     

圆饼卫星三轴姿态控制

利用卫星低轨道两个主要环境力矩 (重力梯度矩和地磁力矩 )对卫星三轴姿态进行控制。卫星的形状为圆饼状 ,用以获得所需的重力梯度矩。卫星上的永久磁棒获取所需的地磁力矩。为了提高卫星的姿态精度 ,沿永久磁铁方向安装一反作用飞轮。对卫星在圆轨道的姿态进行了分析 ,并给出仿真结果。从分析和仿真结果可以看出 ,此卫星具有结构简单、姿态稳定、精度高等优点。     

基于摄动的不稳定编队协同控制系统仿真

编队卫星构形精确保持是实现分布式卫星任务的关键技术。基于摄动对编队相对轨道构形的影响,针对卫星轨道半长轴有偏差的不稳定编队,设计了一种基于视线测量无主星编队的循环协同控制系统。编队中每一颗卫星跟踪自己轨道前方邻近卫星,产生一个视线测量矢量,编队的第一颗卫星追踪最后一颗卫星,产生循环编队,将编队卫星之间的视线距离作为反馈控制量来实现队形控制,文章给出了相对摄动力方程和控制系统的仿真算例,仿真结果表明,该循环协同控制系统能够实现队形控制的稳定性。     

基于遗传算法的卫星攻击轨道优化方法

在空间攻防与卫星对抗中,当目标卫星周围有若干小卫星以编队形式对其绕飞时,为使拦截卫星成功击中目标卫星,并且避开编队小卫星的防御区,必须对拦截卫星攻击轨道进行规划。寻找到一条既能满足安全性、快速性,又能节省燃料的最优路径。而利用经典数学规划方法,如序列二次规划方法,虽能寻找到最优路径,但并不适应于解决空间对抗中复杂攻防环境模型下的轨道规划问题。为此本文提出基于遗传算法的拦截卫星攻击轨道寻优方法。建立目标卫星编队小卫星的动态防御模型作为环境模型,采用可变长度实数编码方式,根据攻击轨道安全性、快速性、燃料消耗最少等要求建立综合适应度函数,并对遗传算子及置换运算方法进行设计。通过仿真验证,本文提出的轨道优化方法能够寻求到最优攻击路径,并且算法收敛速度较快。     

基于ALPSO算法的低轨卫星小推力离轨最优控制方法

低轨卫星在到寿后,需要在一定时间内离轨,而轨道高度高于800 km的卫星难以在自然条件下离轨。为了使卫星在规定时间内离轨,提出一种基于增广拉格朗日粒子群优化(augmented Lagrangian particle swarm optimization, ALPSO)算法的低轨卫星小推力离轨最优控制算法。首先依据小推力的特点列出摄动方程,并利用哈密尔顿方程求出带协状态参数的最优控制率。而后分别阐述了粒子群算法和增广拉格朗日方法,并据此得出了算法流程。最后与遗传算法的优化结果进行对比。结果表明, ALPSO算法迭代次数较少,收敛精度较高,降低轨道高度的第一种处置轨道适用于轨道高度821 km的卫星离轨,离轨时间为857天。该算法可用于低轨卫星小推力离轨问题的求解。