太阳同步回归轨道的长期演变与控制 被引量：26

1

作者 杨维廉 《航天器工程》 2008年第2期26-30,共5页

近地轨道的遥感卫星绝大部分都采用太阳同步回归轨道。这类轨道由于受到大气阻力的影响,半长轴将不断地衰变并导致地面轨迹的东漂,为保持回归特性需周期性地对半长轴进行调整。另一类长期变化是太阳引力引起的倾角变化,这是太阳同步轨... 近地轨道的遥感卫星绝大部分都采用太阳同步回归轨道。这类轨道由于受到大气阻力的影响,半长轴将不断地衰变并导致地面轨迹的东漂,为保持回归特性需周期性地对半长轴进行调整。另一类长期变化是太阳引力引起的倾角变化,这是太阳同步轨道特有的。倾角长期的变化又进一步导致回归轨道的标称半长轴和降交点地方时的相应变化。文章给出了这些变化的解析模型以及轨道控制的策略。 展开更多

关键词 遥感卫星 太阳同步轨道 回归轨道轨道控制

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一类由星下点反算卫星近圆回归轨道的方法 被引量：8

2

作者 段方 刘建业 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2006年第3期38-43,共6页

提出了一类近圆回归轨道的设计方法,解决当飞行任务对星下点有要求时,近圆回归轨道的设计问题。分析了星下点轨迹与轨道参数的关系,概括为当对星下点轨迹有要求时,近圆回归轨道的设计依赖于轨道半径和轨道倾角两个参数的确定。以轨道半... 提出了一类近圆回归轨道的设计方法,解决当飞行任务对星下点有要求时,近圆回归轨道的设计问题。分析了星下点轨迹与轨道参数的关系,概括为当对星下点轨迹有要求时,近圆回归轨道的设计依赖于轨道半径和轨道倾角两个参数的确定。以轨道半径和轨道倾角为未知量依据星下点轨迹要求条件构建了非线性方程组,但直接求解过于复杂,采取迭代的方法解决。编制了MATLAB程序进行设计计算,并将计算结果用软件STK(Satellite Tool Kit)进行仿真。仿真结果显示,该算法能够较好的实现设计目标。 展开更多

关键词 星下点轨迹 轨道倾角 摄动 回归轨道 仿真 人造卫星

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离轨段回归轨道设计 被引量：5

3

作者 汤敏兰 刘赟 《航天控制》 CSCD 北大核心 2013年第6期62-65,70,共5页

针对离轨段轨道设计中飞行器需周期性满足离轨点要求的问题,提出了一种具有一定回归周期的回归轨道设计方法。与以往的给定星下点轨迹和回归周期来求解回归轨道的轨道高度和轨道倾角的设计方法不同的是,该回归轨道设计可以在不改变原有... 针对离轨段轨道设计中飞行器需周期性满足离轨点要求的问题,提出了一种具有一定回归周期的回归轨道设计方法。与以往的给定星下点轨迹和回归周期来求解回归轨道的轨道高度和轨道倾角的设计方法不同的是,该回归轨道设计可以在不改变原有轨道倾角的情况下,在一定范围的轨道高度内寻找满足回归周期要求的回归轨道;并且能保证设计的回归轨道星下点轨迹经过离轨点星下点。通过分析半长轴在回归轨道设计中的影响,得到了求解回归周期和推算升交点赤经的方法。最后针对离轨实例进行MATLAB仿真,同时对比卫星仿真软件的仿真结果,验证了所提方法的有效性。 展开更多

关键词 离轨轨道设计 回归轨道 回归周期 升交点赤经 离轨时刻

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星链Ⅲ期回归共地面轨迹星座构型与覆盖分析 被引量：1

4

作者 王迪 骆盛 +1 位作者 王勇 王磊 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期150-158,共9页

基于轨道同步进动特性分析了星链卫星系统Ⅰ期、Ⅱ期星座演化趋势,揭示了多Walker-δ子星座构型存在的问题,研究了星链Ⅲ期拟采用的回归共地面轨迹星座构型的实现机理,并对其覆盖特性进行了仿真分析。结果表明:不同倾角的回归共地面轨... 基于轨道同步进动特性分析了星链卫星系统Ⅰ期、Ⅱ期星座演化趋势,揭示了多Walker-δ子星座构型存在的问题,研究了星链Ⅲ期拟采用的回归共地面轨迹星座构型的实现机理,并对其覆盖特性进行了仿真分析。结果表明:不同倾角的回归共地面轨迹卫星链可以在轨道高度差异很小的情况下实现同步进动,相对于多Walker-δ子星座的构型具有构型更稳定、覆盖性能更优的明显优势,特别适合巨型低轨互联网卫星系统。该研究可为加速推进我国同类卫星系统建设提供借鉴。 展开更多

关键词 星座构型 轨道同步进动 回归轨道 共地面轨迹 卫星链

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太阳同步回归轨道的轨道面外运动及在轨数据分析 被引量：4

5

作者 杨盛庆 王文妍 +3 位作者 杜耀珂 完备 王嘉轶 穆少阳 《上海航天（中英文）》 CSCD 2023年第1期136-143,共8页

针对近地太阳同步回归轨道的轨道面外运动,基于在轨遥测数据分析了轨道倾角和降交点地方时的运动变化规律。日月三体摄动对轨道倾角产生了长周期和短周期的运动,基于数据驱动方法进行了不同周期运动的辨识与分解,并与经典的解析解进行... 针对近地太阳同步回归轨道的轨道面外运动,基于在轨遥测数据分析了轨道倾角和降交点地方时的运动变化规律。日月三体摄动对轨道倾角产生了长周期和短周期的运动,基于数据驱动方法进行了不同周期运动的辨识与分解,并与经典的解析解进行了比对。解析解反映的倾角半月周期运动与在轨数据基本一致,可以作为倾角半月周期运动的预报依据。基于轨道面外运动特征,分析了自主轨迹保持任务中虚拟编队构形参数与轨道面外参数的相关性。在精确回归轨道保持时充分考虑了轨道面外运动的特征,降低了自主轨道面外控制的频次。研究结果可以作为轨道面外运动轨迹优化的基础。 展开更多

关键词 太阳同步 回归轨道 倾角 降交点地方时 日月三体摄动 自主轨迹保持 虚拟编队

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回归大椭圆轨道卫星轨迹保持策略与仿真 被引量：3

6

作者 杨悦 吴功友 +1 位作者 白沁园 杨永安 《科学技术与工程》 北大核心 2013年第26期7711-7715,共5页

为了实现大椭圆轨道卫星星下点在一定经度范围内回归,保持对特定区域的长时间观测,对优化轨迹保持策略进行了深入研究。首先提出了必须根据共振大椭圆卫星的轨道演变规律进行轨迹保持。同时分析了大椭圆轨道卫星满足回归条件的轨道约束... 为了实现大椭圆轨道卫星星下点在一定经度范围内回归,保持对特定区域的长时间观测,对优化轨迹保持策略进行了深入研究。首先提出了必须根据共振大椭圆卫星的轨道演变规律进行轨迹保持。同时分析了大椭圆轨道卫星满足回归条件的轨道约束;其次分析了主要动力学模型的摄动规律,建立了轨道摄动对升交点赤经、半长轴以及轨迹漂移影响的计算模型;最后结合工程应用实际,给出了具体的回归大椭圆轨道的轨迹保持周期和保持策略。通过仿真实验及结果分析,表明了该策略的正确性和有效性,为回归大椭圆轨道卫星的轨道设计和测控实施提供技术参考。 展开更多

关键词 卫星 回归大椭圆轨道 轨迹保持 轨道演变

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局部空域覆盖的回归轨道预警星座设计方法 被引量：3

7

作者 任俊亮 邢清华 李龙跃 《现代防御技术》 北大核心 2016年第3期1-6,24,共7页

针对低轨预警卫星星座设计问题,提出一种局部空域覆盖的回归轨道预警星座设计方法。根据可能来袭弹道确定需覆盖的空域,利用目标与卫星的可见性条件,求出能有效覆盖的卫星位置集合,以时间覆盖缝隙最小化为目标建立星座的优化模型,并给... 针对低轨预警卫星星座设计问题,提出一种局部空域覆盖的回归轨道预警星座设计方法。根据可能来袭弹道确定需覆盖的空域,利用目标与卫星的可见性条件,求出能有效覆盖的卫星位置集合,以时间覆盖缝隙最小化为目标建立星座的优化模型,并给出基于最优轨道的求解算法。实例分析发现,对实例中空域的无时缝覆盖只需要8颗卫星。 展开更多

关键词 反导 预警 卫星 星座 回归轨道 算法

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严格回归轨道自动生成算法及实现 被引量：2

8

作者 张冲难 卞燕山 +2 位作者 王西京 田斌 黄晓峰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第7期1472-1478,共7页

近地太阳同步轨道卫星由平时轨道快速、精确机动至严格回归轨道是实现特定区域周期性重访的必要前提。为提高区域重访的快速响应能力,提出了一种严格回归轨道自动生成算法。首先根据重访区域的交点周期及重访周期要求,利用解析法快速生... 近地太阳同步轨道卫星由平时轨道快速、精确机动至严格回归轨道是实现特定区域周期性重访的必要前提。为提高区域重访的快速响应能力,提出了一种严格回归轨道自动生成算法。首先根据重访区域的交点周期及重访周期要求,利用解析法快速生成初始严格回归轨道;然后基于太阳同步轨道特性并利用数值法进行多次寻优生成严格回归轨道,针对轨控时间、燃料消耗、偏心率等约束条件,给出了多脉冲轨控策略的具体实现;最后构建了轨道衰减的解析表达式,推导出严格回归轨道的控制窗口。结果表明:在国内可见弧度实施5天共5次轨道控制,卫星由太阳同步轨道机动至1天15圈的日回归轨道,区域重访周期约23h 59m 50s,燃料消耗59.9kg;在轨迹漂移量为5km的要求下,在标称轨道半长轴的基础上增加110.778m,轨迹网保持周期由15天延长至一个月以上,满足严格回归轨道重访要求。 展开更多

关键词 太阳同步轨道 回归轨道 交点周期 多约束优化

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人造卫星轨道倾角函数的递推公式——杨辉公式的一个应用

9

作者 崔春芳 《武汉测绘科技大学学报》 CSCD 1989年第2期33-40,共8页

本文应用杨辉二项式系数公式导出人造卫星轨道倾角函数的一组集约化的递推公式。其特点是:(1)公式简单,便于应用;(2)可计算倾角函数的各阶导数;(3)所用数学工具简单,易于理解。

关键词 人造卫星 轨道 倾角函数 递推公式

原文传递

太阳同步(准)回归轨道卫星的轨道保持方法研究 被引量：11

10

作者 赵坚 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2004年第4期60-64,共5页

文中使用解析方法对太阳同步 (准 )回归轨道卫星动力学特性进行了研究 ,分析了非球摄动、大气阻力摄动和太阳引力谐振等主要摄动因素对太阳同步 (准 )回归轨道卫星的影响 ,并以此为依据对太阳同步 (准 )回归轨道卫星的轨道保持方法进行... 文中使用解析方法对太阳同步 (准 )回归轨道卫星动力学特性进行了研究 ,分析了非球摄动、大气阻力摄动和太阳引力谐振等主要摄动因素对太阳同步 (准 )回归轨道卫星的影响 ,并以此为依据对太阳同步 (准 )回归轨道卫星的轨道保持方法进行了探讨。定量分析结果表明 ,该方法切实可行 ,可以为轨道设计和轨道控制研究工作提供参考。 展开更多

关键词 轨道保持 轨道卫星 轨道控制 轨道设计 摄动 动力学特性 回归 同步 太阳引力 谐振

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中国巴西地球资源卫星的轨道捕获和轨迹交会控制 被引量：8

11

作者 王旭东 李新峰 席敦义 《航天控制》 CSCD 北大核心 2000年第3期50-55,共6页

中巴地球资源卫星一号 (CBERS - 1 )是中国和巴西合作研制的第一颗运行在太阳同步轨道上的地球资源卫星。CBERS - 1于 1 999年 1 0月 1 4日由中国自行研制的长征运载工具按预定计划准时发射 ,进入设计轨道 ,随后通过轨道捕获、星下点轨... 中巴地球资源卫星一号 (CBERS - 1 )是中国和巴西合作研制的第一颗运行在太阳同步轨道上的地球资源卫星。CBERS - 1于 1 999年 1 0月 1 4日由中国自行研制的长征运载工具按预定计划准时发射 ,进入设计轨道 ,随后通过轨道捕获、星下点轨迹控制和多次轨道保持机动等一系列轨道测控操作 ,该卫星已按遥感用户的要求正常运行在高精度的太阳同步、回归冻结轨道上。本文简要阐明CBERS - 1轨道控制系统的任务目标、系统结构、轨道控制策略、控制性能、飞行软件和在轨操作以及飞行结果。 展开更多

关键词 轨道捕获 CBERS-I 中巴地球资源卫星一号 轨道控制 轨迹交会 太阳同步回归轨道

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带有空间机械臂的航天器系统惯性参数辨识 被引量：9

12

作者 文坤 廖瑛 杨雅君 《飞行器测控学报》 CSCD 2015年第4期381-388,共8页

针对航天器惯性参数在轨辨识问题,文章以空间机械臂为研究对象,建立了带有空间机械臂的航天器系统动力学模型,并进行了空间机械臂的动力学分析。通过规划一种复杂的空间机械臂的运动轨迹,对机械臂各关节施加合适激励的方法,使空间机械... 针对航天器惯性参数在轨辨识问题,文章以空间机械臂为研究对象,建立了带有空间机械臂的航天器系统动力学模型,并进行了空间机械臂的动力学分析。通过规划一种复杂的空间机械臂的运动轨迹,对机械臂各关节施加合适激励的方法,使空间机械臂做充分可变构型运动。该运动会改变航天器系统的惯性分布,从而引起航天器系统速度变化。然后,通过ADAMS(Automatic Dynamic Analysis of Mechanical Systems,机械系统动力学自动分析)软件建模测量这些速度变化,计算出空间机械臂的惯性变化,进而基于动量和动量距守恒的方法建立线性回归方程。最后,通过应用递推最小二乘法解线性回归方程组,辨识出了航天器的惯性参数。仿真分析结果表明了所辨识的航天器惯性参数的有效性和准确性。 展开更多

关键词 空间机械臂 可变构型 递推最小二乘法 惯性参数 在轨辨识

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低轨回归轨道卫星轨迹漂移特性分析与控制 被引量：7

13

作者 温生林 闫野 张华 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2015年第3期613-619,共7页

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... 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。 展开更多

关键词 低轨回归轨道 轨迹漂移 轨迹保持 平均轨道根数 高斯摄动方程

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测速定轨中的递推样条滤波算法 被引量：6

14

作者 刘也 时信华 +1 位作者 朱炬波 梁甸农 《信号处理》 CSCD 北大核心 2010年第1期65-68,共4页

针对传统方法在全测速体制下实时处理能力不足,建立了基于递推样条模型的实时滤波算法。算法通过提高测量信息利用率,迭代更新模型参数以快速适应弹道的时变特性。仿真和实测数据的计算结果表明,算法鲁棒性较好,在平稳段落精度优于其它... 针对传统方法在全测速体制下实时处理能力不足,建立了基于递推样条模型的实时滤波算法。算法通过提高测量信息利用率,迭代更新模型参数以快速适应弹道的时变特性。仿真和实测数据的计算结果表明,算法鲁棒性较好,在平稳段落精度优于其它方法。算法就全测速体制的主动段弹道估计问题展开,但其原理具有一定的普适性。 展开更多

关键词 递推样条模型 测速定轨 实时滤波

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结构突变航天器惯量参数在轨辨识方法

15

作者 许诺 夏喜旺 +3 位作者 贺雄峰 范城城 李照雄 张永合 《航天控制》 CSCD 2024年第4期71-77,共7页

针对在轨服务的航天器惯量参数突变情况,提出了基于卫星在轨姿态测量及控制信息实现惯量参数实时辨识的方法,设计了递推最小二乘(RLS)及扩展卡尔曼滤波(EKF)辨识算法。在RLS算法中引入自适应遗忘因子,每次递推过程中通过分配先验数据和... 针对在轨服务的航天器惯量参数突变情况,提出了基于卫星在轨姿态测量及控制信息实现惯量参数实时辨识的方法,设计了递推最小二乘(RLS)及扩展卡尔曼滤波(EKF)辨识算法。在RLS算法中引入自适应遗忘因子,每次递推过程中通过分配先验数据和当前数据的权重确保产生突变后辨识值的及时跟踪;在EKF算法中明确先验预测协方差中参数变化的影响,将其代入更新预测协方差矩阵以应对惯量参数的突变。仿真结果表明,考虑惯量参数突变的场景,RLS算法和EKF算法的辨识精度可达1.5%和1%,辨识时间分别优于30 s和40 s;考虑惯量缓慢时变的场景,两种方法均可实现惯量参数的在轨实时辨识,辨识精度满足姿控系统需求。 展开更多

关键词 结构突变航天器 自适应递推最小二乘 扩展卡尔曼滤波 参数在轨辨识

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一种具备星间链路的中轨对地观测星座设计 被引量：4

16

作者 黄缙 张莎莎 +1 位作者 张新伟 刘希刚 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第4期463-469,共7页

采用轨道高度为2165.6 km、回归周期为1天的太阳同步回归轨道建立了一个包含6颗卫星、具备星间链路的中轨对地观测星座。通过卫星自身的侧摆姿态机动功能,可以实现对同一目标1天之内的多次观测,以完成区域性准实时成像、灾害灾情监测等... 采用轨道高度为2165.6 km、回归周期为1天的太阳同步回归轨道建立了一个包含6颗卫星、具备星间链路的中轨对地观测星座。通过卫星自身的侧摆姿态机动功能,可以实现对同一目标1天之内的多次观测,以完成区域性准实时成像、灾害灾情监测等任务,极大地提高了观测的时间分辨率。在星座内部,相邻两颗卫星之间建立了5000 bit/s码速率测控和250 Mbit/s码速率数传的星间链路,能够充分利用单颗卫星在境内的可视弧段,通过地面与单颗卫星建立星地链路就可以同时完成与所有卫星的星地通信。 展开更多

关键词 太阳同步回归轨道 中轨 对地观测星座 星间链路

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快速访问回归轨道与弹道一体规划

17

作者 贺绍飞 谷振丰 +2 位作者 徐慧娟 许晓 池嘉诚 《航天控制》 CSCD 北大核心 2023年第6期24-29,共6页

针对地面发射快速响应空间需求问题,考虑轨道参数和弹道参数之间互为输入、深度耦合的实际,首先根据简化弹道模型给出了快速访问回归轨道设计方法,然后以轨道参数为输入开展快响火箭弹道规划,在此基础上以规划得到的弹道参数修正简化弹... 针对地面发射快速响应空间需求问题,考虑轨道参数和弹道参数之间互为输入、深度耦合的实际,首先根据简化弹道模型给出了快速访问回归轨道设计方法,然后以轨道参数为输入开展快响火箭弹道规划,在此基础上以规划得到的弹道参数修正简化弹道参数,通过不断迭代,直至简化弹道参数与规划得到的弹道参数之间的误差满足要求,进而得到了满足任务需求的快响回归轨道及弹道参数。具体算例证明了该方法的可用性和有效性,可为快速响应轨道及弹道规划提供理论路径和技术支撑。 展开更多

关键词 空间快速响应 快访回归轨道 火箭弹道 一体规划

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遥感卫星小推力轨道转移控制

18

作者 王俐云 何胜茂 《计算机仿真》 CSCD 北大核心 2011年第4期58-61,共4页

在太阳同步回归轨道遥感卫星的小推力轨道转移控制问题的研究中,小推力推进与化学推进方式有本质不同,不能再用速度脉冲的方法来设计轨道。针对推力方式不同的问题,采用了一组无奇点的春分点根数表示小推力卫星的动力学模型,从最优控制... 在太阳同步回归轨道遥感卫星的小推力轨道转移控制问题的研究中,小推力推进与化学推进方式有本质不同,不能再用速度脉冲的方法来设计轨道。针对推力方式不同的问题,采用了一组无奇点的春分点根数表示小推力卫星的动力学模型,从最优控制理论出发,给出了协态变量微分方程和最优推力方向,将轨道转移问题转化为非线性参数优化问题,利用非线性序列二次型规划法求解。对遥感卫星在1天回归和10天回归轨道之间的转移控制问题进行仿真,证明了方法的有效性。 展开更多

关键词 遥感卫星 小推力 太阳同步回归轨道 轨道转移 最优控制理论 非线性参数优化

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