轨道机动

摘要： 以采用有限推力的航天器轨道机动问题为研究对象,根据航天器的运动模型,构建了轨道转移的两点边值问题,给出了发动机开关函数,设计了开关逻辑,应用非线性规划求解两点边值问题,得到了精确的发动机开关时刻和推力方向。最后,用仿真算例验证了本文方法的有效性。

摘要： 随着轨道机动任务的日益增加,作为航天器轨道机动任务设计时可行性判断依据的航天器可达域,其研究的重要性也日益凸显。拟合法是一种求解航天器可达域的常用方法,其主要特点是算法实现简单,适应性好,仿真精度较高。采用拟合法,在轨道半长轴、偏心率、真近点角、最大脉冲和计算次数不同的条件下,计算了航天器的平面可达域。仿真结果表明,航天器轨道机动时可施加的最大脉冲是航天器平面可达域大小最重要的影响因素。

摘要： 针对多星以多类型载荷临时联合进行快速勘查存在某些时段勘查覆盖间隙过大、以地球摄动力长时间进行轨道机动难以短时实现对热点目标的有效覆盖等问题,提出基于精密星历计算出卫星在最大侧摆条件下的载荷波束中心,并假设载荷传感器波束类型为简单圆锥,依据载荷波束在地面的投影椭圆给出载荷在地面目标方向的覆盖能力;以卫星过地面目标同纬度圈的交点周期变化来设计卫星与地面目标相遇,由卫星相遇所需交点周期的变化计算出卫星轨道机动控制量;根据勘查需求从指定时间段内筛选出最小轨道机动控制量,从而实现在指定时段内以轨道机动覆盖目标,缩短了多星联合勘查的最大重访间隔。

摘要： 随着世界航空航天技术的迅速发展,漂浮在太空的垃圾也变得越来越多.但是因为太空垃圾所处的位置特殊,因此不能被及时清理,它们会一直漂浮在太空中,并且容易对正常工作的航天器产生干扰.在轨捕获技术可以有效的清理太空垃圾,对服役航天器进行在轨维护,保证航天器的正常运行.针对在轨抓捕技术的实现难度大,精度低等问题,拟对卫星平台进行全面改造和设计,提出柔性非合作目标抓捕技术,使得卫星能够顺利完成在轨抓捕以及维护等空间任务.

摘要： 轨道机动可为高轨目标在轨感知提供有利的成像条件,文章在高轨目标感知需求分析的基础上,主要从目标构型识别的角度介绍高轨目标精准感知技术.结合高轨目标的轨道特性和光照特性,在顺光观测的约束条件下,介绍了高轨目标的掠飞和绕飞成像轨道控制方法;针对威胁目标在轨感知,基于目标轨道特性给出了感知相机精准配置方法;针对目标构型精细感知,介绍了目标多方位成像、三维重建技术及实践情况.轨道机动在高轨目标在轨感知中的作用越来越重要,基于轨道机动平台的高轨目标精准感知是未来的重要发展方向.

摘要： 针对太阳同步圆轨道卫星星座对地观测任务,研究了在卫星机动情况下对多区域目标的成像任务规划算法.首先提出了单颗卫星对单个点目标的观测方法,解析分析了点目标可见性,并给出了卫星变轨策略;进而通过把区域目标划分为多个条带,将问题转化为卫星对点目标观测问题,结合单星单目标观测方法分析区域目标各条带的可见性;最后建立优化问题模型,给出条带观测策略,并利用遗传算法优化星座对多区域目标的观测总面积.仿真结果表明该算法准确性高,能够有效提高星座的观测能力和观测总面积.

摘要： 轨道机动检测是当前空间监视活动的重要需求之一.当卫星在脉冲小推力作用下发生轨道机动时,会引起目标卫星与伴飞卫星相对距离变化率的阶跃突变,由于测量噪声的存在,距离变化率的阶跃突变特征被淹没在测量噪声中,不容易被检测出来.针对该问题,提出了一种基于概率判决模型的轨道机动检测方法.该方法采用独立同分布高斯白噪声模型描述测量噪声,将距离变化率作为特征量用于变轨检测,把距离变化率的阶跃突变检测问题转化为概率判决问题,在虚警概率约束下,基于Neyman-Pearson准则求解序列数据的变轨判决门限,能够自适应地判断目标卫星是否发生轨道机动.通过不同幅度轨道机动下的仿真试验,验证了该方法的可行性与有效性.

摘要： “双子星”飞船是美国第二代系列飞船。“双子星”计划始于1961年11月,结束于1966年11月,历时5年,共进行了12次飞行,其中包括2次无人飞行和10次载人飞行。“双子星”计划创造了美国航天史上数个“第一”,以试验轨道机动、交会和对接能力及让航天员在轨出舱为主要目标。

摘要： 赤道带GEO非合作目标的频繁机动监测是空间态势感知的重要工作.文中给出了GEO卫星东西漂移律和周期性位置保持机动原理,指出相关轨道特征参数有规律性跃变;利用公开下载的双行轨道根数TLE(Two-line Element),提出基于平经度及其漂移率的GEO东西机动周期提取和预报方法.为了提高数据源质量,利用SDP4模型将TLE平根数转换为瞬时同步根数;在等间隔数据插值处理后进行快速傅立叶变换提取轨道机动周期并预报.选取北斗GEO卫星进行验证,C02、C03、C59卫星东西机动周期预测结果分别为36.60、22.88、33.27 d,机动预报时刻的偏差在3 d以内,这与TLE更新间隔密切相关.

摘要： 针对同时受时间与燃料约束的航天飞行器多轨道间机动问题,研究了两类变轨机动方式四种特殊情况的边界问题.考虑机动、路径和燃料约束构建了以最短总机动时长为目标的规划模型,设计了基于改进蚁群算法的机动策略寻优算法,提出了一种满足快速机动需求的共面多轨道间机动规划方法.通过算例计算,验证了多轨道间机动规划方法的有效性,得到了在有限时间及有限燃料条件下的最优机动方案.说明了在一定范围内提升变轨速度冲量或选择非开普勒径向机动更有利于航天飞行器快速机动能力的生成.

摘要： 北斗卫星导航系统GEO卫星频繁轨道机动对卫星地面站持续不间断跟踪卫星提出了挑战,立足测站观测数据实现GEO卫星轨道机动探测有利于卫星地面站自主稳定运行.针对该问题,本文提出一种单测站GEO卫星转发式测距高阶多项式拟合的轨道机动探测方法,设计了基于拟合残差的滑窗式探测流程,采用巴尔达异常探测法确定轨道机动开始时刻和结束时刻,通过BDS某GEO卫星实际观测数据进行了验证.结果表明:高阶多项式拟合残差的滑窗式探测方法能够实现GEO卫星轨道机动开始时刻和结束时刻探测,探测准确度优于1min;对轨道机动开始时刻和结束时刻探测,3600秒都是比较合适的探测窗口长度.

摘要： 中继卫星机动期间,轨道将发生较大变化,而准确判定机动时段是在此期间进行精密定轨的前提.针对上述问题,基于中继卫星Ka波段转发式测距系统观测资料,利用数据拟合判断其变化情况,实现了轨道机动检测方法.本文首先介绍该方法的基本原理,而后选取具体算例,对其可行性和有效性进行了验证.

摘要： 本文在由动量矩矢量和偏心率矢量定义的广义轨道根数度量空间内,研究了在初始轨道的任意点施加幅值固定的单脉冲后卫星的机动范围,给出了广义轨道根数空间中轨道机动的可达性判据.通过数值仿真分析了脉冲作用位置、方向与广义轨道根数空间中度量的关系;并且在广义轨道根数空间中给出了轨道到轨道的机动策略,验证了广义轨道根数的可行性.

摘要： 非合作目标是不能提供有效合作信息的空间目标,但它却具有较强的机动变轨能力,通过对近距离轨道机动动力学进行分析,得到了关于非合作目标在近距离变轨、拦截和交会等情况下的模型描述和所需要的发动机脉冲速度,通过仿真计算,演示验证了模型描述的结果.

摘要： 扩展卡尔曼滤波(EKF)是有效的轨道预报中数据处理的重要技术方法，但在卫星机动期间，轨道的动态方程中的状态参数发生变化，原有的轨道方程模型无法预测出实际的轨道变化。本文基于对卫星轨道机动检测，联合利用扩展卡尔曼滤波器对卫星动态轨道数据处理，通过对扩展卡尔曼滤波器的参数和结构进行调整，达到自适应滤波的目的，用以改善和提高卫星在机动条件下利用动力学模型进行轨道预报精度。

摘要： 在各种摄动因素的作用下，导航卫星将逐渐偏离其预定轨道，因而需要通过轨道机动的方法来予以纠正。但轨道机动后由预报轨道所提供的轨道先验信息将失去作用，这是用星间距离观测值和先验轨道信息进行导航卫星自主定轨时必须要解决的问题。本文提出机动后机动卫星采用几何法来确定自己的位置，然后用动力学法来进行轨道拟合和轨道预报，在机动后第二天就能恢复正常的自主定轨。即使有多个卫星在同一天发生机动，个别卫星因可观测卫星不足4 个而无法定轨，在第二天就能实现几何法定位，不会影响整个系统的导航定位功能。

摘要： 在各种摄动因素的作用下,导航卫星将逐渐偏离其预定轨道,因而需要通过轨道机动的方法来予以纠正.但轨道机动后由预报轨道所提供的轨道先验信息将失去作用,这是用星间距离观测值和先验轨道信息进行导航卫星自主定轨时必须要解决的问题.本文提出机动后机动卫星采用几何法来确定自己的位置,然后用动力学法来进行轨道拟合和轨道预报,在机动后第二天就能恢复正常的自主定轨.即使有多个卫星在同一天发生机动,个别卫星因可观测卫星不足4 个而无法定轨,在第二天就能实现几何法定位,不会影响整个系统的导航定位功能.

摘要： 研究空间飞行器间相对绕飞轨道的描述方法与最优机动策略。首先，基于相对运动动力学的线性近似方程及其解析解，提出了一组新的相对轨道根数，用以代替相对位置、相对速度对相对绕飞轨道的大小、位置以及空间方位进行直观地描述，并推导了相对轨道根数与相对位置、相对速度之间的关系。然后，基于相对轨道根数，研究了瞬时脉冲作用下的相对绕飞轨道最优机动策略，推导了由共面绕飞轨道机动到异面绕飞轨道的最省燃料解。最后，以空间目标立体观测为例进行仿真研究，验证了最优机动策略的正确性。

摘要： 为了最大限度节省卫星寿命期间对推进剂的消耗，常常通过选择工作轨道的升交点赤经和倾角来实现。由于转移轨道的升交点赤经与目标轨道的升交点赤经常常是不同的，因此，在改变轨道高度和倾角的同时需要改变升交点赤经。这样变轨控制只能在非拱点进行，与拱点变轨相比会消耗更多推进剂，为此需寻求最优的目标轨道升交点赤经。本文根据转移轨道和目标轨道的特点，结合工程实际，经过数学分析给出了变轨控制点的位置、变轨控制的速度增量方向以及大小的分析解。以变轨所需推进剂量、轨道圆化所需推进剂量和寿命期间南北位置保持所需推进剂量之和为目标函数，针对不同的目标轨道升交点赤经进行优化，最终得到最优的升交点赤经。进行了仿真计算，仿真结果与采用经典优化算法所得结果一致。因此本文提出的非拱点变轨方案是正确可行的，并且本文成果已成功应用于导航工程实际。

摘要： 为了最大限度节省卫星寿命期间对推进剂的消耗，常常通过选择工作轨道的升交点赤经和倾角来实现。由于转移轨道的升交点赤经与目标轨道的升交点赤经常常是不同的，因此，在改变轨道高度和倾角的同时需要改变升交点赤经。这样变轨控制只能在非拱点进行，与拱点变轨相比会消耗更多推进剂，为此需寻求最优的目标轨道升交点赤经。本文根据转移轨道和目标轨道的特点，结合工程实际，经过数学分析给出了变轨控制点的位置、变轨控制的速度增量方向以及大小的分析解。以变轨所需推进剂量、轨道圆化所需推进剂量和寿命期间南北位置保持所需推进剂量之和为目标函数，针对不同的目标轨道升交点赤经进行优化，最终得到最优的升交点赤经。进行了仿真计算，仿真结果与采用经典优化算法所得结果一致。因此本文提出的非拱点变轨方案是正确可行的，并且本文成果已成功应用于导航工程实际。

摘要： 一种用于机动车座椅的轨道组件，该轨道组件包括一个凸轨(6)和一个凹轨(7)。一个内部空间在该凸轨(6)和凹轨(7)之间纵向延伸。该内部空间(20)的横截面沿该轨道组件(5)的纵轴变化。一个座椅，配备有这样一种轨道组件(5)。

摘要： 本发明属于航空航天数据解耦处理技术领域，具体地说，涉及一种低轨道持续机动目标大气阻力与机动力解耦方法及其装置，包括：步骤1)选取某低轨道持续机动目标，获取不同空间环境下的连续轨道跟踪监测数据；步骤2)将每个空间环境下的连续轨道跟踪数据等分为n段，获得n段数据；步骤3)构建该机动目标的轨道动力学模型；步骤4)对等分的每一段数据，扣除外界因素，仅保留机动力和大气阻尼力因素，得到每一段数据的轨道半长轴变化量和升交角距变化量；步骤5)构建轨道半长轴优化目标函数和升交角距优化目标函数；采用最优估计方法，得到每一段数据的机动力在沿轨道方向分量和机动力在径向分量；并分别进行整合。

摘要： 一种用于机动车座椅的轨道组件，该轨道组件包括一个凸轨(6)和一个凹轨(7)。一个内部空间在该凸轨(6)和凹轨(7)之间纵向延伸。该内部空间(20)的横截面沿该轨道组件(5)的纵轴变化。一个座椅，配备有这样一种轨道组件(5)。

摘要： 用于引导至少一根电缆(44；144)以向车辆座椅(10；110)的轨道致动器(42；142)供电的设备(46)，所述设备包括壳体(48)，其适于容纳电缆(44；144)的至少一部分；滑动地安装在壳体(48)上的滑动件(54；154)；以及用于将电缆(44；144)固定到滑动件(54；154)上的装置(58；158)。

摘要： 本发明公开了一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，涉及制导控制技术领域。在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量并进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。实现了运载器制导控制系统的实时解算，具有较强的工程应用价值。

摘要： 本发明公开了一种利用悬浮轨道实现异面轨道快速机动方法，通过机动过程的规划、机动代价分析对比、稳定性分析和多脉冲方式的实现，并通过相关的仿真分析验证了该方法作为一种异面轨道机动方式的可行性和优势。本发明将悬浮轨道作为中间转移轨道，通过针对任务的合理设计，能够实现轨道面和相位角同步调整，大大降低发动机推力需求，并节约任务时间消耗，有益于未来空间大范围机动任务的实现，为大范围快速轨道机动任务提供技术支持。

摘要： 本发明公开了一种轨道机动受限的空间交会地面导引段轨道控制方法，目的是在轨道机动受限的情况下实现空间交会对接地面导引段高精度轨道控制。技术方案是先确定追踪航天器轨道机动方案为五次轨道机动方案，确定需要计算的轨道控制参数M1～M5；追踪航天器入轨后计算轨道控制参数M1，并上传到追踪航天器，由轨道机动系统执行第一次轨道机动；在第一、二、三次轨道机动完成后分别计算轨道控制参数M2、M3、M4，并上传到追踪航天器，由轨道机动系统执行第二、三、四次轨道机动；最后根据轨道控制参数M5(计算M4时得到)实施第五次轨道控制。本发明轨道机动次数少，对姿态控制系统要求低，在轨道机动受限的情况下提高了地面导引段轨道控制精度，且计算速度快，实时性好。

摘要： 本发明公开了一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法，涉及制导控制技术领域。在每个迭代计算周期内始终以目标轨道根数为计算条件，根据运载器发射诸元参数的初值，外推至理论关机点，计算理论关机点的地心矢经、绝对速度、当地弹道倾角和轨道倾角，求出相对于目标标称值的偏差量以及对应的雅可比矩阵；根据雅可比矩阵求得当前迭代计算周期内的俯仰程序角修正量、偏航程序角修正量、剩余飞行时间修正量以及俯仰程序角变化率修正量并进行修正并作为下一个迭代计算周期的初值；根据当前迭代计算周期内的计算出的飞行程序角和剩余飞行时间进行姿态控制和关机控制。实现了运载器制导控制系统的实时解算，具有较强的工程应用价值。

摘要： 本发明公开了一种利用悬浮轨道实现异面轨道快速机动方法，通过机动过程的规划、机动代价分析对比、稳定性分析和多脉冲方式的实现，并通过相关的仿真分析验证了该方法作为一种异面轨道机动方式的可行性和优势。本发明将悬浮轨道作为中间转移轨道，通过针对任务的合理设计，能够实现轨道面和相位角同步调整，大大降低发动机推力需求，并节约任务时间消耗，有益于未来空间大范围机动任务的实现，为大范围快速轨道机动任务提供技术支持。

摘要： 本发明公开一种北斗轨道机动卫星定轨方法及系统，涉及卫星轨道计算技术领域，包括：根据广播星历数据识别轨道机动卫星；根据观测数据和广播星历数据确定卫星轨道机动的时间段；在轨道机动时间段内利用伪随机脉冲参数对轨道机动过程进行模拟，得到卫星受摄运动方程；根据广播星历数据和卫星受摄运动方程确定卫星在整个定轨弧段的初始轨道；对由观测数据和初始轨道建立的伪距和载波观测方程进行解算，得到卫星在定轨弧段初始时刻的动力学参数和伪随机脉冲参数解算值；将解算值代入卫星受摄运动方程，实现轨道机动卫星的定轨。本发明能在无需引入外部观测和外部信息即可实现北斗轨道机动卫星的连续定轨的同时，与其它导航卫星实现联合数据处理。