轨道转移

摘要： 为实现对火星大气电离层的探测,滑翔飞行器采用多次进出火星大气层的穿刺飞行方式,本文利用再入气动力改变轨道形状,通过调整近地点幅角的变化,在有限次数的穿刺飞行中对火星大气电离层全面探测。对多次改变近地点幅角的穿刺探测飞行任务进行描述;构建穿刺探测飞行动力学模型;进一步根据该飞行模式的特点,联立弹道动力学方程与轨道动力学方程,建立弹道参数与轨道六根数间的转换模型;提出基于高斯伪谱法的多次穿刺飞行轨迹优化方法,给出多次改变近地点幅角飞行轨迹的目标函数、优化变量和约束条件等。数值仿真表明了所构建的动力学模型以及参数方程的正确性,以及穿刺飞行模式实现火星大气电离层全面探测的有效性。

摘要： 以双小行星系统66 391 Moshup为例,考虑小行星引力场的不规则性,采用多面体–椭球引力场模型研究双小行星系统附近的共振轨道动力学,通过打靶法计算得到探测器的共振轨道,并延拓求解了一系列的共振轨道族,分析其稳定性与分岔特点,基于共振轨道流形设计了同宿转移轨道。研究结果表明:引力场的不对称性导致不存在严格的平面共振轨道,且对轨道的稳定性与分岔特性也存在一定的影响;借助共振轨道的稳定特性是转移轨道设计的一个有效途径。

摘要： 在轨道间机动的航天器规避空间目标,需兼顾沿转移轨道飞行的绝对运动和规避空间目标的相对运动,路径自主规划难度较大且目前国内外公开研究成果较少.针对上述问题,提出了一种将Frenet坐标系与改进人工势场相结合的在轨规避路径自主规划方法.首先,构建Frenet坐标系表述空间规避运动,解决了路径规划中航天器与既定转移轨道相对位置不易表述的难题,实现了空间规避运动的简便表示;其次,改进人工势场函数、调整势场作用区域,避免了传统人工势场法存在过早轨迹偏离以及局部震荡现象,实现了对空间目标的自主规避;最后,考虑规避安全、轨道保持、制动时效以及燃料消耗因素构建全局优化函数,能够满足不同任务的需求与偏好,实现了沿转移轨道飞行的最小偏移与快速恢复.算法比对与算例求解表明:所提方法应用优势明显,路径平滑、偏移量小,满足航天器规避空间目标的路径规划需求.

摘要： 以地月货运单次任务为背景展开了大功率霍尔电推进系统方案设计.霍尔电推进系统具有推力小、比冲高、结构简单、可靠性高的优点,相比传统的化学推进可节省大量的推进剂,能够大幅度降低发射质量并把更多的有效载荷送达目的地.在充分调研国内外大功率推力器的研究现状和大功率电推进系统设计方案的情况下,针对低地球轨道到月球轨道的轨道转移任务需求,给出了大功率霍尔电推进系统方案设计,为人类更广泛的深空探索提供了基础.

摘要： 针对三体问题共线平动点附近周期轨道间的小推力转移问题,构造了一种新的形状函数,在此基础上提出了一种基于Gauss伪谱法的优化设计方法.首先,建立小推力轨道转移动力学模型,参考初始轨道和目标轨道的类型,构造一种新的形状函数以近似小推力转移轨道.为满足不同的约束要求,提出了振幅和相位按多项式变化的假设,推导了小推力转移轨道的近似解析解;然后利用Gauss伪谱法将小推力轨道转移的最优控制问题转化为非线性规划问题,并对推导的近似解析解进行解算和处理,为Gauss伪谱法求解非线性规划问题提供较为有效的控制变量的初始猜测值;最后以地月系统L1点附近Halo轨道间的小推力转移问题为例进行了仿真分析.仿真结果表明,小推力转移轨道近似解析解具备有效性和普适性,使得Gauss伪谱法的迭代效率提高55％以上,同时也表明Gauss伪谱法可有效解决平动点周期轨道间的小推力转移轨道优化设计问题.

摘要： 围绕火卫一的准卫星轨道(QSOs)因其具有良好的稳定性,是火卫一探测任务最为实用的轨道.在平面圆型限制性三体问题模型下,利用庞加莱截面和KAM环迭代方法探究了准卫星轨道的周期轨道族,并给出不同能量准卫星周期轨道的初始条件.针对火卫一周期准卫星轨道入轨,提出一种转移轨道设计方法:对准卫星周期轨道调整速度后进行反向积分,直至离开火卫一邻近区域,从而得到由火星环绕轨道向火卫一周期准卫星轨道的转移轨道,并调整转移轨道参数对燃料与时间消耗进行优化.研究结果表明,当周期准卫星轨道能量处于特定区间时,存在特定速度脉冲区间,可利用火卫一引力实现较少燃料消耗的轨道转移;在该速度脉冲区间中,通过选取较小的速度脉冲,可缩短转移时间.

摘要： 卫星轨道机动和跟踪控制过程中,采用小推力推进能提高星上燃料利用率,增加航天器有效载荷的质量,从而降低卫星发射质量与成本.针对连续小推力卫星轨道机动和跟踪控制过程中,传统方法无法保证解的近优性和优化参数多的问题,提出了一种新的轨道跟踪闭环控制算法.新算法通过极大值原理,将燃料最优连续推力轨道转移问题转化为最优控制两点边值问题,然后采用无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,UKF)参数估计算法获得燃料最优转移轨道,并采用数据拟合的方式对最优轨道进行处理获得参考轨道.最后根据轨道要素变化量分段跟踪参考轨道,通过对半解析法理论的权重参数进行不断调整,得到连续小推力燃料最优参考轨道跟踪的最优解.仿真结果表明,新方法只需要优化少量参数,能有效实现卫星对目标轨道的高精度跟踪控制.

摘要： 2019年1月,美国航空航天公司公布了正在研究的可重构星座概念。这一星颗卫星可通过机动变轨.以满足任务需求的变化.或通过机动躲避威胁、以增强系统抗毁性。这些卫星将携带充足的推进剂用于轨道转移.推进剂携带量受变轨次数、变轨剧烈程度等因素影响,需要对卫星尺寸、质量、飞行任务秦数等特殊设计。它们还将安装决策支持软件工具.以在卫星接受新任务或遇到威胁时决策是否变轨,以及是手动、自动还是自主转移轨道。

摘要： 随着航天技术的发展,火星探测任务越来越受到各国的重视,而地球-火星的转移轨道设计问题是探测火星的关键.设计并优化一条合理的地球-火星转移轨道,可以减少运载火箭所需要携带的燃料,提高搭载的有效载荷质量,还可以提高任务的可靠性.本文考虑了开展火星探测任务的实际工程约束,给出了借助金星引力到达火星停泊轨道的行星际轨道转移方案.结合我国的火星探测工程实际,我们给出了未来2025年左右的最佳发射窗口.最后,使用MATLAB软件对我们设计的轨道进行了初步的模拟.

摘要： 本文基于非开普勒运动下相对运动状态转移方程，外推相对状态和误差协方差矩阵，进而计算碰撞概率。以连续推力作用下双星编队轨道转移为算例，研究了编队在有无控制误差两种情况下的碰撞概率，并分析了在有控制误差时，考虑碰撞概率并采取防碰机动对燃料消耗的影响.

摘要： 应用间接法研究了时间固定下的能量、燃料以及能量-燃料最优轨道转移控制问题。燃料最优问题因存在奇异性而不易处理，引入能量性能指标可以消除奇异性，应用ε算法寻求解决了燃料最优轨道转移问题。应用极大值原理，设计了最优控制器，应用单值打靶法研究了相应轨迹优化问题转化的两点边值问题。数值结果表明在相同推力、相同轨道转移时间条件下，三种最优控制方式得到的最优轨迹几乎相同；同时也表明给定初始和目标轨道，轨道转移任务消耗的燃料是确定的，推力大小只影响轨道转移的圈数。

摘要： 激光推进具有推力小和比冲高的特点,适合于航天器的轨道转移和空间机动.本文针对地基激光器+天基反射镜的应用系统方案进行了概念研究.这种方案的关键是大型轻质的发射镜头以及更大更轻的基于航天器的激光接收镜.我们提出和研究了相关的轨道空间覆盖、中继光学、中继站分布和轨道控制等问题,分析了卫星在激光推进下由低轨道向同步轨道转移的系统构型,探讨了激光器功率、工作时间、路径衰减等因素对转移时间的影响,以及天基激光器的轨道布置问题.研究表明卫星能够在合理的时间内完成由低轨道向同步轨道的转移,减少燃料消耗、提高卫星寿命.

摘要： 本文研究Halo轨道转移及中途修正问题。首先，从Halo轨道稳定性分析出发，选择适合的轨道尺寸；然后计算Halo轨道的稳定流形，得到6类零消耗轨道转移方式；随后以被文献中忽略的F类轨道转移方式为基础，应用离散线性随机系统的不完全信息最优控制理论给出修正策略；最后，经Monte-Carlo模拟给出修正结果的统计信息。

摘要： 本文以地-月系为背景，研究了绕月飞行的大幅值逆行轨道(DRO)的轨道稳定性，及轨道转移等问题。数值结果表明：太阳引力对DRO稳定定性有破坏作用，但仍能保持较长时间的绕飞。随后，利用与DRO相切的Lyapunov轨道研究了DRO的轨道转移：利用地月系L1点Lyapunov轨道的不变流形，实现DRO的快速转移：利用L2点L,yapunov轨道作为弱稳定边界(WSB)转移的入口，实现DRO的低能转移。显然，本文得到的两类转移方式完全不同与以往的研究，且数值仿真表明了设计方法的可行性。

摘要： 近地出发的载人火星探测任务,面临一个最大的问题是探测器乘员舱质量及空间要求大,地-火转移入轨、火星捕获、火-地返回加速和超高速再入地球等主要阶段燃料需求高,这一技术难题是未来载人火星探测首要解决的问题.本文提出一种太空“旋转秋千”式停泊轨道飞行器设想,即在近地和火星环绕轨道分别设置太空“旋转秋千”式停泊轨道飞行器,该飞行器可在近地出发及再入地球,火星捕获和火一地返回加速等主要阶段通过能量交换使载人飞船速度改变.初步概念分析表明,该飞行器可为载人飞船提供可观的速度改变量,该设想为未来大规模火星移民等载人火星探测任务提供一种可行思路.

摘要： 近地出发的载人火星探测任务,面临一个最大的问题是探测器乘员舱质量及空间要求大,地-火转移入轨、火星捕获、火-地返回加速和超高速再入地球等主要阶段燃料需求高,这一技术难题是未来载人火星探测首要解决的问题.本文提出一种太空“旋转秋千”式停泊轨道飞行器设想,即在近地和火星环绕轨道分别设置太空“旋转秋千”式停泊轨道飞行器,该飞行器可在近地出发及再入地球,火星捕获和火一地返回加速等主要阶段通过能量交换使载人飞船速度改变.初步概念分析表明,该飞行器可为载人飞船提供可观的速度改变量,该设想为未来大规模火星移民等载人火星探测任务提供一种可行思路.

摘要： 近地出发的载人火星探测任务,面临一个最大的问题是探测器乘员舱质量及空间要求大,地-火转移入轨、火星捕获、火-地返回加速和超高速再入地球等主要阶段燃料需求高,这一技术难题是未来载人火星探测首要解决的问题.本文提出一种太空“旋转秋千”式停泊轨道飞行器设想,即在近地和火星环绕轨道分别设置太空“旋转秋千”式停泊轨道飞行器,该飞行器可在近地出发及再入地球,火星捕获和火一地返回加速等主要阶段通过能量交换使载人飞船速度改变.初步概念分析表明,该飞行器可为载人飞船提供可观的速度改变量,该设想为未来大规模火星移民等载人火星探测任务提供一种可行思路.

摘要： 近地出发的载人火星探测任务,面临一个最大的问题是探测器乘员舱质量及空间要求大,地-火转移入轨、火星捕获、火-地返回加速和超高速再入地球等主要阶段燃料需求高,这一技术难题是未来载人火星探测首要解决的问题.本文提出一种太空“旋转秋千”式停泊轨道飞行器设想,即在近地和火星环绕轨道分别设置太空“旋转秋千”式停泊轨道飞行器,该飞行器可在近地出发及再入地球,火星捕获和火一地返回加速等主要阶段通过能量交换使载人飞船速度改变.初步概念分析表明,该飞行器可为载人飞船提供可观的速度改变量,该设想为未来大规模火星移民等载人火星探测任务提供一种可行思路.

摘要： 本文以GEO卫星为服务对象开展了空间机器人部署轨道设计。首先对空间机器人的部署轨道进行了比较分析，基于Lambert问题的求解方法，对空间机器人与目标卫星的交会区进行了研究，通过仿真结果验证了部署轨道的优越性，设计了能够在一定时间范围内实现空间机器人与目标卫星交会的空间机器人系统。

摘要： 本文公开一种用于转移船只的移动轨道设备以及一种使用上述移动轨道设备转移船只的方法。上述设备包括主体、前轮轴、后轮轴、支撑台座、侧致动器、支撑主体、轨道以及驱动单元。前轮轴设置有滚轮，以便能水平转动并能调整高度。后轮轴设置有滚轮，以便能调整高度。侧致动器设置在主体下面的相对两侧处，并向上或向下移动支撑台座。支撑主体具有滚轮，以及连接到主体的提升致动器。轨道通过提升致动器而竖直地移动。在支撑主体的滚轮接触轨道的同时，轨道能向前或向后移动。驱动单元向前或向后移动轨道。

摘要： 本发明涉及一种共面椭圆轨道间的绳系卫星转移轨道设计方法，针对绳系卫星脉冲机动间由于推力关闭带来的组合体两端绑体的潜在碰撞风险，提出使组合体绕质心自旋，用离心力使系绳保持张紧的变轨策略；在组合体运动到远地点附近时，提出通过剪断系绳获得期望的速度增量的策略，与霍曼转移相比，该方法最多可以节约二分之一的燃料消耗。

摘要： 本发明涉及一种用于估计在转移阶段中卫星(20)的方向的方法(50)，通过针对不同的测量天线指向方向执行用于测量接收强度的多个步骤(52)来相对于测量天线(30)估计所述卫星方向，其中，由卫星(20)发射的目标信号由测量天线以所述接收强度接收到。另外，目标信号包括被称为单频分量的基本上是正弦的分量，并且每个强度测量步骤(52)包括根据由测量天线(30)提供的信号获得的数字信号的频域中的变换，以在包括单频分量的给定频段上产生所述数字信号的频谱，以及考虑中的指向方向的强度测量是基于频谱的最大值来确定的。

摘要： 本发明公开的一种考虑再入约束的月地转移窗口及精确转移轨道确定方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：根据地面着陆场约束、再入约束确定固连系下再入点状态，提高着陆可靠性；预设月地转移时长和任务搜索日期区间，确定区间内地月引力模型下每天的最优月地转移轨道对应的近月点高度，根据预设的近月点高度偏差限确定月地转移窗口；在高精度摄动模型下，修正月球影响球边界的探测器状态以及对应的月球影响球内高精度转移轨道；在再入点前施加速度修正使得探测器的转移轨道在月球影响球边界处位置精确逆向拼接，得到月球影响球边界至再入点的高精度转移轨道。本发明具有窗口计算效率高、转移轨道精度高、再入舱着陆可靠性高的优点。

摘要： 本发明公开的一种基于状态转移矩阵的平衡点转移轨道重构方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：建立地月旋转坐标系和三体动力学方程，获取任务轨道的位置速度状态；在旋转坐标系下计算地月L2点标称转移轨道状态转移矩阵；改变标称轨道的入轨状态，根据状态转移矩阵推导重构机动与入轨状态变化的函数关系；优化探测器的入轨状态，利用该函数关系确定重构速度增量和入轨速度增量最优重构轨道；探测器实施重构机动，完成地月L2点转移轨道的重构,并进入相同的L2点任务轨道。本发明能够使存在误差的转移轨道进入相同的任务轨道，且所需的燃料消耗比直接进行轨道修正所需的燃料消耗小，具有修正效率高、降低修正燃料消耗的优点。

摘要： 本发明公开一种用于转移船只的移动轨道设备以及一种使用上述移动轨道设备转移船只的方法。上述设备包括主体、前轮轴、后轮轴、支撑台座、侧致动器、支撑主体、轨道以及驱动单元。前轮轴设置有滚轮，以便能水平转动并能调整高度。后轮轴设置有滚轮，以便能调整高度。侧致动器设置在主体下面的相对两侧处，并向上或向下移动支撑台座。支撑主体具有滚轮，以及连接到主体的提升致动器。轨道通过提升致动器而竖直地移动。在支撑主体的滚轮接触轨道的同时，轨道能向前或向后移动。驱动单元向前或向后移动轨道。

摘要： 本发明提供了一种远距离逆行轨道的转移轨道修正方法、装置和电子设备，方法包括：根据第一位置差值确定目标标称轨道；其中第一位置差值为由星箭分离实测轨道参数推算的第一预报位置与初始标称轨道对应位置的偏差值；第一预报位置包括近月点，在近月点，第一位置差值由预报轨道B平面与初始标称轨道B平面确定；在当前修正点，预报卫星在下一个修正点时的第二预报位置，并根据第二预报位置得出预报轨道与目标标称轨道的第二位置差值；根据第二位置差值求取当前修正点所需的第二修正速度增量；根据第二修正速度增量对卫星的运行轨道进行修正。本发明能够消除转移轨道中途转移偏差，确保卫星顺利转移至DRO轨道，轨道修正燃料消耗也更低。

摘要： 本实用新型涉及一种便于转移人员的轨道基础及悬挂式轨道系统，包括行走平台及用于支撑轨道的柱墩，所述行走平台设置于相邻两柱墩之间，且行走平台的两端分别固定于对应的柱墩，行走平台构造有沿其长度方向的走廊，所述走廊的两侧分别构造有护栏；至少一侧的护栏设置有供人员上/下的疏散结构，所述疏散结构倾斜设置，且疏散结构的下端与走廊相连通；本实用新型所提供的轨道基础，通过在护栏处设置疏散结构，使得当轨道车发生故障时，轿厢上的人员可以通过疏散结构快速下降到走廊上，无需额外的辅助工具，不仅可以顺利、高效、安全的转移轿厢上的人员，而且整体结构简单、成本低，更便于转化和实施，非常实用。

摘要： 本发明提供了一种小型地球静止轨道卫星轨道转移方法及系统，包括：通过三个阶段将小型地球静止轨道卫星从地球转移轨道转移至地球静止轨道，具体包括：在第一阶段，变轨化学推力器点火，以快速提升轨道近地点高度至第一高度以上，且国内测控弧段不小于阈值测控弧段为控制目标执行变轨；在第二阶段，电推力器以所述轨道近地点高度调整至第二高度的同时，轨道倾角调整至阈值倾角、轨道偏心率调整至阈值偏心率为控制目标执行变轨；在第三阶段，姿控化学推力器点火，以进入目标轨位精度范围内为目标执行定点捕获。

摘要： 本发明属于轨道控制领域，特别涉及一种脉冲轨道转移序列向有限推力轨道转移序列转换的方法，包括步骤一、确定航天器初始位置、初始速度和初始质量；步骤二、确定航天器的在脉冲点处位置、速度和质量；步骤三、根据航天器的整体质量、发动机比冲以及的速度增量，确定本次轨道转移所需要的燃料消耗量；步骤四、根据轨道转移所需的燃料消耗量以及发动机推力确定本次轨道转移所需要的时间；步骤五、采用离散、积分的方式将脉冲量转换为时间段内的有限推力；步骤六、采用tnw坐标系的X轴正方向作为推力方向进行方向修正。本发明能够在航天器轨道转移事前规划中得到准确的燃料消耗量、提高制导精度，降低轨道转移准备成本、提高最终的制导精度。