转移轨道

摘要： 经过少则10分钟,多则9个小时的飞行,运载火箭准确地将航天器送入预定轨道,但是这并不意味着此后的旅程将一帆风顺。静止轨道卫星大多数并不会被直接送入静止轨道,而是需要通过自行升轨进入预定轨道;而深空航天器也需要利用自己的发动机进行轨道改变后,前往目的地,复杂度远超运载火箭系统。这些大质量、高价值的载荷,设计寿命至少2~3年,并且需要经受恶劣的深空环境。它们在轨道上可能会发生各种各样的故障,有些卫星永远地报废在转移轨道上.

摘要： 中国嫦娥五号探测器成功实现月球采样返回任务,为最大限度利用任务资源,研究了利用嫦娥五号轨道器的平动点拓展任务轨道方案,设计了平动点轨道及其转移轨道。首先,给出了任务轨道设计的轨道动力学模型,包括圆型限制性三体问题模型和精确力模型。其次,基于嫦娥二号和嫦娥5T1平动点拓展任务设计经验,介绍了平动点轨道直接转移与入轨等轨道设计方法。最后,基于嫦娥五号轨道器与返回器分离后的状态,设计了包括日地Lissajous轨道、地月Lyapunov轨道和NRHO轨道的平动点拓展任务方案,其中日地Lissajous轨道方案分别考虑了轨道器规避机动至不同近地点高度的情况,地月Lyapunov轨道方案采用月球借力转移方式并且涵盖了地月L1和L2点,NRHO轨道方案包括直接深空机动转移和经日地L1点转移的方式。研究结果表明,拓展任务方案所需速度增量不超过400 m/s,最小为103 m/s,转移飞行时间基本不超过90天,最短为70天,研究方案可为嫦娥五号轨道器拓展飞行任务提供有益参考,实现了我国首次日地L1点探测飞行。

摘要： 7月13日,在西昌卫星发射中心,长征三号乙运载火箭将天链二号03星送入太空、卫星随后准确进入地球同步转移轨道,这标志着我国第二代地球同步轨道数据中继卫星成功组网运行,可具备满足中低轨道航天器全球覆盖的能力,并提供24小时无间断通信.

摘要： 基于电推系统的地球同步轨道(GEO)卫星需要利用霍尔推进器使其从地球同步转移轨道(GTO)推到GEO轨道,整个变轨时间段长达数月。在整个变轨过程中卫星具有姿态无法保持对地的特点,该特点将会减少卫星可测控时长。针对变轨段卫星姿态不确定减少可测控时长的问题,提出了一种在已有的轨道和姿态条件下,使用梯度下降算法寻找测控天线最优布局的方法,目的是使卫星获得最长的总可测控覆盖时长以及对中继星最长的可测控时长。结果显示通过改动天线布局可以显著地提升对地以及对中继星可测控覆盖时长,同时也能提升转移轨道关键时段对中继星可测控覆盖时长。与为天线增加转台与控制系统这类传统方法相比,该方法可以在不增加成本和质量的前提下,在一定程度上改善了电推卫星的可见性时长,对全电推卫星测控有指导意义。

摘要： 2022年6月28日,全球首次地月空间立方星任务——“地月自主定位系统技术操作与导航实验”(CAPSTONE)航天器搭乘火箭实验室公司(Rocket Lab)的“电子”(Electron)运载火箭发射。CAPSTONE将作为“门户”(Gateway)地月空间站运行的探路先锋,对近直线晕轨道(NRHO)的稳定性进行模拟验证,帮助降低未来地月空间站的运行风险。CAPSTONE将采用弹道月球转移轨道,计划于2022年11月13日抵达NRHO轨道。CAPSTONE还将演示验证不依赖地面跟踪的新型导航技术。任务不仅将为“门户”地月空间站的运行铺平道路,还将为立方星开展空间探索奠定基础。

摘要： 前不久,长征七号改遥二运载火箭(即长七A火箭)的成功发射,拉开了我国新一代运载火箭2021年发射的大幕,标志着新一代中型运载火箭家族又添新成员。长七A火箭是在长征七号火箭的基础上,与长三甲系列火箭三子级组合形成的三级半火箭,是新一代中型运载火箭的主力构型。长七A火箭全箭长60.1 m,起飞重量约573 t,地球同步转移轨道运载能力不低于7t,同时具备零倾角轨道、奔月轨道等高轨发射能力。

摘要： 2021年3月4日,国家航天局发布3幅由我国首次火星探测任务"天问一号"探测器拍摄的高清火星影像图,包括两幅黑白图像和一幅彩色图像。"天问一号"是中国正在进行的一项火星探测任务,为中国火星探测计划的一部分,它于2020年7月23日由长征五号遥四运载火箭从海南文昌航天发射场发射升空,成功送入预定轨道。探测器在地火转移轨道飞行约7个月后到达火星附近,2021年2月10日完成火星捕获后进入环火轨道。

摘要： 2021年3月12日1时51分,中国成功完成长征七号改遥二运载火箭发射。该型火箭是新一代中型运载火箭的主力构型,全箭长60.1米,起飞重量约573吨,地球同步转移轨道运载能力不低于7吨。

摘要： 三体系统轨道动力学问题是航天动力学领域中的经典问题,具有丰富的理论与工程意义,并将在人类由近地延伸到深空的航天活动过程中起到至关重要的作用.本文回顾并总结了三体系统轨道动力学相关研究进展,并结合未来的深空探测的发展趋势,展望了三体系统轨道动力学研究中的热点与挑战.首先阐述了三体问题的研究背景及意义,简要回顾了三体系统动力学模型的发展历程.其次,系统概述了三体系统平衡点附近的局部运动特性,介绍了平衡点附近周期轨道解析与数值求解方法,给出了拟周期运动的最新进展.同时总结了共振轨道、循环轨道、自由返回轨道等三类三体系统全局周期运动的动力学特性与研究进展.再次,从不变流形理论和弱稳定边界理论两个方面综述了三体系统中低能量转移与捕获轨道设计的研究进展.最后,综述了三体系统轨道动力学在编队飞行、导航星座设计两方面的应用,并展望了全月面覆盖轨道设计、三体系统下的小推力轨道优化和三体系统的三角平衡点开发利用中值得关注的轨道动力学与控制问题.

摘要： 2020年11月29日,日本H-2A-202型运载火箭在种子岛航天中心发射了"激光数据中继卫星"(JDRS)1。火箭点火起飞约半小时后将卫星送入一条静地转移轨道。JDRS-1又称"内阁府情报收集数据中继卫星1号机",由日本宇审航空研究开发机构(JAXA)同总务省和文部科学省联合研制。

摘要： 针对地月系下航天器从GEO轨道到L2点的时间最优小推力转移轨道问题,基于庞德里亚金极值原理,推导了限制性三体问题模型下的小推力转移轨道优化问题的最优性一阶必要条件,即推力保持最大值,且方向始终沿主矢量反方向,并将优化问题转换为两点边值问题.通过与同伦方法相结合,解决了间接法求解过程中收敛域小的困难.首先构造了针对推力幅值进行同伦的同伦函数,以大推力幅值的轨道转移问题作为同伦初始问题,然后选取连续同伦中的伪弧长法为同伦曲线跟踪方法,通过迭代求解了不同同伦参数值下的子问题,最终得到原问题下的小推力转移轨道.最后,在数值仿真中得到了不同推力值下的转移轨道,验证了该同伦方法在求解小推力转移轨道中的有效性.

摘要： 针对Halo轨道转移轨道设计不易收敛的问题,结合月球探测背景,分析了地月L2点Halo轨道及其不变流形可靠近月球的运动轨迹特性,给出基于二分法的先粗选后精选的零消耗转移轨道搜索方法并研究得出Halo轨道全相位点入轨的零消耗转移轨道不超过2条,提出一种最小x轴约束的近月点终止条件和自适应退步搜索的改进微分修正算法,对Halo轨道全相位点入轨的转移轨道设计进行求解.仿真结果表明,该改进微分修正算法收敛速度快,能有效避免奇异,且适应性强,能搜索出全相位点入轨的所有转移轨道.

摘要： 位于地月L2点周期轨道的中继星将为嫦娥四号首次月球背面着陆探测任务提供通信中继服务.中继星的转移轨道设计是中继任务实施的关键环节.针对中继星转移轨道中存在的转移时间、近月点高度和Halo轨道振幅等约束,本文系统地研究了基于月球旁近的地月L2点转移轨道设计方法.首先基于限制性三体模型,分析了Halo轨道族与着陆点可见性关系.然后将月球旁近转移轨道分为地月直接转移段和地月动平衡点附近周期轨道拟流形入轨转移段,采用带有状态约束的微分修正算法对这两段轨道进行拼接,得到了从地球附近至目标轨道族的月球旁近转移轨道.最后,针对南族Halo轨道分析了Halo轨道振幅和月球飞越高度对转移轨道设计的影响,以及转移轨道的入轨相位分布.仿真结果表明月球旁近转移轨道的设计方案具备工程上的可行性与优越性.

摘要： 引入圆型限制性三体问题模型，将太阳-地球和太阳-火星简化成两个圆型限制性三体问题，通过研究其动力学特性和不同会合坐标系中状态向量的变换，借助改进的Poincare 截面法，对两个系统L2 平动点附近的不变流形进行拼接，以达到设计地球-火星转移轨道的目的。

摘要： 本文分析了月球探测器的发射窗口,设计了相应的转移轨道,主要考虑的影响因素有月球运动造成的地月空间关系、停泊轨道入轨点位置和大椭圆停泊轨道.首先,在大椭圆停泊轨道的前提下,紧密结合月球探测器的转移轨道设计方法,采用解析法和数值法,对一个恒星月内从地面固定发射场发射月球探测器的机会进行了深入分析,得出了相应的重要结论.其次,本文还给出了椭圆停泊轨道下的地月转移轨道的搜索设计方法,利用该设计方法,重点解决转移轨道升交点赤经和近地点幅角满足要求的问题,可以较快的得到满足设计要求的转移轨道,从而快速确定月球探测器的发射窗口.最后,通过仿真算例说明了发射窗口和转移轨道的设计方法,仿真结果验证了设计方法的可行性与正确性.

摘要： 针对中国的火星探测计划,本文拟以2020/2024年发射窗口为例,对中国的火星探测任务的基本方案进行初始设计分析.通过对火星大推力直接转移、大推力金星借力转移、小推力直接转移和小推力金星借力转移四种基本方案的仿真对比分析.小推力转移燃料消耗低,但是飞行时间长;大推力在飞行时间和能耗基本相同的情况下,借力金星可以增加科学回报.

摘要： 载人星际探测以飞船上人员的安全性作为任务的最高优先级,因而必须要考虑任务失败时所采取的应急中止返回方案.应急中止返回任务利用飞船上剩余的燃料使飞船返回地球.根据飞船从地球至火星飞行的不同阶段,可将应急中止任务分为地球逃逸段、地——火转移段和火星捕获段三个阶段;根据所采取的中止返回方式的不同,可分为直接中止返回方式(施加中止脉冲后直接返回地球)和绕行星后中止返回方式两类.本文针对地球至火星的转移阶段过程进行直接中止返回的相关分析,给出此阶段采取直接中止返回方式所需能量、返回时间及中止时刻间的关系.

摘要： 太阳系下小行星探测正逐渐成为全球深空探测领域的热点.在有限的时间和能量内,如何确定探测器的最优轨道是小行星探测中的难点.本文针对全国第四届空间轨道设计竞赛中纯脉冲下小行星探测优化问题,仅考虑二体模型,采用贪心思想搜索探测序列,并结合演化算法优化转移轨道.算法在满足约束的情况下,每次选择单位质量探测价值最高的小行星.通过数值验证,结果表明:该算法综合利用差分演化算法和贪心思想,鲁棒性强,计算简单,可用于纯脉冲下小行星探测的轨道设计优化问题.

摘要： 针对行星际小推力借力转移轨道初始设计问题,提出一种结合形状逼近策略与解空间剪切技术的的初始设计方法.该方法采用改进的逆六次多项式策略计算小推力弧段,通过引入B平面模型来描述行星借力机动以拼接小推力轨道.在初始设计问题基础上,通过建立相应的约束条件来引入小推力借力轨道解空间的剪切准则,依据解空间剪切准则,对解空间进行剖析,并剔除解空间中的不可行域,进而搜索初始转移轨道的可行解.数值结果表明:相比前人研究,本文方法可以有效对交会型转移轨道进行设计,并且可以消除由借力机动带来的速度匹配误差.

摘要： 针对小行星多飞越任务的目标天体选择和轨道优化设计问题进行了研究.以小行星的科学价值和黄道面穿越点位置为判断依据对小行星进行目标选择.采用优化地球出发日心椭圆轨道参数的方法,使得椭圆轨道途经的小天体数量最多来确定飞行序列.对两颗小行星之间的单圈转移和多圈转移分别提出了"小天体-小天体"及"小天体-深空机动-小天体"两种飞越方式,将各转移弧段简化为单圈Lambert问题进行优化.以2015年发射为例进行仿真计算结果表明:使用两种飞越方式可以得到更多的可行方案.

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。

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。