轨道根数

摘要： 小行星捕获对研究行星的起源,地球上的生命来源,防御撞击地球以及开采行星矿物资源等多个方面都具有现实意义.如果能从众多研究对象中筛选出可能被地球临时捕获的小行星,对研究临时捕获小行星至关重要,其关键问题在于找出临时捕获小行星轨道参数所需要满足的关系.本文以临时捕获小行星为研究对象,在平面限制性三体模型内以不同雅克比常数对应零速度面离散化点为初值,计算得到临时捕获小行星的捕获周期,经转换得到临时捕获小行星轨道根数特征.计算结果表明,临时捕获的小行星轨道长半轴和偏心率之间存在近似线性关系,此结果给出了临时捕获小行星的必要条件，缩小了临时捕获小行星目标选择范围.

摘要： 在影响高轨卫星的各种因素中,第三体引力对卫星的影响仅次于地球中心引力和地球非球形引力.采用龙格-库特塔-费尔布尔格(RKF)单步法和12阶亚当斯(Adams)预估校正法,对距地心4万km左右的高轨卫星轨道进行积分,获取卫星的轨道根数;然后利用8阶滑动拉格朗日插值法,计算月球引力摄动加速度.计算结果表明,当地月连线向量与卫星轨道面的夹角为0时,月球引力对卫星加速度、轨道长半轴、轨道偏心率和轨道平近点角的影响最大;当地月连线向量与卫星轨道面的夹角为90°时,月球引力对轨道倾角的影响最大.

摘要： 轨道根数是计算彗星与小行星位置时使用的基本参数。如果要观测彗星和小行星,除了在星历表或网上直接查询它们的位置外,还可以使用天文软件自行计算。下面就以在天文观测中经常使用的TheSkyX Pro(版本10.3.0)为例,介绍一下具体的操作过程。TheSkyX Pro(以下简称TheSky)是当前一款典型的天文软件。

摘要： 说明:本预报基于2021年10月下旬的天宫空间站轨道根数和heavens-above网站给出的空间站在各地的地平高度达到或者超过10度的可见过境预报。实际过境情况受到空间站轨道调整等因素影响可能会有一些出入。不同地点的具体过境情况可以通过“天文通”微信小程序和heavens-above网站等方式详细查询。

摘要： 说明:本预报基于2021年9月下旬的天宫空间站轨道根数和heavens-above网站给出的空间站在各地的地平高度达到或者超过10度的可见过境预报。实际过境情况受到空间站轨道调整等因素影响可能会有一些出入。不同地点的具体过境情况可以通过“天文通”微信小程序和heavens-above网站等方式详细查询。

摘要： 关于国外军事装备的状态情况往往由于保密原因很难有确切的报道,通过各类消息情报的信息往往有所出入、互相矛盾.尤其是对于导弹预警卫星这样的反导预警装备,准确获知其状态就更加困难.利用美国NASA公布的空间目标数据库,首先检索出俄罗斯导弹预警卫星全寿命周期内的轨道数据,然后通过分析其轨道根数的变化,综合考虑卫星在轨道摄动作用下是否进行轨位保持对应的轨道参数变化特征,明确卫星是否还在进行轨位保持,进而明确其是否还处在轨道寿命周期内,最终确定其实际工作状态.

摘要： 针对航天器空间变轨的制导问题,研究了一种基于轨道根数约束的最优制导方法.在地心惯性坐标系下直接建立航天器的最优控制模型,给出了位置速度表达式和协态变量初值之间的关系;进一步,在不约束真近点角的前提下,推导了5个轨道根数的约束方程,并通过对轨道根数和最优控制理论中协态方程的特性分析,获得了另外两个约束方程.协态变量初值可直接通过求解7个完整约束方程组获得,进而得到最优推力方向.仿真验证了所提制导方法的有效性.%This paper proposes an optimal guidance method based on orbital element constraints,for the guidance problem during orbital transfer of spacecraft.The optimal control model for the spacecraft is established in the earth centered inertial coordinate frame directly.The relationship between expressions for the position and velocity and the initial values of costate variables is then given.Besides,five orbital element constraint equations are derived without constraint on the true anomaly.The other two constraint equations are given based on the analysis of characteristics of orbital elements and costate equations under the optimal control framework,which include the constraint and scale property of the established optimal conditions,respectively.The initial values of costate variables can be obtained by solving the seven complete constraint equations,and the optimal thrust direction can then be given.Simulations demonstrate the effectiveness of the proposed guidance method.

摘要： 本文针对空间飞行测控终端对卫星的指向跟踪,研究了轨道解算模型和坐标转换等方面的关键技术.推导了卫星轨道计算开普勒方程和坐标转换的算法公式.并将计算的结果与STK软件计算的数据作了对比,精度满足设计要求.

摘要： 成功上天。发回探测数据。地面判断发射是否成功有两点：一是船箭是否正常分离；二是火箭是否将飞船送入预定轨道。判断的主要依据是外弹道测量和遥测两种信息。利用外弹道测量信息判断的过程是：地面测控站和海上测量船上的雷达测量火箭和飞船的轨道，雷达测量数据传送到发射指挥控制中心后，中心计算机系统会计算出分离点参数和飞船入轨后的初始轨道根数，与理论轨道进行对比，差别在允许范围内则可以认定飞船轨道满足要求，飞船发射成功.

摘要： 为实现弹道导弹精确落点的快速预报,提出基于轨道根数交接的落点预报方法.多功能地基相控阵雷达通过综合自身计算的目标轨道根数信息与远程预警相控阵雷达上报至预警中心的目标轨道根数信息,对弹道导弹实时定轨,待落点误差精度满足要求后,进行落点精确预报.仿真结果表明,相对传统落点预报方法,能够将预报时间缩短近40％.%In order to estimate the impact point for ballistic missile rapidly,an impact point estimation method is proposed based on orbital elements handover.There are two kinds of orbital elements.One is computed by ground based multi-function phased array radar and the other one comes from warning center provided by long-range early warning phased array radar combined for precise orbit determination.The precise impact point can be offered if the impact point error accuracy is satisfied.The simulation results show that compared with traditional method,the proposed method can shorten the period of the predictable time by 40 ％.

摘要： 针对小卫星椭圆轨道的编队飞行问题,利用轨道周期内平均化的方法给出了平均相对运动方程,该方程消除了相对运动中的周期性变化,可为编队构型设计和保持控制提供参考.首先从椭圆轨道相对运动方程出发,推导出以轨道根数差分表示的平均相对运动方程;其次,考虑轨道摄动的影响,对平均相对运动方程进行了改进,提出了以平均轨道根数差分表示的平均相对运动方程,并对平均相对运动特性进行了定性分析;最后通过数学仿真对平均相对运模型进行了验证.

摘要： 卫星工具软件STK (Satellite Tool Kit)是航天领域的仿真与数据分析工具,可以快速方便地分析复杂的陆、海、空、天任务.在简要介绍STK主要功能的基础上,结合实例探讨了STK在跟踪性能表计算、轨道根数外推、数据实时动态显示等方面的应用.

摘要： 本文从二体的中心引力场下飞行器相对运动的动力学模型建立出发,经过时域到真近点角域变换建立二阶的无量纲形式的微分方程组--也即LTH方程组.由于LTH方程组类似于二体问题存在严格的无近似解,与描述二体运动的6个经典Kepler轨道根数相似,同样存在6个描述相对运动轨道的常数;当外部摄动作用于二体问题时,用以描述摄动模型的是早已提出并得到广泛应用的行星摄动方程,根据这种同样的并列关系,这里试图用相似的方法-常数变易法-建立一种定义在真近点角域下的描述相对轨道参数受摄的摄动方程。

摘要： 本文利用半分析法来预报大偏心率椭圆平均轨道根数的长期演化,得出的中欧双星计划大偏心椭圆轨道 TC-1和TC-2的轨道预报结果与数值方法一致,并获得了与事实相同的TC-1坠落结论.由于半分析法兼顾了分析法计算量小和数值法计算准确性的优点,我们可以快速地对大偏心椭圆轨道进行相应的分析和设计.此外,半分析法还可以扩展到微小推力的椭圆轨道过渡问题,利用非线性顺序二次型规划法,我们得出了最优GTO-GEO(同步转移轨道-同步轨道)过渡轨道.

摘要： 本文对一般轨道根数下任意椭圆轨道小推力的最优交会问题进行了研究.首先,建立以一般轨道根数为状态变量的状态方程,得到最短时间目标性能的哈密顿函数,然后利用Pontryagin 极大值原理给出伴随方程,并在在最优控制方向上对状态方程和伴随方程进行数值积分,最后利用New-Raphson 数值方法对两点边值问题进行数值求解,得到特定算例下的最短时间控制.

摘要： 两行根数是是北美防空司令部基于一般摄动理论产生的用于预报地球轨道的飞行体的位置和速度的一组轨道根数,用于近地卫星时所采用的数学模型是SPG4,它已被著名软件STK作为进行轨道推算的可选方法之一.本文对它的精度进行了评估,并认为它有很大的应用价值.

摘要： 基于卫星轨道根数推导了分布式SAR卫星的轨道要素计算公式.针对具体的编队卫星进行了轨道参数设计,给出了轨道设计的结果。

摘要： 本文运用参照轨道要素法，研究不考虑摄动影响的任意椭圆轨道卫星编队飞行相对运动问题。主星和从星的轨道与天赤道在天球上交成一个球面三角形。对于近距离编队，主从星之间的距离与主星的半长轴之比是小量。分析了此比值与球面三角形中小参数及轨道根数差之间的数量级关系。以偏近点为角变量，将一阶近似的相对运动方程展成三角级数，发现轨道面内两个方向的三角级数的幅值从第二阶起都是等比数列。当轨道面内的相对运动轨迹与椭圆类似时，提出了一种求解逼近椭圆的方法。将主从星间的相对位置和速度视为小量，并将从星的半长轴在主星的半长轴处泰勒展开，可以得到Lawden方程中的周期性条件与此泰勒级数的一阶项为零等价的结论。

摘要： 本文介绍了GPS与GLONASS广播星历参数模型，提出了一种改进的导航卫星星历参数模型，给出了该星历参数模型的计算方法，阐述了利用该组星历参数外推卫星轨道的计算方法。该星历参数模型用户算法简单，卫星轨道外推能力强，可以较好地拟合卫星运动轨道。

摘要： 本文介绍了GPS与GLONASS广播星历参数模型，提出了一种改进的导航卫星星历参数模型，给出了该星历参数模型的计算方法，阐述了利用该组星历参数外推卫星轨道的计算方法。该星历参数模型用户算法简单，卫星轨道外推能力强，可以较好地拟合卫星运动轨道。

摘要： 本发明涉及一种基于星载GNSS接收机在星上自主确定轨道平根数的方法，包括下列步骤：由星载GNSS接收机提供卫星在t0时刻在J2000系下的位置和速度rJ2000,vJ2000；将位置rJ2000和速度vJ2000进行单位无量纲化以获得无量纲化的位置和速度r0,v0；根据无量纲化的位置和速度r0,v0确定t0时刻的吻切根数σ0；以及根据t0时刻的吻切根数σ0确定t0时刻的平根数通过该方法，既能在GNSS数据中断时利用星上成熟的外推算法提供满足卫星相关分系统需求的轨道数据，又能满足星务系统的计算能力约束，降低地面上注的压力。

摘要： 本发明提出了一种卫星瞬时根数到平均根数的转换方法、轨道预测方法及系统。其中卫星瞬时根数到平均根数的转换方法为：获取卫星瞬时根数，并基于该瞬时根数计算J2000坐标系下卫星的位置和速度，并将计算得到的位置和速度转换到TEME坐标系下作为初始位置Ps和初始速度Vs；将卫星在TEME坐标系下的位置P[n]和速度V[n]进行迭代计算，每次迭代过程中判断当前误差参数是否小于设定误差允许值或是否达到设定的最高迭代次数，如是则停止迭代，并输出当前开普勒根数，并以当前开普勒根数作为平均根数。该卫星瞬时根数到平均根数的转换方法在保证常规跟星的精度要求的前提下，能快速实现瞬时根数到平均根数的转换。

摘要： 本发明提出一种小推力航天器轨道根数长期演化的极大值估计方法，属于航天器动力学与控制领域。本发明首先分别建立关于半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近拱点幅角、真近点角六个轨道根数的摄动方程，然后将前五个方程分别除以第六个方程，得到前五个轨道根数分别关于真近点角的微分方程；基于微分代数原理，利用轨道动力学特性，分析推导出小推力航天器轨道根数关于轨道周期的长期演化变化量极大值估计方法。本发明能够快速计算出航天器轨道根数变化量极大值，计算消耗低，适用范围广，可提高航天器轨道根数变化量极大值估计的计算效率与适用范围。

摘要： 本发明提供一种脉冲速度增量改变轨道根数的高阶解析计算方法，包括以下步骤：1，输入脉冲速度增量改变轨道根数的计算方法所需要达到的精度阶数N；2，采用微分形式的高斯变分方程通过链式法则依次得到轨道根数的1～N阶导数；3，采用泰勒展开法得到轨道根数变化关于脉冲速度增量的N阶解析函数；4，利用所建立的N阶解析函数计算给定脉冲速度增量下的轨道根数改变量，完成高阶解析计算。本发明的计算方法是完全解析的，因而计算效率高；且能够达到任意阶次，因而计算精度高。这在航天器轨道控制方面具有广泛的使用价值。

摘要： 本发明提供了一种基于轨道根数预测的星载导航接收机定位授时方法和装置，应用于星载导航接收机，包括：确定历史历元时刻星载导航接收机所搭载卫星的历史状态量；基于搭载卫星的轨道根数和历史状态量，计算搭载卫星的目标预测量；基于目标预测量确定搭载卫星的第一导航观测量；对搭载卫星的第一导航观测量进行计算，得到搭载卫星在当前历元时刻的当前状态量；基于当前状态量确定搭载卫星的卫星授时时刻；并将卫星授时时刻和当前状态量作为搭载卫星的导航结果。本发明改善了导航定位和授时结果的精度，更好的满足了中高轨波束定向通信载荷等应用对在轨定位和授时精度的要求。

摘要： 本发明公开了一种基于低轨卫星的无奇点20轨道根数拟合方法，包括：根据开普勒轨道根数的六个参数获取第一类无奇点轨道根数的六个参数，根据第一类无奇点开普勒轨道根数的六个参数和摄动改正数，获取第一类无奇点轨道根数的16参数；将拟合得到的第一类无奇点轨道根数拟合参数转换为开普勒轨道根数参数；用开普勒轨道根数参数集计算卫星位置；引入额外四个参数，并利用新增参数对卫星位置计算过程进行修正：采用最小二乘的估计策略，对LEO卫星的广播星历参数进行拟合。本发明的基于低轨卫星的无奇点20轨道根数拟合方法，在不影响转换精度地前提下解决了奇点问题，计算简便。且良好适应于LEO卫星轨道受摄动力的复杂工况，提高了拟合精度。

摘要： 本发明公开了一种地球同步转移段轨道根数高精度拟合方法，具体按照如下步骤实施：步骤1，在轨道拟合时间区间内定步长并计算k组轨道数据，步骤2，计算轨道平均半长轴和平均轨道角速度n；步骤3，根据k组轨道数据以及轨道平均半长轴和平均轨道角速度n列写预报方程；步骤4，列写系统状态方程和状态转移矩阵Φ；步骤5，对状态转移矩阵Φ进行SVD奇异值分解；步骤6，计算轨道系数拟合矩阵P，步骤7，将计算的轨道系数拟合矩阵P代入步骤3的预报方程中实现轨道预报。本发明一种地球同步转移段轨道根数高精度拟合方法，采用基函数拟和方法，将复杂的计算工作放在地面完成，实现了高精度的轨道预报。

摘要： 本发明提出一种小推力航天器轨道根数长期演化的极大值估计方法，属于航天器动力学与控制领域。本发明首先分别建立关于半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近拱点幅角、真近点角六个轨道根数的摄动方程，然后将前五个方程分别除以第六个方程，得到前五个轨道根数分别关于真近点角的微分方程；基于微分代数原理，利用轨道动力学特性，分析推导出小推力航天器轨道根数关于轨道周期的长期演化变化量极大值估计方法。本发明能够快速计算出航天器轨道根数变化量极大值，计算消耗低，适用范围广，可提高航天器轨道根数变化量极大值估计的计算效率与适用范围。

摘要： 本发明公开了一种基于低轨卫星的无奇点20轨道根数拟合方法，包括：根据开普勒轨道根数的六个参数获取第一类无奇点轨道根数的六个参数，根据第一类无奇点开普勒轨道根数的六个参数和摄动改正数，获取第一类无奇点轨道根数的16参数；将拟合得到的第一类无奇点轨道根数拟合参数转换为开普勒轨道根数参数；用开普勒轨道根数参数集计算卫星位置；引入额外四个参数，并利用新增参数对卫星位置计算过程进行修正：采用最小二乘的估计策略，对LEO卫星的广播星历参数进行拟合。本发明的基于低轨卫星的无奇点20轨道根数拟合方法，在不影响转换精度地前提下解决了奇点问题，计算简便。且良好适应于LEO卫星轨道受摄动力的复杂工况，提高了拟合精度。

摘要： 本发明提供了一种基于轨道根数预测的星载导航接收机定位授时方法和装置，应用于星载导航接收机，包括：确定历史历元时刻星载导航接收机所搭载卫星的历史状态量；基于搭载卫星的轨道根数和历史状态量，计算搭载卫星的目标预测量；基于目标预测量确定搭载卫星的第一导航观测量；对搭载卫星的第一导航观测量进行计算，得到搭载卫星在当前历元时刻的当前状态量；基于当前状态量确定搭载卫星的卫星授时时刻；并将卫星授时时刻和当前状态量作为搭载卫星的导航结果。本发明改善了导航定位和授时结果的精度，更好的满足了中高轨波束定向通信载荷等应用对在轨定位和授时精度的要求。