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jl032
航天器
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【JL032】航天器轨道机动研究,jl032,航天器,轨道,机动,研究,钻研
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本科毕业设计论文 题 目 航天器轨道机动研究 专业名称 自动化 学生姓名 党 炫 指导教师 谭明虎 毕业时间 2014 年 6 月 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 毕业 任务书 一、题目： 航天器轨道机动研究 二、指导思想和目的 要求： 航天器轨道机动已经广泛应用在航天器入轨和轨道保持等领域，但随着空间科学的不断发展，多个航天器之间的交会与轨道机动已经成为技术上需要重点研究的对象，本课题将对这一领域进行深入研究，希望通过该毕业设计，学生能达到： 1. 掌握 移、 移 的原理与实例。 2. 能用 真出航天器的运行轨道。 3锻炼学生的科研工作能力和培养学生团队合作及攻关能力。 三、主要技术指标： （ 1） 学习二体力学、 移、 移在航天器轨道中的应用。 （ 2） 熟练掌握 件，并能应用 写航天器轨道程序，仿真出轨道轨迹，利用提供的大量数据分析出如何才能使航天器更节省能源，找出航天器最优轨迹。 （ 3） 翻译相关的英文科技文章一篇。 （ 4） 撰写毕业设计论文一篇。 四、进度与要求 第 01 周 2 周： 参考翻译英文文献； 第 03 周 4 周： 学习 移和 移 的原理； 第 05 周 8 周： 研究二体轨道力学和 移的算法 ； 第 09 周 4 周： 应用 写 航天器轨道机动程序 ； 设计 论文 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 第 15 周 6 周： 撰写毕业设计论文 ，论文答辩。 五、主要参考书及参考资料： 1 杨嘉墀 . 航天器轨道动力学与控制 . 中国宇航出版社， 1995. 2 赵 钧 . 航天器轨道动力学 . 哈尔滨工业大学出版社， 2011. 3 竺苗龙 . 绕地飞行航天器最佳发射轨道理论及其他问题的研究 . 中国宇 航出版社 ， 2011. 4 薛定宇、陈阳泉 . 基于 系统仿真技术与应用 . 清华大学出版社， 2002. 5 周 军 . 航天器控制原理 . 西北工业大学出版社， 2001. 6 袁建平 . 航天器轨道机动动力学 M. 北京：中国宇航出版社， 2010. 7 杨乐 平，朱彦伟 . 航天器相对运动轨迹规划与控制 M. 北京：国防工业出版社， 2010. 8 刘鲁华 . 航天器相对运动轨道动力学与控制 M. 北京：中国宇航出版社，2013. 9 张志涌，杨祖樱 . 程 M. 北京：北京航空航天大学出版社 ,1999. 10 唐国金 ,罗亚中 ,张进 M科学出版社， 2007. 11 王忠贵 ,罗亚中 J. 弹箭与制导学报 2004,24(3):14学生 党 炫 指导老师 谭 明虎 系主任 史仪凯 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 I 摘 要 随着科学技术的进步与航天活动的迅速发展， 人们的探索精神越来越 浓厚， 人类活动的领域也由大气层内扩展到宇宙空间，航天事业得到蓬勃发展，世界各国都将航天事业的成就作为评比国家科技的发达程度， 航天技术越来越受到人们的重视，其中轨道机动研究是航天工程的关键技术之一。本文重点对二体系统、 移、 移问题进行了研究。 首先，二体问题即研究两个天体 (质点 )在其相互的万有引力作用下的运动问题， 在二体问题中只研究某一个对空间 飞行器运动产生最大影响的天体的作用，而忽略 其他天体对飞行器的影响。 二体系统是轨道机动的理论基础，它 是研究两个天体不考虑其他天体的影响在引力作用下的运动规律，它是天体力学中最简单的，唯一有精确数学解的问题。 其次，两个高度不同的轨道间转移经常用到的一种方式是 移，移所用的轨道是一近地点在较低高度、远地点在较高高度的椭圆轨道。利用这一轨道航天器可以实现从低轨道到高轨道的转移，或从高轨道到低轨道的转移。 移虽然所用到的能量最小，但它是以牺牲时间为代价的，需要半个转移轨 道的周期。在实际的飞行中，采用 移还是快速转移实现轨道转移是由任务决定。 最后， 轨是一个双脉冲问题，即给定航天器初始时刻的位置和速度，目标航天器在初始时刻位置和速度，要求给定飞行时间，以使航天器和目标航天器达到交会状态，然后计算得到航天器在初始和终端时刻两次点火的速度增量。 关键词： 轨道机动，二体系统， 移， 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 of s of is of As a in of as a of is of in on of in As a of on on of of in is of by on it is is In is an to of in to to a a to is of In or is by is of as as of 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 As a be 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 录 第一章 绪论 .题的依据及意义 .道机动 .内外研究现状 .二章 二体系统 .体系统的模型 . 二体问题 . 轨道根数及其几何意义 .间系统 .三章 移轨道设计及其仿真 .移概念 . 移简介 . 移公式 .移事例 .移仿真 .四章 移轨道设计及其仿真 .1 移概念 . 移概念 . 移 公式 .2 移事例 .3 移仿真 .五章 总结与展望 . 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 V 参考文献 . 谢 .业设计小结 . 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 1 第一章 绪论 题的依据及意义 从 1996 年 10 月 7 日，江泽民主席在第 47 届国际宇航联大会开幕式上的讲话中指出：科学技术的发展，使人类实现了遨游太空的梦想，获得了认识自然、认识宇宙的新基点和新条件，这是人类文明史上的又一次飞跃。 人类最早于 1957 年由苏联发射了第一颗人造卫星，即 星，从此人类开始对太空展开了不断深入的探索 1。航天技术在世界范围内取得突飞猛进的进展，这大大的增强了人类认识和改造自然的能力，促进了生产力的发展的和社会的进步。但随着对空间研究、开发与应用的不断深入，各国相继研制发了大量面向不同需求的飞行器，飞行器的结构、 组成日趋复杂。为保证空间飞行器在复杂的空间环境中更加持久稳定的运行，空间在轨服务技术成为一个新的研究方向。自古以来，了解太空，探索地球以外的物质，一直是人类不懈追求的梦想。二十世纪五十年代出现的航天技术，开辟了人类探索外层空间活动的新时代，经过近半个世纪的迅速发展，人类航天活动取得了巨大成就，极大地促进了生产力的发展和社会的进步，产生了重大而深远的影响，航天技术已成为当今世界高技术群中对现代社会最具影响的高技术之一，不断发展和应用航天技术已成为世界各国现代化建设的重要内容，随着科学技术的进步与经济的发展，国 际航天活动正在蓬勃开展。进入 二十一 世纪以来，空间操作 (空间营救，来袭目标规避，空间攻击，交会对接，编队飞行及在轨服务等 )逐渐多样化和复杂化，各类特殊的轨道机动已经无法满足空间任务要求，基于开普勒理论的脉冲变轨、霍曼转移等已无法胜任。随着空间应用领域的扩展，轨道机动幅度和范围越来越大、快速性要求越来越强、过程越来越复杂，对于航天 器而言，控制水平的高低直接关系到航天器的功能发挥和水平，因而受到了人们普遍的重视并进行了深入的研究。 二十一世纪将是世界航天活动蓬勃发展的新世纪，为了适应国际航天领域发展趋势， 推动我国航天技术的进步 ,我国将从本国国情出发，继续推进航天事业的发展， 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 2 为和平利用外层空间，为人类的文明和进步做出应有的贡献，国务院新闻办公室在其发表的题为 5 中国的航天 6 的白皮书中指出，根据科学研究和提高综合国力的现实需求，我国明确提出了发展空间科学，开展深空探测的发展目标，包括建立新型的科学探测与技术试验卫星系列，加强空间微重力、空间材料科学、空间生命科学、空间环境和空间天文研究，以及开展以月球探测为主的深空探测的预先研究 ,近期月球探测正在实施当中，以后将陆续开展行星际的深空探测和研究 4。 因此 ，对卫星进行仿真研究，用于航天任务的设计与分析以及最终任务方案的验证和评估是非常必要的。通过计算机仿真技术对卫星进行仿真，不仅可以节省财力物力，尽可能早地暴露设计中的问题，而且还可以验证其方案的可行性，对其能否实现总体目标、满足约束条件等进行评估。 本文正是基于国家航天战略发展需求和中国科学院创新工程需要，以空间科学与探测任务论证支持平台项目为实用背景，对深空探测器的轨道设计与优化方法进行了深入的研究，并针对具体科学探测任务案例给出详细分析。为了便于后续工作，初步构建一个深空探测轨道方案资料库，日后 不断扩充和完善其内容。 道机动 轨道机动（ 指航天器主动地改变飞行轨道的过程。这里指出了三层含义，分别说明了轨道机动的目的、过程和属性。首先，轨道机动是航天器的主动行为，是有目的的、面向应用的飞行，这就排除了某些干扰因素引起的漂移性轨道变化；其次，轨道机动是要改变飞行轨道的，亦即航天器的机动飞行要打破已有的惯性飞行，不再遵从开普勒定律；最后，轨道机动是一个“过程”，是航天器的一个飞行历程，不同于脉冲变轨 1,6。 轨道机动的这一定义是一个逐渐明晰的结 果，同一个词不断被赋予新的含义。实际上轨道机动的概念先于人造卫星的出现就已提出来了。在人造卫星发展的初期，轨道机动主要是指入轨时的变轨、轨道提升和轨道转移等，是基于脉冲推力下的开普勒轨道飞行。随着空间应用领域的扩展，轨道机动幅度和范围越来越大、快速性要求越来越强、过程越来越复杂。载人飞行实现后就进一步提出了这样的要求：如果载人飞船出现故障，营救飞船需要在指定的时间机动到飞船所在的任意位置，与之对接并实施救援。因此，当前对轨道机动就有了新的诠释，即大范围、快速、 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 3 主、精确地轨道机动，这种机动属于主动的起因完全 是自己的任务或快速响应需求，例如空间营救，空间碎片规避，空间操作占位，来袭规避，空间攻击，反侦察、反干扰机动等。 轨道机动定义中所指的主动地改变飞行轨道并不限于航天器主动施加推力，还包括主动地利用环境或外界所提供的动力 2，例如空气动力，太阳光压，其他星体的引力，地球引力场的不均匀性，地球磁场，来自于宇宙的未知能量等。 航天器轨道机动的基础知识主要是二体轨道力学、 移和 移 ，涉及到热控制技术、喷气推进技术、能源技术、空间通信技术以及航天器的发射、返回和在轨技术等。时至今日， 航天技术对世界各国的政治、经济、军事、科技以及人类生活的各个方面产生了深远的影响。 航天器轨道机动研究推动着人类科学技术的进步，使人类活动的领域由大气层内扩展到宇宙空间。它是一个 多学科领域的技术，包括力学、电子技术、材料学、自动控制、计算机、真空技术、低温技术、半导体技术、喷气推进、医学、制造工艺学等学科，是基础科学和技术科学的集成。 内外研究现状 随着国内经济与科技的不断发展，继 1970 年 4 月 24 日首颗卫星“东方红一号”发射成功以来，我国的航天事业蒸蒸日上，不断做出新的突破，目前我国遥感卫星地面系 统覆盖全国陆地、海域，能够处理、分发国内外遥感卫星数据。行业性、区域性机构遍布全国，为遥感技术开发与应用推广服务。气象卫星已经成为天气分析预报不可缺少的手段。资源卫星遥感数据广泛应用于地质、矿产与土地利用动态调查，森林、草场与荒漠化监测，农业估产、工程规划及灾害监视与评估以及臭氧层、平流层和对流层大气、厄尔尼诺现象研究等领域。围绕返回式卫星、科学实验卫星和载人飞船开展的空间流体力学、空间材料科学以及空间生命科学研究，已经具备在空间进行流体、多工位晶体生长，生物电泳等科学实验的能力 14,15。从神舟一号到 神舟八号以及嫦娥探月工程可以看出中国已经在航天事业中迈出新的步伐。在十二五规划中国家将大力研究大容量通信卫星、 新一代运载火箭、气象卫星、资源卫星、 海洋卫星、空间探测双星计划、地球环境监测小卫星群、探月研究、空间碎片研究等高科技领域。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 4 1992 年中国开始实施航天工程， 1999 年 11 月 20 日，中国自主研制的第一艘载人试验飞船神舟一号发射成功， 2001 年 l 月 10 日、 2002 年 3 月 25 日和 2002 年 12月 30 日，神舟二号、神舟三号和神舟四号又分别顺利升空， 2003 年 10 月巧日我国首位航天员杨利伟乘坐的神舟五号 飞船发射升空，在轨运行 21 小时后于 16 日安全返回地面，实现了我国载人航天历史性的突破， 2005 年 10 月 12 日，中国第二艘载人飞船神舟六号发射升空，航天员费俊龙和聂海胜完成了在太空 115 个小时的飞行后于 10 月 17 日胜利返回地面，表明我国载人航天技术日趋完善，把人送到太空，仅仅是我国载人航天活动的开始，我国的载人航天工程将分三步实施 :第一步的任务是以飞船起步，发射几艘无人飞船和一艘有人飞船，将航天员安全地送入近地轨道，进行适量的对地观测及科学实验，并使航天员安全返回地面，实现载人航天的历史突破；第二步除继续进 行对地观测和空间实验外，重点完成交会对接、出舱活动实验和发射长期自主飞行，短期有人照料的空间实验室，尽早建成我国完整配套的空间工程大系统，解决我国一定规模的空间应用问题；第三步是建造更大的长期有人照料的空间站、建立空间实验室和空间站首先要突破和掌握空间交会对接技术，因此交会对接是我国载人航天第二步任务中重要的研究内容，也是实现第二步任务的先决条件，同时交会对接技术也是其他航天应用工程如在轨服务、空间打击发展所需要解决的关键技术。 整个航天技术分为三大领域 :卫星应用、载人航天和深空探测。与国外相比，我国的深空 探测活动仅仅处于起步阶段。 考虑到我国科学技术水平、综合国力和国家整体发展战略，近期我国的深空探测发展目标以不载人的月球探测为重点，我国在前两项已经取得了很大的成就，但深空探测现在还等于零，而开展月球探测将是我们实现深空探测零的突破的最佳选择，不光能改变我国深空探测的落后局面 ,而且它对我国经济与高新技术的发展将起到重要作用。开展月球探测是我国航天发展的国家战略，纵观世界航天发展态势，重返月球，开发月球资源，建立月球基地已成为世界航天活动的必然趋势和热点，我国在发展人造地球卫星和载人航天之后，与时俱进，适时开 展以月球探测为主的深空探测，是我国科学技术发展和航天活动的必然选择，也是我国航天事业持续发展、有所作为、有所创新的重大举措。 月球探测将成为我国空间科学和技术发展的第三个里程碑，发射人造地球卫星、 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 5 载人航天和深空探测是航天活动的三部曲，我国在应用卫星方面已有 30 多年的成功经验，成果令人瞩目，随着载人航天取得重大的突破，目前唯有深空探测尚未开展，纵观世界航天活动的发展历程，深空探测是航天活动的第三个重要领域，世界主要航天国家和组织都在实施或计划开展以月球探测为主的深空探测，我国作为世界大国和主要航天国家，开展月 球探测是航天活动发展的必然选择，理应在月球探测领域占有一席之地，并有所作为。 要使太空的丰富资源真正能为人类所利用，各国航天专家，特别是俄、美、欧空局 (日本、加拿大等国家和空间组织的科学家们已建成或即将建造空间站等空间大型基础设施，同时还在致力于使这些空间设施变为加工和生产丰富资源的工厂。而无论是在太空组装空间站、大型空间平台、在月球上组装轨道站，还是为使这些设施正常运转而补充物资、加注燃料，以及提供维修服务和回收产品，两项最首要、最关键的技术之一是掌握并在轨完成交会对接 (10,11。 航天器在轨交会对接可追溯到 60 年代中期： 1965 年 12 月 15 日，美国的双子星座 6 号飞船与双子星座 7 号飞船首次实现了遥控交会 3,4,；翌年 3 月 16 日双子星座 8号飞船与阿金纳火箭首次实现了人控交会对接； 1967 年 10 月，苏联的“宇宙 人宇宙飞船与“宇宙 人宇宙飞船首次实现遥控交会对接； 1975 年 7 月 17日两个不同国家从不同场地发射的两颗航天器美国“阿波罗”号和前苏联“联盟 从两个不同的发射场以及采用不同的交会策略完成了交会对接飞行试验 7。 40 多年来，各类航天器已在轨完成了 100 多次交会对接活动，不过都是在美、俄 (前苏联 )两个航天大国之间进行的。欧空局 (日本宇宙开发事业团 (在积极地从事交会对接理论与技术方面的研究，但未获得在轨交会对接的经验。 日本人认为，日本要在载人航天技术和人控交会对接技术方面赶上或超过美俄其难度很大，而在新一代自主交会对接技术上要超过美俄则是可能的。自 1991 年 4月日本宇宙开发委员会正式批准 划 12开始，日本就开始了高精度自主交会对接技术的研究工作，历时六年半时间，开发出了令其满意的交会对接系统并装备在 1997 年 11 月 28 日发射入轨 花 7 号 )上。 1998 年 7 月 7 日， 时 10 分在距地面 550圆轨道飞抵新西兰上空与跟踪星分离 (分别被命名为织女星和牵牛星 )， 7 时 30 分在澳大利亚上空成功地实现了自主交会对接。使日本成为继美、俄之后第三个掌握在轨交会对接技术的国家。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 6 欧洲空间局 (事航天活动，虽然比美国和前苏联晚，但是航天技术发展很快，目前正由后来居上的势头出现。欧洲各国至今尚未实现自己的在轨交会活动，但是研制工作和地面实验已经在 80 年代就开始了。 划开展的空间交会对接研究工作大致可以分为三个部分：以“尤里卡”空间平台为基地进行交会对接技术的实验和训练，重点进行无人航天器自主对接技术的研究，研究自主自动交会对接硬件和软件。 美国是目前唯一探测过太阳系内八大行星的国家。对太阳、小天体和空间环境开展过大量探测，还完成了载人登月的壮举，在太阳系探测各领域取得了辉煌成就，在深空探测领域处于绝对的领先和优势地位。美国于 1958 年 8 月 17 日发射“先锋 0号”，是第一个发射月球探测器的国家，共发射过 45 次月球探测任务； 1962 年开始金星探测，共发射过 6 次金星任务； 1964 年开始火星探测，共发射过 17 次火星任务，尤其是 1996 年以后每两年都有新的火星任务。 2004 年美国公布了“新太空计划”，主要包括无人深空探测、重返月球、载人登火星等计划 8,9。 欧空局除了早期与美国合作开展深空探测活动外，从上个世纪 80 年代中期开始独立进行探测活动，迄今为止共开展过彗星、月球、火星等共 5 次探测任务。 2004年 2 月 3 日， 式宣布了代号“曙光女神”的超大规模星际探索计划的目标，该计划被称为“欧洲的阿波罗计划”，目的是激励新技术和方法的研究和开发，寻求技术发展以应对未来的挑战。计划的 核心内容是为欧洲国家参与的月球和火星的无人探测和载人探测规划一个长期发展战略。 日本最早于 1985 年开展的“先驱”哈雷彗星探测器任务远距离飞越哈雷彗星。1998 年 7 月发射“希望号”火星探测器，由于故障未能到达火星并开展预定的探测活动。 2003 年 5 月 9 日发射“隼鸟”小行星探测器，主要探测近地小行星，预计 2010年返回。 2007 年初宣布放弃已开发近 10 年的 划 20,22。通过以验证技术为主的几个重点项目，日本在空间探测领域取得了跨越式发展，成为该领域的后起之秀。 当今世界各主要航天大国都重新燃 起了开展深空探测的热情，纷纷推出规模庞大的月球、火星和更远的行星际探测规划。我国在这个时候不失时机地开展深空探测是及时而必要的。我国进行月球探测的计划是“绕、落、回”三步走战略，目前第一步已经完成，嫦娥一号成功发射迈出了我国月球探测的第一步。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 7 期内，我国将要开展的深空探测任务主要包括：月球探测二期工程、中俄联合火星探测、空间科学探测和月球探测三期工程的深化论证。 在 21 世纪美国相继验证了具有自主逼近、交会功能的实验卫星系列 自主交会技术验证 (和“轨道快车（ ，已经实现自主逼近近地轨道空间目标、与目标自主交会、绕目标飞行、捕获空间目标、与空间目标对接、为合作目标输送燃料、更换电池及计算机等重要的空间操作。 2005 年启动的欧洲几个国家合作的 目 3,6试验了自主编队飞行、接近操作和最终逼近 /分离机动、自主交会。 2005 年美国发射的“深度撞击”彗星探测器也验证了越来越强的轨道机动能力和精准的控制技术 13。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 8 第二章 二体系统 体系统的模型 体问题 把研究两个天体（质 点）在它们之间的万有引力作用下的运动问题称为二体问题 16,17，也就是说忽略其它天体的作用，只研究某一影响最大的星球对空间飞行器的作用。 飞行器与主引力体构成二体系统，均可看作质点，飞行器的质量相对于引力体的质量可以忽略不计，在以该引力体为中心的惯性坐标系 ，飞行器的运动方程为： 000333(其中， 飞行器在 标系下的位置坐标； r 一表示卫星到引力中心的距离， 222； 一表示该天体的引力常数，例如地球的 。 方程组 (2果有解，则可写成如下形式 : )6,2,1(,（ )6,2,1( 为六个独立的积分常数。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 9 式 (2出了积分常数和飞行器的位置、速度之间的关系。如果知道了 t=,(000 ,(000 ,就可以唯一地确 定积分常数)6,2,1)(,( 0000000 。 二体运动是平面运动，以该引力体为坐标原点，飞行器在轨道平面坐标系的运动方程可以写成 : 00322322（ 其中，tt 表 示在飞行器在轨道平面坐标系中的坐标，。 作极坐标变换， s in,c o s ( 为 r 与 之间的夹角，即真近点角 )，带入式 (2可得 : 0222 （ 式 (2的第二式可以直接积分，得到 : 2 （ 其中， h 为积分常数，代表单位质量的角动量大小。 作 的变换，以 为自变量，可得 : 222 （ 方程 (2一般解为 : 2)c o （ 即： )c （ 式中， e 为积分常矢量，位于轨道平面内，方向平行于 r 最小时的 r 方向， 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 10 率矢 量。 式 (2圆锥曲线方程。 当 e=O 时，飞行器的运动轨迹为以引力体为中心圆周； 当 ，运动轨迹为双曲线。 道根数及其几何意义 确定飞行器的轨道需要六个参数，称为轨道根数，或轨道要素，分别是轨道倾角 i、轨道半长轴、偏心率 e、升交点赤经、近心点角距 和真近角 32。 这些参数确定轨道平面在空间的取向、轨道在轨道平面中的取向、轨道的形状和飞行器在轨道上的位置。 (1)轨道倾角 i 赤道平面与轨道平面的夹角。 (2)半长轴 确定圆锥曲线轨道大小的参数，其几何意义就是椭圆轨道的半长轴。 (3)偏心率 e 确定圆锥曲线轨道形状的参数，其几何意义就是椭圆轨道的偏心率。 (4)升交点赤经 由春分点沿 着赤道至升交点 (空间飞行器由南半球至北半球穿过赤道平面的点 )的角度。 (5)近心点角距 自轨道升交点，在轨道平面内沿飞行器运动方向度量至近心点的角度，即近心点矢径延长线与节线之间的夹角。 (6)真近角 自近心点沿飞行器运动方向度量至飞行器某时刻所在位置的角度，是随着时间不停变化的。 轨道平面相对中心引力 体的关系可由轨道倾角 i 和升交点经度确定，轨道在轨道平面中的取向由近心点角距 确定，轨道形状由半长轴和偏心率 e 确定， 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 11 于某时刻在轨道上的位置由真近角 确定 18。 间系统 目前国际上使用的时间系统包括世界时、动力学时、原子时与协调世界时，它们的不同之处在于其计量依据不同的物质运动形式，下面进行简要介绍。 1. 世界 时体系 世界时是基于地球自转的时间体系，又称地球自转时。人们最早是以真太阳的周日视运动来计量时间的，称为真太阳时。其后引入假想的参考点平太阳来计量时间，称为平太阳时 23。以平子夜作为零时的格林尼治平太阳时，称为世界时 直接由观测得到的世界时用 示， 过极移修正后得到 过季节性变化修正后得到 于通常的精度要求采用 可，而对于高精度的要求，即使 不能满足，必须寻求更均匀的时间尺度 19。 2. 动力学时体系 动力学时是基于天体运动的时间体系，它的前身是历书时 历书时是基于地球公转的以回归年为基准单位的时间体系，因其理论不完善而于1984 年起被动力学时取代 25,26。动力学时分为两种，一种是质心动力学时 基于天体相对于太阳系质心的运动；另一种是地球动力学时 基于天体相对地球质心的运动，现在也称为地球时 3. 原子时体系 原子时 22,24是基于原子内部电子能级跃迁所辐射电磁波频率的时间体系。国际原子时 自法语 长定义为：位于海平面上的铯原子 192631770 周所持续的时间。原子时从 1958 年 1 月 1 日 0 时 为起算点，是一个秒长均匀、稳定度很高的时间系统，用作为时间系统的转换纽带。 4. 协调世界时 协调世界时 兼顾世界时时刻和原子时秒长两者的需要而建立的一种折中的时间标准。根据国际规定，协调世界时的秒长与原子时秒长一致，而时刻上则要求尽量接近世界时 26。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 12 或减少一整秒以与世界时保持一致，这一技术措施称为闰秒（或称跳秒， 最近的一次闰秒发生在格林尼治时间 2008 年 12 月 31 日。目前国际上有一种呼声提议用每 600 年闰 1 小时代替现行的闰秒措施，是否得以实行预计于 2013 年由全世界科学家投票确定。世界大国根据国家利益，以性能优异的原子钟组建立并保持着本国的时间体系，构成国家时间基准，与 有细微的修正值，并参与 维持与调整。 间是美国的一种时间基准， 间是俄罗斯的一种时间基准，北京时是我国的主要时间基准，由位于陕西临潼的国家授时中心维持和发播。各国的时间基准通过 以互相比较，它们之间的差别通常很小，在 1010面的论文中如无特殊说明，采用的时间默认为 文研究中涉及到的时间标准主要包括：质心动力学时 行星 /月球历表 和岁差、章动计算的时间变量；地球动力学时 月球探测器动力学方程的时间变量；协调世界时 地面发射、测量跟踪的时间记录标准；国际原子时 来生成最精确的时长标准。下面给出它们之间的常用转换关系： 1 间的转换 ( (其中，是地极移动所引起的观测站的经度变化改正； 协调世界时与世界时 差值，由观测决定， 责综合处理全球各种观测资料，对地球自转参数（ 极移量）进行测定。 周发布一次公报 A，每月发布一次公报 B。公报 A 给出 极移量的近似值和预报值，公报 B 给出它们的事后处理的最终结果。当 绝对值大于 ，便需要进行前面所述的闰秒。 2 间 的转换 间的差别为整数秒，即累积的闰秒 (3 间的转换 地球动力学时 立在国际原子时基础上，它与原子时 差值为常数。 (4 间的转换 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 13 二者之差的改正数是由于相对论效应引起的，这两种时间基准的转换关系截取到 10量级，有 (其中， l 为太阳偏近点角。由此可见， 间的差别不超过 2计算行星 /月球历表和岁差章动时，时间变量也可使用 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 14 第三章 移轨道设计及其仿真 移概念 移简介 霍曼转移轨道 (在 太空动力学 ，霍曼转移轨道（或译为郝曼转移轨道，一种变换太空船轨道的方法，途中只需两次引擎推进，相对地节省燃料。此种 轨道操纵 名称来自德国物理学家 瓦尔特霍曼 6,9,11。 图 移示意图 上图为将太空船从低轨道（ 1）送往较高轨道（ 3）的霍曼转移轨道。太空船在原先轨道（ 1）上瞬 间加速后，进入一个椭圆形的转移轨道（ 2）。太空船由此椭圆轨道的 近拱点 开始，抵达远拱点后再瞬间加速，进入另一个圆轨道（ 3），此即为目标轨道。要注意的是，三个轨道的轨道 半长轴 是越来越大，因此两次引擎推进皆是加速，总能量增加而进入较高（半长轴较大）的轨道。反过来，霍曼转移轨道亦可将太空船送往较 低的轨道，不过是两次减速而非加速。霍曼转移轨道的两次加速假设是瞬间完成，但实际上加速要花时间，因此需要额外的燃料来补偿。使用高推力引擎所需额外燃料较小，低推力引擎则还要以控制推进时间、逐渐提高轨道来逼近霍曼转移轨道。因此实际上 V 会比假设情况更大且花更多时间。 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 15 从低轨道向高轨道过渡的过程，要作两次加速；从高轨道向低轨道过渡，则要作两次减速。加速和减速都在霍曼轨道两个切点进行，加速（或减速）方向在轨道切向，两 次加速（或减速）相隔的时间等于霍曼轨道周期的一半。当两个圆半径之比大于 三冲量的双椭圆转移轨道来代替霍曼轨道更能够节省能量。 移公式 轨道上物体的总能等于 动能 与 重力位能 的和，而总能又等于重力位能（轨道半径为轨道 半长轴 时的重力位能）的一半： 2122G M m G M mE m v (以速度为未知解方程式，得到 轨道能量守衡方程式 ： 22 (其中： v 为物体的速度； 为中央物体的 标准重力参数 ； r 为物体至中央物体中心的距离； a 为物体轨道的 半长轴 。 转移轨道的能量大于内轨道（ =,小于外轨道（ =转移轨道在近地点和远地点的速度由能量守恒来 : 211221 22 212222 22 假设轨道环绕地球， 被 2替 ,g 是地球表面的重力加速度， R 是地球半径。 圆形轨道的速度是12 和22 ,因此霍曼转移所需的两次 v为（假设速度改变是瞬间达成）： 西北工业大学明德学院本科毕业设计论文 16 1221211 ( 21 12221 (和 分别是原本圆轨道与目标圆轨道的半径，其中大的（小的）对应到霍曼转移轨道的远拱点（近拱点）距离。 无论前往较高或较低轨道，根据 开普勒第三定律 ，霍曼转移所花的时间为： 8421 3213 H (（即椭圆轨道周期的一半），其中 是霍曼转移轨道的半长轴。 移事例 例一 ：通信卫星由航天飞机带入高度为 100地轨道 (要用霍曼转移将其转移到 200地球静止轨道 (转移轨道的特征和总的 v 及 可确定如下。 对内轨道有 5611 104 7 845v 121A 类似地 对外轨道，有 5622 785v 222B 对转移1 航天器轨道机动研究 答辩人：党 炫 导 师：谭明虎 2 选题目的 1 2 航天技术的重要性 对航天事业的浓厚兴趣 3 轨道机动的内容 二体系统模型建立分析 1 仿真 2 仿真 3 4 二体系统 1 圆周 偏心率 e 圆锥曲线 椭圆 抛物线 双曲线 5 霍曼转移 （ 2 霍曼转移轨道 ： 6 霍曼转移计算的流程图 开始 束 T 21122122212222228421 32132 121Av 222Bv R 7 霍曼转移的仿真： 1、从 10000 偏心率 e=度增量 v=60m/s 周期 T= 2、从 300000 偏心率 e=度增量 v=826m/s 周期 T= 3、从 2000000 偏心率 e=度增量 v=3822m/s 周期 T=0 4、从 30000000 偏心率 e=度增量 v=14175m/s 周期 T=1 结论 我们可以看到，随着轨道间距越来越大，相应的偏心率越来越大，所需的时间越来越长，速度增量越来越大。它的运动轨迹由圆周到椭圆再到抛物线，验证了刚才我讲过二体系统时的结论。 12 3 兰伯特转移 （ 访谈结果与析 概念： 2(对应的矢量分别为和 )以及飞行时间 (t)和飞行方向(顺时针或逆时针 )，要求飞行器由位置 2的开普勒轨道。 13 访谈结果与析 三维效果图 p1 p2 t 14 二维效果图 ， ， ， t=1h。 2 1 0 01 0 0 0 05 0 0 01 7 0 0 02 5 0 01 4 6 0 02 15 二维效果图 16 结论 二体问题冲量机动转移提供了精确解，不受交会航天器分离角的限制，对远程导引与近程导引不足一圈或多圈的轨道转移均适用，是轨道机动中最常用的轨道转移方法，灵活性强。 已知低轨道 轨道 已知矢量位置 时间 t。 理想状态，固定的时间。 自己设定时间，到达固定位置。 对比 比较节省燃料的转移方法。 精确的位置，灵活性强。 18 我衷心的感谢在百忙之中抽出宝贵时间对我的论文进行评阅的老师们，敬请各位老师领导批评指正！ 致谢 19 毕业论文英文翻译 专业名称 自动化 学生姓名 党 炫 学 号 103589 班 号 191002 指导老师 谭明虎 英文原文：The spacecraft orbit maneuver With the development of space technology, power that spacecrafts require is increasing.Searching for solar array of larger power, higher reliability, longer life-span and lower cost is always one of the urgent requirements. In recent years, our country is engaged in developing satellites of large power for navigation and communication, with the problem of how to improve performances of the power system on board. Solar panel is widely used to provide energy for satellites.Orientation and sun tracking methods of solar panel of satellites in different orbits were discussed in this thesis, in favor of power system designation. Open-closed loop controlling was often used for sun tracking of solar panel of satellites in sun synchronous orbits, which keeps driving solar panel in a certain constant speed. The influence of sun movement and drag of atmosphere on the tracking error was analyzed, and a corresponding sun tracking method is derived. Yaw motion is a significant sun tracking method for satellites in a general inclined orbit with solar panels with single degree of freedom. A useful scheme which replaced the ideal yaw angle profile by a square wave has a great advantage for certain applications. The yaw angle is thus maintained constant for large parts of the orbit. An analytical formula of the constant optimal yaw angle as a function of the angle between the sun and the orbit was derived through polynomial curve fitting without incurring more power loss. Fixed solar panel can be used in satellites with low power, short life span and special application. A method for figuring out fixed solar arrays optimal orientation is proposed in this paper for satellites in elliptic orbits, so that a maximum energy can be provided to the satellite. A theorem is proved, that is, the optimal orientation is in the direction of the centroid of the upper portion of the sun track cirque in the celestial sphere. With the theorem, the optimal orientation can be approximated by iteratively locating the corresponding centroid. This method is suitable for satellites in orbits of different eccentricities. Numerical simulations have demonstrated the effectiveness of the approach proposed.Orbital maneuver is refers to the spacecraft, the initiative to change the orbit. Here pointed out that the three layers of meaning, respectively illustrates the purpose of the orbital maneuver, process and properties. First of all, it is active behavior of the spacecraft to orbit maneuver, there is a purpose, application oriented flight, that rules out some interference factors caused by drift orbit changes; Second, the orbit maneuver is to change the orbit, i.e. the spacecrafts flight maneuver flight to break the existing inertia, no longer comply with Keplers laws; Finally, the orbit maneuver is a process, is one of the spacecraft flight course, different from pulse change track.The basic knowledge of the spacecraft orbit maneuver is mainly two body orbital mechanics, Hohmann transfer and Lambert transfer, involving thermal control technology, jet propulsion technology, energy technology, space communication technology and the launch of the spacecraft, return and in-orbit technology, etc. Today, the space technology of the worlds political, economic, military, science and technology and all aspects of human life had a profound impact. Spacecraft orbit maneuver research promotes the human the progress of science and technology, expanding within the field of human activity from the atmosphere into space. It is a multidisciplinary field of technology, including mechanical, electronic technology, materials science, automatic control, computer, vacuum technology, low temperature technology, semiconductor technology, jet propulsion, medicine, manufacturing technology, and discipline, is the foundation of science and technology integration.1, the aircraft with the main body gravity constitute two body systems, can be regarded as particle, the quality of the aircraft relative to the quality of the gravity of body is negligible, in with the center of the gravity of body OpXpYpZp inertial coordinate system, the equation of motion of aircraft are as follows:If there is a solution of equation, can be written as the following form:The integral constants are given and the location of the aircraft, the relationship between the speed. If you know the t=t0 the position and speed of the aircraft, can uniquely determine the integration constant 。2,Hohmann transfer diagramAbove for the spacecraft from low orbit (1) to (3) high orbit hohmann transfer orbit. Instantaneous acceleration on the spacecraft in orbit (1), into an oval transfer orbit (2). Periapsis start from this elliptical orbit spacecraft, after arriving at the far point of arch and instantaneous acceleration, into another circular orbit (3), this is the target orbit. Note that the three rail orbit semimajor axis is bigger and bigger, so the two engine propulsion is accelerated, the total energy increases with the entered the track of higher (semimajor axis is bigger). Hohmann transfer orbit, in turn, can also be sent a spacecraft to a lower orbit, but is rather than speed up twice to slow down. Hohmann transfer orbit two accelerated hypothesis is instantaneous, but actually accelerate takes time, so need extra fuel to compensate. Use extra high thrust engine fuel is lesser, was also to control the propulsion thrust engines with low time, gradually improve the orbit to approximate hohmann transfer orbit. So V will be bigger than assumption is, in effect, and spend more time.Always equal to body in orbit of gravitational and kinetic energy and, and is always equal to the gravitational potential energy (orbit radius gravitational potential energy of orbit semimajor axis) half:Unknown equations for speed and get the orbital energy balance equation is:The energy transfer orbit is greater than the inside track (= r1), less than the outer rail (= r2). The speed of the transfer orbit in the perigee and apogee by conservation of energy:Assuming that orbit around the earth, replaced by , g is the acceleration of gravity of the earths surface, R is the radius of the earth. and is the speed of the circular orbit, so hohmann to transfer the required two (assuming the speed change is a moment) : and were originally circular orbit with the target of the radius of the circular orbit, including large (small) corresponding to the hohmann transfer orbit far apse (periapsis) distance.No matter to higher or lower orbit, according to Keplers third law, hohmann transfer the time it takes for:(that is, half of the elliptical orbit cycle), which is hohmann transfer orbit semimajor axis.3, lambert problem described as: elliptic arc on the flight time between two points and ，t depends only on the elliptical semimajor axis , arc the sum of the distance to the focus on two arc two points on the chord length and connection.When flight time known, lambert problem can be described as: if a given aircraft run vector (,), initial and final position of the corresponding flight time and flight direction, can determine the orbit of connection and , which determine the speed of the initial and final position vector (,).In two body problem, if the initial position and velocity vector of a moving object is known, then you can use Lagrange coefficient showed any time after the position and speed. That is:Among them, the and as Lagrange coefficient, respectively is:In spacecraft orbit coordinate system, define the direction of axis direction vector for , axis direction vector to , sets the coordinates of the craft to ( ,), then , one of themTherefore,Will type into expression on available,If the introduction of partial close , hasSimilarly, you can obtain other Lagrange coefficient expression：Among them, and respectively orbit semimajor axis and semi orthogonal string, as the center of gravity of body gravity constant.By type available:As you can see, the beginning and end of the beginning and end of the aircraft speed and can be made by location, and Lagrange coefficient , , and said, therefore lambert problem solving can be got by calculating Lagrange coefficient.Spacecraft orbit is widely applied to navigation, communications and weather, and other areas of the closely related to our lives. Therefore, the study of spacecraft orbit maneuver is focus in the study of space on-orbit service technology application object. In view of the spacecraft orbit maneuver space on-orbit service involves widely technical aspect, this article mainly close up strategy and objectives of the early stage of the task to study the relative state. Considering the fuel consumption, we in the line of sight guidance before and added hohmann, hohmann transfer is the most save fuel transfer method. And set under the initial conditions of the simulation in this paper, to join hohmann transfer line of sight guidance to save energy is not much, but hohmann transfer for a long time. Then with Lambert, comparing with previous hohmann transfer, it is concluded that the different between them and the advantages and disadvantages, suitable flexible use. For deep space probe orbit design and optimization of technology conducted in-depth research, and has carried on the track for specific detection task instance design, optimization and simulation.中文译文：航天器轨道机动研究 随着航天技术的发展，飞行器上所需的功率越来越大，发展高功率、高可靠性、长寿命和低成本的空间太阳电池阵始终是航天技术所追求的目标
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