低轨道卫星

低轨道卫星（精选六篇）

低轨道卫星 篇1

随着空间科学技术的发展, 人造地球卫星在通讯、遥感、全球定位、科学研究等方面扮演着不可替代的角色。有关地球卫星的各项应用都离不开卫星的精确定位, 这依赖于卫星运动理论的研究。地球卫星的真实运动是很复杂的, 其中最主要影响因素是地球的引力, 若把地球作为标准球体看待, 则可简化为两个质点相互作用的两体问题, 这是卫星运动研究的基础。其他的影响因素可以作为摄动项来考虑, 比如, 考虑地球的非球形引力势、大气阻力、第三体引力、太阳光压等。根据相关的各项研究, 得到以下共识:地球非球形引力是主要的摄动因素, 占总摄动量的绝大部分。其它摄动项对低轨卫星来说, 考虑大气阻力即可满足大部分应用要求, 对高轨卫星来说, 还需考虑月球和太阳引力摄动, 而太阳光压的摄动影响在数量级上是最小的[1,2]。

地球卫星的轨道计算一般有两种方法, 即理论计算法和数值计算法。从牛顿的三大运动定律开始, 只考虑引力作用, 可从理论上推导出行星运动或卫星运动的规律是一致的, 在束缚态下都是遵循开普勒椭圆轨道方程。但在考虑摄动力影响下, 虽然摄动力一般是小量, 使轨道变化很缓慢, 但要给出精确简洁的理论公式却很困难, 即使进行简化后得到一些理论表达式, 但精度只能达到某种程度, 很难继续提高。因此, 随着计算技术的发展, 对于卫星轨道的较精确计算, 一般采用数值方法为多, 即对考虑摄动力的卫星运动微分方程, 直接采用数值积分的方法, 推求卫星的空间位置随时间的变化过程。

本文在卫星运动轨道的数值积分方法中, 比较了经典的龙格-库塔方法和基于卫星运动的哈密顿方程的辛几何积分方法, 从定性和定量上比较两类算法的异同, 这对于卫星轨道计算时对积分方法的选择有一定的参考价值, 对辛几何算法的特点有进一步认识。

2 哈密顿系统的辛几何算法

对于微分方程的数值积分而言, 自欧拉折线法开始, 已经发展了丰富多样的算法。选择怎样的算法才算是“合适”的?基本的共识是, 如果该算法在定性上能够保持原系统的特征, 在定量上尽可能靠近, 我们就认为是“好”的算法[3,4]。

牛顿运动方程、拉格朗日方程、哈密顿方程三种形式都表达力学定律, 在数学上可以互相转换, 在本质上是等价的, 但形式上的差异会导致不同的技术途径, 从而在实践上是有区别的。和牛顿运动方程、拉格朗日方程相比, 哈密顿方程具有简洁而对称的形式可以利用, 运动的规律性在哈密顿形式下最精练突出, 而且具有更大的普适性。一切真实的守恒物理过程, 无论它是经典性的、相对论性的, 还是量子性的, 总能表达为这样或那样的哈密顿形式, 这说明哈密顿方程的算法研究具有广阔的前途。

哈密顿体系的算法的数学基础是辛几何, 哈密顿力学和辛几何是不可分割的。辛几何是与欧氏几何、黎曼几何并列的几何学。欧氏几何和黎曼几何的出发点是关于距离的度量, 是对称度量, 而辛几何的出发点是关于面积的度量, 是反对称度量。经典力学的基本定理用辛几何的语言可表示为:“一切哈密顿体系的动力演化都是正则变换, 也就是辛度量保持不变的变换, 即辛变换。”因此解哈密顿方程的最“合适”的离散数值算法就应该是辛变换, 满足该条件的算法叫做正则算法或辛几何算法[4,5]。这种算法是由我国数学家冯康首先提出来的。由它得到的近似解尽管与精确解相比不可避免地会有误差, 但能始终保持其为正则变换的性质, 由它得到的近似解保持总能量及其他一些辛不变量守恒。

以辛几何为理论框架而建立的辛算法是近年来发展起来的一种新的哈密顿系统的数值积分方法, 其差分格式精确地反映了哈密顿相流最重要的几何特征, 即辛结构的保持。辛结构是哈密顿流的一种整体结构, 这一结构是否保持, 往往决定了长期演化计算的有效性。在辛算法出现以前, 通常采用的各种数值方法, 一般不能从理论上保持哈密顿系统的辛结构, 从而引起一些非哈密顿相流的特征, 在长期演化计算中守恒量将发生缓慢漂移, 在累积足够时间后甚至可能完全歪曲了运动性质。利用辛几何算法的优点, 并且同能控制计算舍入误差的精细算法相结合, 就产生了精细辛几何算法, 可将计算精度进一步提高[6,7,8,9,10]。以下将以卫星轨道计算问题为例, 比较传统数值积分算法和辛几何算法对长期演化计算的影响。

3 卫星轨道方程的直角坐标表达

有三类典型的两体问题:束缚态问题, 碰撞问题和衰变问题, 卫星运行轨道属于束缚态问题, 可以采用不同的力学体系求解。首先把两体问题分解为质心运动和相对于质心的运动两部分, 总的运动可以看成是这两部分运动的合成。由于两体间的相互作用是内力, 不会影响质心的运动。所以质心的运动部分可以认为是已知的, 需要讨论的只是相对运动部分[11]。

选取质心位置和两个粒子间的相对位置为广义坐标后, 两体问题的拉格朗日函数分解为反映质心运动的拉格朗日函数和反映两个粒子间相对运动的拉格朗日函数两个独立部分, 其中相对运动部分相当于质量为的单粒子在势场中的运动, 称为折合质量

考虑地球卫星运动问题中, 地球质量为千克, 若地球卫星的质量为5.976×1024千克 (即1吨) , 则这样处理的误差仅为1.673×10-22, 从当前能够达到的计算精度来看, 完全可以忽略不计, 故折合质量可认为就等于卫星质量m2。

在空间直角坐标系下, 将卫星简化为在地球的中心势场中运动, 势能为牛顿引力势能, 该势场是与距离为反比的中心势场, 即

其中, 采用牛顿力学方法推导卫星运动的微分方程组, 对卫星的作用力为引力势能的负梯度, 如

因此方程组为:

可以看到, 卫星质量在方程两端可以约去, 即卫星轨道在这种情况下与质量无关。令上述方程组可化为一阶常微分方程组

初值为

然后用数值积分方法就可得到卫星的运动轨迹。

下面归纳在空间直角坐标系下卫星运动的哈密顿正则方程[5], 卫星的动能表示为

各广义动量为

于是系统的动能和势能之和为体系的哈密顿函数H=T+V, 展开为

相应的哈密顿正则方程为

将卫星质量约化为1, 于是得到与公式 (6-62) 一样的微分方程组。

可见, 无论从牛顿力学出发还是从哈密顿方程出发, 都可以得到相同的卫星运行的控制方程组, 即它们本质上是等价的。在得到人造地球卫星轨道的常微分方程组后, 就可以采用各种数值积分方法对它进行计算, 但各种数值积分方法的特性却是有差别的, 能否在定性和定量上更准确地对微分方程组进行积分, 决定着计算结果的可用性。下面主要比较经典的龙格-库塔方法和辛几何积分方法的各自特点。

4 龙格-库塔算法和辛几何算法

在以时间为基本变量的一阶微分方程组的数值求解方法中, 常可分为单步法和多步法。单步法中最常用的是古典的四阶龙格-库塔方法[12]

其中

依次计算k1、k2、k3和k4, 然后就可从当前函数值xn得到下一积分步的函数值xn+1。其中tn为时间变量, f (tn, xn) 为当前时刻函数的一阶导数, h为积分时间步长。

在经典龙格-库塔公式上发展了RKF公式, 即使用嵌套技术的龙格-库塔方法, 同时给出m阶和m+1阶的两组RK公式, 用两组公式算出的函数值之差就可给出局部截断误差。如具有7阶精度的RKF7 (8) 公式, 精度较高, 计算量比较适中, 在天体力学中常被采用[12,13]。

辛几何算法除了与常规数值积分算法一样, 具有截断误差阶数, 主要的特点是能够保持系统的守恒结构。对可分离变量的哈密顿系统H (q, p) =T (p) +v (q) , 可以具体写出各阶辛算法[13]。一阶辛积分SI1只是欧拉方法的一个小变化

二阶辛积分SI2又称为蛙跳方法

即先由当前状态计算位置变量的中间状态q*, 然后再计算下一时间步的状态, 跳跃了一步, 因此叫蛙跳格式。Yoshida注意到四阶辛积分可由二阶辛积分组合而成[12]

即将一个时间步长τ分为3个子步计算, 先用二阶辛积分计算步长为时的状态, 然后同样依次推进步长k0τ、k1τ, 3个子步长的累计长τ度正好为一个时间步长, 这和精细辛几何积分的方法相类似[12], 即将步长缩短以提高积分精度。更高阶的辛积分同样可由低阶格式组合得到。

5 算例

下面用卫星轨道的计算来比较两类积分算法的特点。天体力学中刻画卫星椭圆运动轨道采用如下6个积分常数[12], 如图1。

其中, a为轨道长半轴;e为轨道偏心率;i为卫星运动轨道面与赤道面的夹角;Ω为卫星轨道升交点N的赤道经度 (自春分点算起) ;ω为轨道近地点极角, 即轨道平面内升交点到近地点的角度;τ为卫星过近地点时刻;这六个积分常数叫卫星轨道根数。如果卫星的轨道根数都知道, 则可根据它们求出卫星在任一时刻的位置。轨道根数中i、Ω、ω决定卫星轨道平面和长轴在空间的位置, 而a、e、τ则可求出卫星在任何时刻在轨道上的位置。

为了考察辛几何数值算法的特点, 选择我国2003年11月发射的双星探测计划的赤道星作为验算模型, 该星的近地点hj为555 km, 远地点hy为78051km, 与赤道面的倾角i为28.5°, 则椭圆轨道的长半轴为

偏心率为

故该卫星具有大偏心率的椭圆轨道。选用地心赤道空间直角坐标系作为卫星运动的定位坐标系, 即原点为地心。为简化起见, 简单取其他的3个轨道根数为

根据活力公式[12]

得到对应的卫星轨道方程的初值为

对地球卫星来说, 常数

(时间步长h=100s)

(时间步长h=100s)

为考察积分算法的保结构性能, 统计卫星运行每时刻的总能量变化, 从图2和图3可以看到, 在计算过程中, 不管用辛算法还是传统的龙格-库塔方法, 卫星的总能量 (势能和动能之和, 为负值) 的相对误差在一个周期之内变化率不一致, 发生大幅跳动的地方是在卫星的近地点附近, 说明该处计算误差较大, 需要缩短时间步长才能提高精度。在卫星运动一周后, RK4方法的总能量发生耗散, 而辛积分方法由于精度的影响, 能量不是与初始值精确相等, 但能维持在某个确定的范围, 系统的辛性质仍然得到保持。

(步长h=100s, 时间T=3.5×108s)

(步长h=100s, 时间T=3.5×108s)

在进行较长时间计算时, 二者就有明显的差别。如图4和图5所示, 四阶龙格-库塔方法RK4由于计算引入了人为阻尼, 发生轨道高度下降的现象, 而四阶辛几何方法SI4能够维持轨道高度不变, 只是出现轨道的方位发生转动的情况。在长期计算下, RK4方法将使卫星人为陨落, 而SI4方法则能保持卫星的运转, 这说明, 虽然两者的积分精度是相同的, 但由于系统能量的保持度不一样, 长期计算的结果却大不相同, 辛几何方法明显优于传统的龙格-库塔方法。如果提高两者的积分精度, 则差别在短时间内看不出来, 但跟踪时间越长, 区别就会逐渐显现。除非都达到计算机字长所能表示的精确值, 这时两者的结果才不会有差别, 因为误差主要由计算机的舍入误差控制了。但一般来说, 由于计算代价太大, 并不需要如此高的精度, 也就是说, 在要求的同等精度条件下, 辛几何算法的长期计算优势很明显, 结果的可用性好于传统算法, 或者说, 传统算法要达到同样的可用性, 则必须用更高的精度格式才能达到, 从这个意义来说, 辛几何算法的计算效率就高于传统算法, 在同等条件下可以对更多的卫星目标进行较长时间的轨道跟踪。

6 结语

本文将辛几何算法应用于人造地球卫星的轨道计算, 并与传统的龙格-库塔数值积分算法进行了比较, 证实了辛几何算法具有传统算法所没有的维持系统能量守恒的优越性, 使卫星轨道的微分方程数值积分不仅在定量上有较高的精度, 而且在定性上符合系统本身的守恒特点, 适合于卫星轨道的高精度长期计算。以上计算还较为初步, 如果考虑各种摄动力的影响, 可进一步计算更精密的卫星轨道, 满足卫星轨道的精确预报问题[14], 对卫星通讯和火箭发射等应用提供有力的保障。

摘要：本文将哈密顿力学的辛几何算法应用于地球卫星轨道的轨道计算, 并同传统的数值积分法进行了详细比较, 计算结果证实了辛几何算法能够保持系统能量守恒, 能够避免传统数值算法所引入的人为耗散性。

航天器的低轨道卫星网络接入 篇2

随着空间技术的发展,航天器网络化的趋势不断增强.航天器不仅需要将数据实时地传输到地面,而且需要与其他航天器实现信息共享.通过建设LEO卫星网,容易实现航天器的数据传输与共享,但是航天器的`网络接入是研究难点之一.如果针对不同系统采用不同的接入方法,将增加接入的复杂度.通过采用区域路由方法,提出一种通用的接入方法,不仅简化了航天器卫星网络的接入,也简化卫星网络系统的设计,实现了接入方法与网络设计的适当分离.计算机模拟表明该方法的可行性.

作 者：袁江 王宇 孟新 Yuan Jiang Wang Yu Meng Xin 作者单位：袁江,Yuan Jiang(中国科学院空间科学与应用研究中心,北京100080;中国科学院研究生院,北京100080)

王宇,Wang Yu(中国科学院光电研究院,北京100080)

孟新,Meng Xin(中国科学院空间科学与应用研究中心,北京100080)

地球静止轨道卫星观测 篇3

事实上，多数地球静止卫星是地球同步卫星，平均每天转0.9圈－1.1圈，使其在应用自带的推进器校正前在一个盒子中飘移，盒子的大小是根据任务的要求设定的。例如电视广播的那个盒子就是由接受盘的频带宽度决定的。

卫星从理想位置飘移主要是因为地球引力的摄动，在这种高度下，空气的拖曳可以不予考虑。月球引力也能产生脱离平面的力，可以逐渐增加轨道倾角接近月球的倾角(18－29度)。现在逐渐用8位数字描述地面跟踪的卫星轨道，地面控制的目的是将卫星限制在上面提到的那个盒子里，以保持其在轨道上有足够的燃料。这种漫游限制对少数通讯卫星可以允许未经检查的放宽，以在极地或者边远地区回收卫星(经过极地时卫星几乎擦着地平线飞行)。

由于轨道数量的限制(在许多地区。静止轨道已经非常拥挤，价值也随之增加)。有些机构开始把他们的卫星轨道降低到赤道上空的500千米－1000千米。如果不这样做，这些卫星一旦燃料用尽将对轨道上有价值的主要卫星构成威胁。

和别的轨道卫星不同，同步卫星几乎整年整夜可见。在昼夜平分点附近的两周里，它们每天只在地影里停留70分钟。这个时间段里。卫星的数量可能会增加。这是因为太阳光被卫星在一定方向上反射到观测者的位置。

通常的静止卫星在11等－14等(或者曼暗)，但是在合适的地理条件下。亮度可以达到5等－6等。有一个卫星曾被报道达到了肉眼可视的星等：3等!

几乎所有的静止卫星只要用两行数据就可以描述其轨道了，除了一些美国军用保密卫星，如MAGNUM/VORTEX和信号处理预警卫星。

网络资源：下面这三个网址可以找到分类的地球静止卫星的最近轨道数据。

ht中：//oigsysop.atsc.allied.com/scripts/foxweb.dll/appo1

不过，这个网站有时候连接不上，不知道是不是改了?

http：//celestrak.com/NO－RAD/elements/indCX.html

按照类别分的，其他类型的卫星也非常全面，是美国军方的网站。

http：//www.fc.net/－maikem/de.hard

比较全面，而且有以前的轨道数据文件，是de格式的，民间办的。有一些保密卫星的资料。

低轨道卫星 篇4

关键词：电磁编队,Hill方程,磁偶极子,Simulink

传统的卫星编队控制需要用推力器,推力器燃料耗尽,编队的寿命随之终结,同时推进剂的空间残留和羽流可能污染卫星部件,干扰卫星的正常工作。电磁编队飞行(EMFF)利用高温超导线圈产生电磁力和力矩对卫星编队进行控制,被认为是航天领域新技术的一场变革,有着广泛的应用前景。电磁力作为航天器群中的内部力,可以进行航天器的相对控制,而不能改变质心,辅助推力器控制、飞轮控制,可以达到传统控制的效果。电磁力和力矩的产生不消耗推进剂,而且电能在太空中可以再生,使得编队寿命不再受推进剂携带量的限制,也不会产生推进剂残留。

自2002年以来,美国麻省理工学院从可行性研究到建立了专门的电磁编队飞行地面试验床,在电磁编队飞行建模仿真、非线性控制和基于超导线圈的电磁体设计等方面开展了系统研究。David Miller[2]等人基于美国的类地行星发现者(TPF)的编队计划,设计了电磁控制编队方法,并进行了仿真。Laila M.Elias[3]等人研究了电磁力矩的作用及在电磁力矩的作用下利用反作用飞轮进行控制的方法。Samuel A.Schweighart[4]等人研究了利用三个正交超导线圈产生磁偶极子的方法,并分析了磁偶极子受地球磁场的影响,提出了角动量管理的方法。

本文以近地轨道双星近圆绕飞为例,建立电磁力控制卫星编队飞行的相对运动模型,设计控制律,利用Simulink对闭环反馈控制系统进行仿真,并分析系统的收敛性和干扰力矩的影响。

1磁控小卫星编队飞行数学模型

本文研究绕地球飞行的两颗小卫星构成的近地轨道编队,在Hill坐标系描述小卫星编队飞行的相对运动。Hill坐标系是随目标小卫星一同运动的动坐标系:原点在目标小卫星质心,ox轴沿地球半径方向朝外,oy轴垂直于ox轴,指向飞行方向,并在目标小卫星的轨道平面内,oz轴与前两轴构成右手正交系。在近圆轨道假设条件下,小卫星近距离编队飞行相对运动动力学方程即Hill方程为[5]:

式(1)中Fc为控制力、m为小卫星质量、ad为外部干扰加速度,n为轨道角速度,编队中小卫星之间的距离在百米以内。

参考星和环绕星分别安装三个正交线圈,参考星与环绕星的磁偶极子强度向量分别为1=[u1x,u1y,u1z]T和2=[uT2x,u2y,u2z],参考星到环绕星的距离矢量为珒r=[x,y,z]T。则根据文献[6],编队中环绕星受到的电磁力为:

而参考星受到的电磁力正好相反为:

这样磁控小卫星编队的Hill方程进一步整理为:

电磁偶极子相互作用产生电磁力的同时也产生电磁力矩,环绕星受到的电磁力矩为:

这里要注意参考星受到的电磁力矩并不是环绕星所受电磁力矩的相反值,根据上述公式为:

由于电磁力与r4成反比、电磁力矩与r3成反比,也就是在编队控制过程中产生电磁力的同时会产生较大的“电磁干扰力矩”,这样带来飞轮或控制力矩陀螺等小卫星姿态控制中的角动量饱和如何卸载等问题。

三轴稳定小卫星采用反作用飞轮系统,沿卫星星体坐标系的三个轴各装一飞轮,设飞轮的轴向转动惯量分别是Iwx、Iwy和Iwz,飞轮相对于星体的角速度为珚ωw。星体的角速度为珚ωB,卫星整体的惯量张量矩阵为I]T,则小卫星的姿态动力学方程为[7:

式(7)中珔TB为小卫星受到的电磁干扰力矩。采用四元数的小卫星姿态运动学方程为:

2磁控小卫星编队控制律设计

这里编队控制的任务就是使编队中环绕星的相对位置保持和标称位置一致,标称位置可通过事先设计好的编队构形计算得到。编队构形分为轨道平面内构形和垂直轨道平面方向构形两部分:轨道平面内是椭圆,椭圆长短半轴之比为2:1,短半轴记为p;垂直轨道平面方向是简谐振动,振幅为s;轨道平面内与垂直轨道平面方向还分别存在构形相位角φ和θ。上述四个几何参数就决定了通常所谓的编队构形,不同的编队构形即对应不同的几何参数值。根据文献[8]可得Hill坐标系中标称相对状态的计算表达式为:

式(9)中n为轨道角速度,u为平均纬度幅角(u根据轨道要素计算u=ω+M)。

根据式(4)可令控制力为:

把式(10)代入式(4)整理可得:

由式(11)可见编队控制律的设计等价为二阶定常系统的控制律设计,根据经典控制中关于二阶系统的分析设计理论容易确定控制器参数k1和k2。当存在相对位置跟踪指令r*=[x*,y*,z*]T时,控制信号为:

根据式(10)可得反馈控制所需的实际控制量为:

上述控制律的实现需要获取得到相对位置和相对速度信息,其中相对速度也可根据相对位置测量值进行滤波处理得到。当施加在环绕星的电磁控制力为F珔2时,则根据式(2)可反算磁偶极子强度向量1和2,但已知条件是力的三个分量,需要求解磁偶极子强度的六个分量,这样存在无穷组解,这里参考文献[9]的方法,限制1在相对位置矢量方向上、限制2在由相对位置矢量和力F珔2构成的平面上,在这样的限制条件下可解算得到满足要求的1和2。

3磁控小卫星编队控制仿真分析

使用Simulink软件搭建磁控小卫星编队动力学与控制仿真系统,轨道动力学模型考虑J2项地球引力。由参考星和环绕星绝对状态计算Hill坐标系相对状态,再由编队控制律生成电磁力指令,电磁力指令再转换为磁偶极子强度指令,进一步根据式(2)计算实际的电磁控制力,最后把控制力转换到惯性系成为卫星轨道动力学模型中的外部作用力。根据式(5)、式(6)计算电磁干扰力矩,把电磁干扰力矩转换到星体坐标系成为卫星姿态动力学模型中的外部作用力矩。

下面对磁控小卫星编队进行仿真分析,设置的仿真条件为:参考星的初始轨道根数为a=7 000km、e=0.001 1、i=97.85°、Ω=90°、ω=0°、М=0°,编队构形几何参数为p=50 m、φ=0°、s=30 m、θ=0°,环绕星初始相对状态偏离标称值为5 m(三维位置分量)和0.01 m/s(三维速度分量)。小卫星质量50 kg,惯量张量矩阵对角线为:[12.5 12.5 12.5]kg·m2,飞轮转动惯量为0.01 kg·m2。卫星姿态三轴对地定向稳定,采用PD控制律,比例反馈系数为6、微分反馈系数为12,编队采用本文的控制律,k1=0.0001、k2=0.02。在上述条件下,积分步长0.25 s,仿真所得相对位置的控制过程如下图所示。

从图1可见,在电磁控制力的作用下,环绕星相对参考星的相对运动轨迹逐渐收敛到标称轨迹,这充分说明了本文所提编队控制方法的正确性和有效性。控制过程中环绕星所受的电磁力及磁偶极子强度曲线分别如图2。

从图2可见,编队控制所需的最大电磁力大致是10-3 N,收敛过程耗费的时间接近3 000 s,进一步的仿真结果还表明提高电磁控制能力能够缩短收敛时间,但同时会带来较大的姿态电磁干扰力矩。本仿真算例中相应的电磁干扰力矩和飞轮转速情况分别如图4、图5。

从图4可见,编队控制所产生的最大电磁力矩大致是0.065 N·m,对于小卫星来说这样的干扰力矩难以承受,所幸的是编队控制收敛后的电磁干扰力矩较小,这样避免了飞轮转速的长期递增。即便如此,从图5可见收敛后飞轮每分钟最大转速也在2万转以上,而姿控飞轮的饱和转速一般限制在每分钟数千转以下,也就是说,编队电磁控制的实现给姿态控制带来新的问题和挑战,对角动量的管理是需要进一步研究的课题。

4 结论

电磁编队控制技术具有不消耗燃料、不产生污染等优点,是编队飞行控制技术未来发展的热点之一。本文主要研究近地轨道小卫星编队的电磁控制问题,建立了磁控小卫星编队飞行的相对运动和姿态运动数学模型,其中包括产生电磁力和电磁力矩的数学模型,在此基础上,通过把编队相对运动控制模型转化为等价的二阶定常系统进行了控制律的设计,最后搭建了磁控小卫星编队Simulink仿真系统并进行了仿真分析,仿真结果表明本文所设计的编队控制律正确有效、磁偶极子强度也在能够提供的范围内,但仿真结果也表明电磁编队控制带来较大的干扰力矩,给小卫星的姿态稳定控制带来新的问题和挑战,这需要下一步深入研究。

参考文献

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[2] Miller D W,Sedwick R J,Kong E M C.Electromagnetic formationflight for sparse aperture telescopes.Massachusetts Institute of Tech-nology

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单颗导航卫星的轨道确定 篇5

讨论在导航星座只有一颗卫星时,不依赖于时间同步系统的`卫星定轨策略和精度分析.采用历元间差分算法,在消除钟差的主项(低频)误差后,将伪距和相位数据转化为等价的积分Doppler数据,并对其建立测量模型.仿真分析表明,此时不需要知道钟差参数而定轨算法收敛.为进一步验证此定轨方案的可行性及其定轨精度,利用实测的GPS数据进行轨道确定计算,计算结果表明,采用历元间差分算法,利用国内观测台站3天弧段的观测资料对单颗GPS卫星进行定轨,其径向精度优于10m,利用其对国内定位用户的用户距离误差URE可达13.8m.

作 者：祝芙英 胡小工 黄勇 ZHU Fu-ying HU Xiao-gong HUANG Yong 作者单位：祝芙英,ZHU Fu-ying(中国科学院上海天文台・上海・30;中国科学院研究生院・北京・100039)

胡小工,黄勇,HU Xiao-gong,HUANG Yong(中国科学院上海天文台・上海・200030)

低轨道卫星 篇6

长征四号乙是在长征四号甲火箭的基础上，经过改进研制的一种多用途常规燃料三级液体火箭。火箭全长44.1米，起飞质量248.5吨，起飞推力2971千牛，太阳同步轨道的运载能力为1.5～2.2吨。它的主要改进是新研制了一个直径3.8米、高10米的大型卫星整流罩，调整了第三级仪器舱的高度，第二级增加了推进剂利用系统，第三级使用的常规推进剂发动机首次采用了二次点火技术，第二级发动机采用了大喷管，控制系统的程序配电器改为电子式，控制遥测系统的仪器改为小型和轻型。这种运载火箭主要用于发射太阳同步轨道的气象卫星和资源卫星。

1999年5月10日，在太原卫星发射中心，第一枚长征四号乙火箭成功地将一颗风云一号C气象卫星和一颗实践五号科学实验卫星送入高度为870千米的太阳同步轨道。2002年5月15日长征四号乙火箭又以“一箭双星”的方式把第四颗风云一号气象卫星和第一颗海洋卫星发射升空，并同时送入预定轨道。风云一号D星是一颗太阳同步轨道业务应用气象卫星。它与风云一号C星同在极轨道上运行，呈双星状态，共同用于天气预报、气候预测、自然灾害和生态环境监测服务。海洋一号是一颗用于海洋水色探测的试验型应用卫星。这颗卫星以可见光、红外探测水色、水温为主，服务于海洋生物资源开发利用、海洋污染监测与防治、海岸带资源开发和海洋科学研究等领域。海洋一号卫星的发射成功，标志着中国在海洋卫星遥感领域迈入世界先进国家行列，结束了中国没有海洋卫星的历史。