导读:本文包含了空间的周期轨道论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献，主要关键词:轨道,周期,同调,不等式,空间,不动,空间站。
空间的周期轨道论文文献综述写法
杨雷,向开恒,童科伟,闵学龙[1]（2013）在《基于地月周期重访轨道空间站的载人月球探测方案设想》一文中研究指出本文提出了地月周期重访轨道空间站系统的概念,初步研究了基于空间站的载人月球探测飞行任务方案,该方案能够克服类"阿波罗"载人登月任务存在的目标相对单一、任务组织难度大且不易调整的不足,不仅能够实现对地月空间及月球的科学探测,也能够为将来载人小行星及火星探测提供技术支持。(本文来源于《载人航天》期刊2013年05期）
钱霙婧[2]（2013）在《地月空间拟周期轨道上航天器自主导航与轨道保持研究》一文中研究指出地月共线平动点附近轨道上的飞行器适合于科学数据采集、中继通讯以及深空导航组网等任务。研究该轨道上的飞行器具有显着的理论和现实意义。与日地系统相比，地月系统平动点轨道的周期更短、第二主天体的轨道偏心率更大、太阳作为第叁引力体对地月系统的引力影响更强烈，圆形限制性叁体问题中的周期轨道并不存在于地月平动点附近，取而代之的是一种“拟”周期轨道的形态。因此，地月系统共线平动点轨道上飞行器的任务轨道设计、自主导航以及轨道保持任务将面临更大挑战。论文结合国家自然科学基金群体项目“航天飞行器鲁棒控制理论与应用”中“弱稳定轨道上航天器动力学、导航与鲁棒制导问题研究”，致力于研究地月平动点拟周期轨道上航天器动力学建模、轨道设计、自主导航和轨道保持问题，为我国早日实现地月平动点探测提供技术支持。首先，研究了地月平动点拟周期轨道上飞行器的建模问题。由于，圆形限制性叁体问题是研究地月平动点拟周期轨道上飞行器的理论基础，因此，本文建立了地月系统的圆形限制性叁体模型，给出了地月系统中圆形限制性叁体条件下，与共线平动点相关的轨道解析解。然而，仅仅研究圆形限制性叁体模型无法真实反映飞行器在地月平动点附近的运动特征，而传统高阶模型存在形式复杂和计算繁琐等不足。因此，本文提出了一种结构简单的高精度地月平动点动力学模型，该模型使用标准星历来表示太阳和月球的运动状态，从而实现了在动力学中考虑太阳的直接引力、间接引力以及月球的偏心率等因素的目的。仿真验证表明，相比圆形限制性叁体模型、椭圆形限制性叁体模型以及双圆四体模型，本文提出的模型具有更高的精度。其次，本文研究了地月平动点拟周期轨道上飞行器任务轨道的设计问题。由于使用限制性叁体模型设计任务轨道时会缺乏对摄动因素的考虑，因此，本文沿用了使用高精度星历模型和多步打靶法来设计地月平动点拟周期轨道的思路。更进一步地，针对传统方法的不足提出了两点改进措施：第一，采用了地月平动点拟周期轨道飞行器在地月旋转系下的高精度动力学模型，从而避免了传统设计方法中大量的会合坐标系与惯性坐标系之间的转换以及转换中对于角速度做出的二体假设；第二，根据地月平动点拟周期轨道在瞬时平动点会合坐标系中的轨道特征以及瞬时L2点在地心会合坐标系中的状态来计算拼接点信息，由此，简化了其他文献中所记载的拼接点求取方法。再次，本文研究了地月平动点拟周期轨道飞行器的自主导航和轨道保持问题。这是两个相互耦合的问题，由于平动点拟周期轨道处于动力学混沌系统中，其对于轨道初值具有强烈的敏感性。初始入轨偏差会导致飞行器状态很快发散并大范围地偏离设计轨道，因此，轨道保持系统在探测器入轨后不久就必须启动工作，导航系统必须在短弧段测量的条件下提供精确的估计结果以满足弱稳定轨道的需要。因此，在自主导航方案的选择中必须考虑来自轨道保持的约束。针对地月L2点探测器所处的弱稳定拟周期轨道，本文论证了基于日地月信息的自主导航方法的可行性。在此基础上，考虑到弱稳定轨道不同于近地强稳定轨道的特性，提出了叁种敏感器组合方案，并给出各方案的导航观测方程。借鉴Genesis、ARTEMIS等平动点探测器实际轨道保持过程中对于自主导航的要求，结合非线性可观测性理论，对本文提出的叁种敏感器组合的可观测性进行了分析。此外，在轨道保持策略设计中必须考虑来自自主导航的约束。因此，本文列出了地月平动点飞行器在实际飞行过程中由动力学环境以及控制执行机构本身对轨道保持算法带来的约束条件，特别的在约束中加入了来自自主导航的约束要求。然后，对常见的几种轨道保持算法进行了约束分析。在满足自主导航约束的基础上，针对存在初始入轨偏差条件下，传统基准轨道靶点法无法保证控制效果的情况，提出了改进的基准轨迹靶点法，并对其进行了仿真验证。最后，通过闭环仿真对本文提出的自主导航方案和轨道保持策略的可行性进行了验证。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2013-06-01）
高飞[3]（2005）在《计算离散动力系统不稳定周期轨道的精英子空间差异演化算法》一文中研究指出通过把探索周期轨道的问题转化为一个非负函数的极小化问题,基于空间收缩的思想,反复重新初始化种群以提高群体的差异性,提高对可行域探测的有效性,提出一类精英子空间差异演化算法求解不同类型非线性映射的不稳定周期轨道,对典型离散动力系统的初步仿真结果表明该算法是一种计算不稳定周期轨道的稳健有效算法.(本文来源于《系统工程理论与实践》期刊2005年04期）
应益荣[4]（2000）在《空间扭结周期轨道》一文中研究指出讨论了一类具有扭结周期轨道的叁阶系统 ,得到了该系统有 k系不变环面 ,在每一个系环面上存在扭结周期轨道的条件 ,而且所得结论有助于理解涡球的运动机理(本文来源于《西北建筑工程学院学报(自然科学版)》期刊2000年01期）
古志鸣[5]（1998）在《非线性空间上的大范围周期轨道之同调类》一文中研究指出非线性力学系统的大范围周期轨道可以代表等能曲面上的同调类，这些同调类一般非平凡，而等能曲面的拓扑性质又由相空间的拓扑性质及哈密顿函数的大尺度性质决定·本文用后两类性质估算了等能曲面的第１同调群的秩(本文来源于《应用数学和力学》期刊1998年10期）
李羽[6]（1987）在《关于Banach空间中连续自映射周期轨道存在问题》一文中研究指出本文把[1]中的结论(5)推广到一般的Banach 空间;并且利用此结果证明:在半序Banach 空间中,如果它的一个连续的自映射满足一定的条件,那么它的全序的周期3轨道的存在蕴含着任何周期轨道的存在。(本文来源于《上海交通大学学报》期刊1987年02期）
空间的周期轨道论文开题报告范文
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
地月共线平动点附近轨道上的飞行器适合于科学数据采集、中继通讯以及深空导航组网等任务。研究该轨道上的飞行器具有显着的理论和现实意义。与日地系统相比，地月系统平动点轨道的周期更短、第二主天体的轨道偏心率更大、太阳作为第叁引力体对地月系统的引力影响更强烈，圆形限制性叁体问题中的周期轨道并不存在于地月平动点附近，取而代之的是一种“拟”周期轨道的形态。因此，地月系统共线平动点轨道上飞行器的任务轨道设计、自主导航以及轨道保持任务将面临更大挑战。论文结合国家自然科学基金群体项目“航天飞行器鲁棒控制理论与应用”中“弱稳定轨道上航天器动力学、导航与鲁棒制导问题研究”，致力于研究地月平动点拟周期轨道上航天器动力学建模、轨道设计、自主导航和轨道保持问题，为我国早日实现地月平动点探测提供技术支持。首先，研究了地月平动点拟周期轨道上飞行器的建模问题。由于，圆形限制性叁体问题是研究地月平动点拟周期轨道上飞行器的理论基础，因此，本文建立了地月系统的圆形限制性叁体模型，给出了地月系统中圆形限制性叁体条件下，与共线平动点相关的轨道解析解。然而，仅仅研究圆形限制性叁体模型无法真实反映飞行器在地月平动点附近的运动特征，而传统高阶模型存在形式复杂和计算繁琐等不足。因此，本文提出了一种结构简单的高精度地月平动点动力学模型，该模型使用标准星历来表示太阳和月球的运动状态，从而实现了在动力学中考虑太阳的直接引力、间接引力以及月球的偏心率等因素的目的。仿真验证表明，相比圆形限制性叁体模型、椭圆形限制性叁体模型以及双圆四体模型，本文提出的模型具有更高的精度。其次，本文研究了地月平动点拟周期轨道上飞行器任务轨道的设计问题。由于使用限制性叁体模型设计任务轨道时会缺乏对摄动因素的考虑，因此，本文沿用了使用高精度星历模型和多步打靶法来设计地月平动点拟周期轨道的思路。更进一步地，针对传统方法的不足提出了两点改进措施：第一，采用了地月平动点拟周期轨道飞行器在地月旋转系下的高精度动力学模型，从而避免了传统设计方法中大量的会合坐标系与惯性坐标系之间的转换以及转换中对于角速度做出的二体假设；第二，根据地月平动点拟周期轨道在瞬时平动点会合坐标系中的轨道特征以及瞬时L2点在地心会合坐标系中的状态来计算拼接点信息，由此，简化了其他文献中所记载的拼接点求取方法。再次，本文研究了地月平动点拟周期轨道飞行器的自主导航和轨道保持问题。这是两个相互耦合的问题，由于平动点拟周期轨道处于动力学混沌系统中，其对于轨道初值具有强烈的敏感性。初始入轨偏差会导致飞行器状态很快发散并大范围地偏离设计轨道，因此，轨道保持系统在探测器入轨后不久就必须启动工作，导航系统必须在短弧段测量的条件下提供精确的估计结果以满足弱稳定轨道的需要。因此，在自主导航方案的选择中必须考虑来自轨道保持的约束。针对地月L2点探测器所处的弱稳定拟周期轨道，本文论证了基于日地月信息的自主导航方法的可行性。在此基础上，考虑到弱稳定轨道不同于近地强稳定轨道的特性，提出了叁种敏感器组合方案，并给出各方案的导航观测方程。借鉴Genesis、ARTEMIS等平动点探测器实际轨道保持过程中对于自主导航的要求，结合非线性可观测性理论，对本文提出的叁种敏感器组合的可观测性进行了分析。此外，在轨道保持策略设计中必须考虑来自自主导航的约束。因此，本文列出了地月平动点飞行器在实际飞行过程中由动力学环境以及控制执行机构本身对轨道保持算法带来的约束条件，特别的在约束中加入了来自自主导航的约束要求。然后，对常见的几种轨道保持算法进行了约束分析。在满足自主导航约束的基础上，针对存在初始入轨偏差条件下，传统基准轨道靶点法无法保证控制效果的情况，提出了改进的基准轨迹靶点法，并对其进行了仿真验证。最后，通过闭环仿真对本文提出的自主导航方案和轨道保持策略的可行性进行了验证。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
空间的周期轨道论文参考文献
[1].杨雷,向开恒,童科伟,闵学龙.基于地月周期重访轨道空间站的载人月球探测方案设想[J].载人航天.2013
[2].钱霙婧.地月空间拟周期轨道上航天器自主导航与轨道保持研究[D].哈尔滨工业大学.2013
[3].高飞.计算离散动力系统不稳定周期轨道的精英子空间差异演化算法[J].系统工程理论与实践.2005
[4].应益荣.空间扭结周期轨道[J].西北建筑工程学院学报(自然科学版).2000
[5].古志鸣.非线性空间上的大范围周期轨道之同调类[J].应用数学和力学.1998
[6].李羽.关于Banach空间中连续自映射周期轨道存在问题[J].上海交通大学学报.1987