导读:本文包含了近圆轨道论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:轨道,航天器,微分,脉冲,对策,同步卫星,两点。
近圆轨道论文文献综述
刘冲,沈振中,江婷,丁紫玉[1]（2017）在《近圆轨道卫星过顶时间预报的数学模型》一文中研究指出基于近圆轨道卫星的特点,通过理论公式推导,确定卫星星下点轨道,建立近圆轨道卫星过顶时间预报的数学模型.首先依据观察站确定卫星进出观察站接收圈时星下点的经纬度,然后根据该点经纬度与卫星倾斜角推求卫星的升交点或者降交点,最后从升交点或者降交点出发外推不超过1/4周期,两者合并得到整个周期的卫星轨迹推导公式.将模型应用于已知和未知卫星轨道根数的实际军事行动避空侦察中去,与实际检测情况相比误差较小、吻合度较高,说明模型有较好的工程应用价值.(本文来源于《数学的实践与认识》期刊2017年15期）
朱听雷[2]（2017）在《近圆轨道人造天体的不稳定区域》一文中研究指出1964年,Allan和Cook在研究近圆地球卫星轨道的长期演化时就指出,在Kozai-Lidov机制的作用下,一部分高倾角轨道的近圆特性无法长期保持。近20年来,许多论文都探讨了导航卫星轨道的圆稳定性问题。2015年,我们在研究北斗导航系统中的5颗处于倾斜同步轨道卫星的轨道演化问题时发现,对于倾斜同步轨道,(本文来源于《中国天文学会2017年学术年会摘要集》期刊2017-08-08）
鄢婷婷[3]（2017）在《近圆轨道分离航天器动态网络多目标最短路径研究》一文中研究指出分离航天器被认为是下一代分布式空间系统,近年已成为国内外研究热点。分离航天器网络的模块节点间相互协作,具有较少的人工干预的自主性,可通过无线组网实现信息交互和资源共享,模块间呈现一种结构松散的几何结构,具有快响应、强鲁棒性、灵活、成本低等优点。但分离航天器网络也面临模块节点间连接的高动态性、时变性、随机性、功耗受限、时延等挑战,而高QoS网络性能则对分离航天完成航天任务至关重要。因此,围绕网络功耗最低、时延最小的多目标,主要开展了如下工作:分离航天器网络拓扑的构建。根据分离航天器网络节点间相对距离有界的要求,分析并给出了节点初始轨道的约束条件,进而构建了基于SINR动态网络图模型和基于排队论的功耗、时延模型。多目标的分离航天器动态网络拓扑最优路径。以功耗最低、时延最小为目标,采用图论的方法,将轨道超周期内高动态环境下的路径优化问题转换为时间序列下的静态最短路径问题,从而使得问题得到简化。建立5个节点组成的分离航天器网络场景,应用STK软件,开展了最短路径带权图、高动态网络相对距离、SINR与时延的关系研究,为下一步工作提供了重要基础。(本文来源于《贵州师范大学》期刊2017-05-31）
程博,袁建平,钱霙婧,马卫华[4]（2017）在《近圆参考轨道脉冲悬停及其轨迹安全分析方法》一文中研究指出基于航天器相对运动的C-W方程及其解析解,研究了空间相对悬停的脉冲控制方法,给出了相对悬停脉冲控制量的计算方法,降低了对空间悬停任务航天器控制推进系统的要求,有利于工程实现。以两航天器相对轨道机动过程中的碰撞概率计算方法为基础,对相对悬停的轨迹安全风险进行了量化分析。数值仿真算例显示,本文方法可实现圆或近圆参考轨道上的空间相对悬停,且缩短悬停轨道机动周期,有利于悬停效果的提升。悬停相对运动过程中,悬停碰撞概率的极值点与两航天器相对距离的最小值几乎同时出现。(本文来源于《航天控制》期刊2017年01期）
柴鑫彤,杨学博[5]（2017）在《近圆轨道下航天器相对运动的滑模控制》一文中研究指出文中确定了一个切换函数和控制律,设计了一个针对近圆轨道无扰动理想状态下航天器相对运动的滑模控制器,使实际状态与期望状态偏差达到或接近于0。切换函数和控制律的稳定性的证明利用了Lyapunov函数。最后通过Matlab仿真实验验证了该滑模控制器的有效性。(本文来源于《电子设计工程》期刊2017年01期）
赵书阁[6]（2016）在《近圆轨道航天器交会调相自主化与优化方法研究》一文中研究指出航天器交会和在轨服务的远程调相段主要用于减小追踪航天器和目标航天器的相位角。在远程调相过程中,追踪航天器一般通过地面测控站进行导引控制实现大范围的调相机动,为提高轨道机动的可靠性,一般要求追踪航天器的轨道机动限定在地面测控站的测控区域内。为了降低任务成本,简化航天器的地面支持系统,缩短远程导引时间并降低调相燃料消耗,本学位论文研究了远程调相自主化与优化方法,并分为四个部分展开。1.基于特殊点变轨的在轨自主交会调相策略。根据调相过程中追踪航天器与目标航天器的半长轴偏差和相位角的关系,将航天器交会的远程调相段分为叁个子飞行阶段:初始子飞行阶段、自然调相子飞行阶段和调整子飞行阶段。进入自然调相轨道的轨道机动在初始子飞行阶段完成;在自然调相子飞行阶段,由于半长轴偏差的影响,两航天器的相位角逐渐减小,然后施加轨道机动进入调整子飞行阶段;在调整子飞行阶段,根据交会任务的需求两航天器的距离逐步减小。除了轨道平面内的机动,同时在各个子飞行阶段施加轨道共面修正机动用于消除轨道法向偏差,以上所有的轨道机动均以制导脉冲的形式实现,并且在轨自主解算。精确的轨道仿真表明提出的自主制导算法用于交会调相是可行的。2.考虑地球叁轴性和日月第叁体引力的静止轨道多目标交会优化。多目标交会轨道转移需要的最小燃料考虑了先前研究忽略的静止轨道摄动,包括对地球静止轨道影响较大的地球叁轴性和日月引力摄动。利用平均法推导了地球叁轴性对半长轴和经度的影响,并考虑该影响设计了二脉冲机动轨道平面内调相策略,然后将二脉冲机动策略扩展成叁脉冲轨道平面内机动策略用于同时控制偏心率。建立了日月引力摄动对轨道倾角漂移的影响,用于确定消除轨道面法向漂移的轨道法向机动脉冲。然后,建立了考虑地球叁轴性和日月引力摄动的多目标交会优化模型,并将该模型应用于稀疏分布的静止轨道星座在轨服务。仿真结果表明,每一个交会调相转移段的最优转移时间主要由日月第叁体引力决定,提出的田谐项修正机动策略可以在考虑地球实际引力场、日月引力和太阳光压等地球静止轨道主摄动的影响下取得相对较高的转移精度。3.基于解析协态初值估计的小推力时间最优静止轨道调相。不同于先前的研究将静止轨道定点位置调整构造为时间固定转移经度最大化问题,本方法直接将实际的静止轨道定点位置调整任务建模为时间最优问题。进一步提出了一种解析协态初值估计方法用于获得飞行时间以及半长轴、经度和质量的初始协态的近似解析解,从而将会大幅度地减少打靶求解过程中的迭代次数,并提高打靶过程的鲁棒性。提出了两项技术用于解析计算协态初值,两项技术依赖于将简单横向推力策略近似作为最优控制策略和去除短周期项。仿真结果表明,时间最优转移的半长轴、经度和质量的协态初值与提出的解析估计方法获得的估计值匹配良好,利用提出的解析协态初值估计方法进行协态初始化,可以大幅度地减少迭代次数并减小收敛时间,因此,利用提出的解析协态初值估计方法可以快速获得时间最优静止轨道定点位置调整的解。4.考虑静止轨道主摄动的小推力燃料最优静止轨道调相。通过分析长时间转移过程中地球叁轴性、日月第叁体引力和太阳光压等静止轨道主摄动对轨道终端边界的影响,建立了考虑主摄动的燃料最优静止轨道交会调相模型,并提出了一种近似解析方法以快速获得转移过程中地球叁轴性导致的半长轴和经度改变量。利用间接优化方法求解了以上燃料优化问题,首先求解了能量最优问题,然后利用同伦方法逐步求解了燃料最优问题。为了快速获得两点边值问题的解,求解过程中应用了初始协态齐次化方法、解析计算Jacobian矩阵以及开关函数检测技术。仿真结果表明,利用以上方法可以获得考虑静止轨道主摄动的小推力燃料最优静止轨道调相的收敛解。(本文来源于《北京理工大学》期刊2016-06-01）
祝海,罗亚中[7]（2016）在《近圆轨道两航天器追逃微分对策数值求解》一文中研究指出微分对策(Differential Games)是由美国伊萨柯博士于20世纪50年代提出,此后在军事、经济和社会等诸多领域得到了广泛应用。航空航天领域的研究多侧重于导弹拦截、空战等问题,而轨道上航天器之间的对抗问题研究则较少。两航天器的追逃问题通常可以看作是一个二人零和微分对策问题,对策中两个局中人分别称作追踪器(Pursuer)和逃逸器(Evader),追逃双方具有不同的目标,追踪器希望通过控制对逃逸器实施捕获,而逃逸器则希望通过控制避免被捕获。通常可以将该对策问题看作一个双边最优控制问题,通过推导最优性条件将问题转化为一个高维的两点边值问题进行求解。然而,由于协态变量初值难以猜测,且问题维数较高,直接对该高维两点边值问题进行求解将十分困难。已有的研究结合遗传算法和多点打靶法对转化得到的24维两点边值进行求解,获得了对策的鞍点,但求解过程复杂、计算时间长、终端约束满足的精度不高。本文利用对策鞍点满足的必要条件,通过证明在满足该条件下追踪器与逃逸器的控制律相同,显着降低了原高维两点边值问题的维数,从而降低了计算难度和计算时间,提高了算法的鲁棒性能。首先,对近圆轨道上追踪器与逃逸器均采用连续常值小推力推进方式、且对抗双方均具有完全信息结构的追逃问题,以追逃结束时间为支付函数,建立了二人零和微分对策模型。其次,通过推导对策鞍点满足的必要条件,将追逃微分对策问题转化为一个高维的两点边值问题,并证明了追踪器与逃逸器的控制律相同,从而将问题的维数显着降低。然后,采用遗传算法与序列二次规划算法结合的混合算法对该两点边值问题进行求解,由遗传算法首先获得协态变量的初值,再采用序列二次规划算法得到两航天器的最优控制律。通过仿真算例,验证了所提出方法的正确性和有效性,并对两航天器追逃过程进行了分析。(本文来源于《第十届动力学与控制学术会议摘要集》期刊2016-05-06）
程晓桐[8]（2014）在《近圆轨道含饱和函数推力的两航天器追逃策略及数值求解》一文中研究指出本文基于微分对策理论，主要研究了控制量存在约束时，在近地圆轨道上两个航天器的追逃策略。通过引入饱和函数实现对控制量的约束，并在规定的对策时间内，以两个航天器的相对距离和对策过程中的能量消耗作为支付，采用数值仿真计算，考察这种控制量的约束是否可行。根据研究内容，本文大致分为两部分。在第一部分中，主要介绍了微分对策的起源、发展和国内外学者在此领域取得的成就，本文研究的背景及其目的，并简要概述了解决本文问题的相关基础知识。在第二部分中，详细叙述了两个航天器追逃对策系统的建立过程，并通过数值方法对其进行求解。在建立对策系统的过程中，本文采用相对坐标，基于仅在万有引力作用下的二体问题，推导出两个航天器的相对运动方程，并由此进一步推导出二者相对运动的动力学方程，最后建立起微分对策系统。通过引入状态转移矩阵使微分对策系统的维数降低，根据最优控制理论将经过降维处理的微分对策系统转化为一个最优控制问题。由于转化后的最优控制问题非线性程度较高，故考虑求解其数值解。采用通用数学软件MATLAB中求解两点边值问题的求解器bvp4c进行数值仿真计算。最后，在叁种不同情况进行数值仿真计算，通过对计算结果的分析能够得到，通过饱和函数对控制量进行约束是有效可行的，并且比较符合实际情况。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2014-06-01）
张国云,蔡立锋,黄晓峰,杨钊[9]（2014）在《近圆太阳同步卫星轨道倾角偏差的影响和调整》一文中研究指出以某近圆太阳同步轨道卫星为例,分析了倾角偏差引起的降交点地方时的漂移规律及影响。为将降交点地方时漂移限制在允许的范围内,给出了轨道倾角调整方案,仿真实验结果表明控制方案有效。(本文来源于《上海航天》期刊2014年02期）
黄美丽,罗渠,赵峭[10]（2013）在《小脉冲约束下的近圆轨道控制方法研究》一文中研究指出对于近圆轨道平面内参数的控制,采用传统的双脉冲控制方法,一条轨道圈内至多只能进行两次轨道控制,在单次控制小脉冲约束下,整个控制周期会很长。文章针对单次控制小脉冲约束,提出了一种增加一条轨道圈内的轨道控制次数的近圆轨道平面内参数控制方法,达到了相对双脉冲变轨可以大幅缩短整个控制周期的目的。(本文来源于《航天器工程》期刊2013年02期）
近圆轨道论文开题报告
（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：
1964年,Allan和Cook在研究近圆地球卫星轨道的长期演化时就指出,在Kozai-Lidov机制的作用下,一部分高倾角轨道的近圆特性无法长期保持。近20年来,许多论文都探讨了导航卫星轨道的圆稳定性问题。2015年,我们在研究北斗导航系统中的5颗处于倾斜同步轨道卫星的轨道演化问题时发现,对于倾斜同步轨道,
（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。
近圆轨道论文参考文献
[1].刘冲,沈振中,江婷,丁紫玉.近圆轨道卫星过顶时间预报的数学模型[J].数学的实践与认识.2017
[2].朱听雷.近圆轨道人造天体的不稳定区域[C].中国天文学会2017年学术年会摘要集.2017
[3].鄢婷婷.近圆轨道分离航天器动态网络多目标最短路径研究[D].贵州师范大学.2017
[4].程博,袁建平,钱霙婧,马卫华.近圆参考轨道脉冲悬停及其轨迹安全分析方法[J].航天控制.2017
[5].柴鑫彤,杨学博.近圆轨道下航天器相对运动的滑模控制[J].电子设计工程.2017
[6].赵书阁.近圆轨道航天器交会调相自主化与优化方法研究[D].北京理工大学.2016
[7].祝海,罗亚中.近圆轨道两航天器追逃微分对策数值求解[C].第十届动力学与控制学术会议摘要集.2016
[8].程晓桐.近圆轨道含饱和函数推力的两航天器追逃策略及数值求解[D].哈尔滨工业大学.2014
[9].张国云,蔡立锋,黄晓峰,杨钊.近圆太阳同步卫星轨道倾角偏差的影响和调整[J].上海航天.2014
[10].黄美丽,罗渠,赵峭.小脉冲约束下的近圆轨道控制方法研究[J].航天器工程.2013
论文知识图
