导读:本文包含了非开普勒轨道论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:北斗导航卫星系统,精密轨道,开普勒轨道参数,时间序列分析
非开普勒轨道论文文献综述
徐永明,刘志平,张明凯[1]（2019）在《BDS开普勒轨道参数时变特性分析》一文中研究指出卫星轨道参数特性分析对卫星轨道状态评估、运行维护等具有重要参考价值。针对利用北斗广播星历进行轨道特性分析存在的不足,提出基于北斗精密轨道的开普勒轨道参数分析新思路。该思路将地固系下北斗精密坐标与速度转换至空固系并反演开普勒6参数,进而通过时频分析方法获取开普勒参数时变特征。应用该思路对2014—2017年北斗卫星轨道特性分析,结果表明:静止轨道卫星的偏心率、倾角、升交点赤经、近地点角距和倾斜同步轨道卫星的长半轴、平近点角均存在跳变;3类卫星的倾角、偏心率、升交点赤经和倾斜同步轨道卫星的长半轴、近地点角距、平近点角以及中圆轨道卫星的近地点角距、平近点角均有显着线性趋势;3类卫星开普勒6参数均有显着周期特性。(本文来源于《河南理工大学学报(自然科学版)》期刊2019年05期）
张楷田[2]（2016）在《两类非开普勒轨道的动力学与控制研究》一文中研究指出依赖太阳帆等新型推进系统提供的推进动力,航天器能够偏离自然轨迹形成非开普勒轨道。日心悬浮轨道、极地观测轨道等非开普勒轨道因其特殊的空间位置,能够为深空通信中继、空间天气监测以及太阳物理研究等空间科学任务提供理想平台。因此,研究上述两类非开普勒轨道的动力学与控制问题具有重要的理论价值和现实意义。首先,本文详细分析了太阳帆航天器日心悬浮轨道保持控制。为改善太阳帆的工程应用性能,基于太阳帆推进和太阳电推进的各自优势将轨道保持控制过程划分为入轨阶段以及保持阶段。并且,采用新型的变反射率太阳帆从机理上解决了传统太阳帆存在的欠驱动问题。与此同时,考虑太阳帆轨道动力学方程强耦合、非线性等特征,借助自抗扰控制技术为太阳帆日心悬浮轨道保持控制提供了有效的解决方案。其次,为了实现日心悬浮轨道附近的高精度编队飞行,本文探讨了连续小推进航天器日心悬浮轨道编队飞行控制器的设计方法。首先推导了描述连续小推进航天器编队飞行的动力学方程,进一步地,给出了简洁实用的线性自抗扰编队飞行控制策略。最后考虑入轨误差、扰动以及模型不确定性进行了数值仿真,仿真结果达到了"LISA Pathfinder"等精密编队飞行任务要求的亚毫米精度标准。最后,针对当前空间科学领域的研究热点地球极地观测任务展开了研究。首先以圆形限制性叁体问题模型为背景,建立了描述地球极地观测航天器运动规律的轨道动力学模型,在此基础上,推导了从圆形限制性叁体问题会合坐标系到地心惯性坐标系的位置、速度转换关系。考虑伪流形轨迹难以直接和低地球轨道相交,结合霍曼转移理论和伪流形方法详细阐述了极地观测航天器从低地球轨道转移至极地观测轨道的低能耗控制策略。此外,应用更为实用的自抗扰技术实现了极地观测轨道的保持控制。(本文来源于《中国科学技术大学》期刊2016-05-01）
李海林,吴德伟[3]（2012）在《基于非开普勒轨道的高超声速临近空间飞行器自主天文导航研究》一文中研究指出针对航天器自主导航方法不适合高超声速临近空间飞行器的问题,研究了基于非开普勒轨道的高超声速临近空间飞行器自主天文导航方案.论述了基于非开普勒轨道的自主天文导航机理,通过对高超声速临近空间飞行器受力分析,建立了动力学方程;利用矢量倒数法则推导出空间运动方程;设计了基于非开普勒轨道的状态模型和基于星光折射间接敏感地平的观测模型,采用卡尔曼滤波进行了仿真验证.仿真结果表明,基于非开普勒轨道的高超声速临近空间飞行器自主天文导航可达到较高的位置和速度精度.(本文来源于《空间科学学报》期刊2012年06期）
赵莹,张军,王小平[4]（2012）在《基于开普勒轨道参数确定卫星状态向量的方法研究》一文中研究指出以ERS-1影像数据为例,介绍了利用轨道参数确定任意时刻卫星状态向量的方法,实验表明利用轨道参数确定卫星的状态矢量精度很高,该研究对于雷达影像的几何处理,以及其它相关处理都具有基础意义。(本文来源于《测绘与空间地理信息》期刊2012年09期）
李海林,吴德伟[5]（2012）在《高超声速临近空间飞行器非开普勒轨道研究》一文中研究指出以高超声速临近空间飞行器非开普勒轨道弹跳飞行为研究对象,论证了高超声速临近空间飞行器飞行轨道属于非开普勒轨道的研究范畴。首先给出了非开普勒轨道机动巡航段、再入段和再入瞬间的动力学方程;其次研究了再入瞬间高超声速临近空间飞行器的位置矢量求解问题,提出弹跳系数的概念;最后进行了仿真分析。仿真结果表明,非开普勒轨道动力学方程是正确的,弹跳系数是准确性的,从而说明了非开普勒轨道弹跳式远距离飞行方法是研究高超声速临近空间飞行器的一种新的有效途径。(本文来源于《飞行力学》期刊2012年03期）
张拓,高晓光,樊昊[6]（2012）在《非开普勒轨道下卫星交会变轨决策研究》一文中研究指出针对卫星在非开普勒轨道下的运动特征,提出了研究卫星交会变轨决策的方法。首先,在Hill坐标下,采用比例导引方法求解卫星进行变轨机动时所需要的速度增量。然后,再通过Lagrange插值算法解出卫星在任意特征点上变轨机动所需要的速度增量,根据数字仿真得出大量的仿真数据并画出满足变轨决策条件的决策曲面。最后,对决策曲面的涵义做出分析,说明了该方法对于研究非开普勒轨道下卫星变轨决策问题具有一定的意义。(本文来源于《航天控制》期刊2012年02期）
马庆甜[7]（2011）在《连续小推力卫星的几种典型非开普勒轨道设计》一文中研究指出冻结轨道、太阳同步轨道和地球静止轨道因在遥感、通信和导航等应用领域的突出优点而成为人造地球卫星使用最广泛的叁种轨道，然而苛刻的轨道根数要求极大地限制了这叁类轨道选择的多样性。施加连续小推力能够适当放宽轨道参数的选择条件，从而形成人工冻结轨道、偏置太阳同步轨道和偏置地球静止轨道。人工冻结轨道是通过施加径向和横向的连续小推力使轨道的近地点幅角保持不变的轨道。径向常值推力、径向常幅值推力方向半周期切换、横向常幅值推力方向半周期切换和径向横向常幅值推力方向半周期切换这4种控制方法都能够形成人工冻结轨道。设计控制律的时候，需要特别考虑偏心率的影响，大偏心率的轨道只需考虑J2项摄动，而小偏心率则需要考虑J2~J4甚至更高阶的非球形摄动影响。偏置太阳同步轨道是通过施加法向和横向（或径向）连续小推力将太阳同步轨道抬高或降低后形成的轨道，而新的轨道能够保持倾角和地面轨迹与原太阳同步轨道一致。法向连续推力的切换时刻与近地点幅角有关，为了简化控制规律人为令近地点幅角保持不变，可以通过人工冻结轨道中提出的4种方法来保持近地点幅角的恒定。最后设计的轨道应该称为偏置太阳同步冻结回归轨道。地球非球形摄动、太阳光压摄动导致卫星产生东西漂移，在合适的时刻施加切向脉冲能够实现卫星的东西保持。偏置地球静止轨道可以通过施加径向连续小推力和切向脉冲相结合的控制方法来实现。正偏置对应反向连续小推力，负偏置对应正向连续小推力，推力幅值的大小与偏置的高度近似成正比。位置偏置后的卫星运行在近圆轨道上，施加的径向连续推力相当于把地球的引力常数μ变为μn，偏置的高度Δr远小于轨道半径rc，可以直接利用未偏置轨道的东西漂移脉冲控制方法来控制偏置轨道上卫星的东西漂移。(本文来源于《清华大学》期刊2011-05-01）
崔祜涛,张振江,崔平远[8]（2011）在《叁体系统中引力拖车的偏置非开普勒轨道研究》一文中研究指出为了研究太阳-小行星-引力拖车叁体系统中引力拖车的轨道运动问题,采用柱坐标系下的Hill方程描述了叁体系统中引力拖车的运动情况,应用平均化方法消除周期项的影响,得到平均偏置非开普勒轨道的表达式,并研究了轨道稳定性与引力拖车最大有效拉力等问题。研究表明:叁体系统中,在小行星飞行方向(或反方向)上存在偏置非开普勒轨道;与二体系统中的偏置轨道不同,叁体系统中的一些偏置轨道是不稳定的,轨道稳定区域可以由偏置量和轨道半径描述;与悬停轨道相比,偏置轨道可以将引力拖车的推进效率提高一倍左右,从而获得更长的工作时间和更大的作用效果。(本文来源于《航空学报》期刊2011年06期）
郑莉莉,袁建平,朱战霞[9]（2010）在《基于对数螺旋线的非开普勒轨道设计》一文中研究指出基于形状的方法为非开普勒轨道设计提供了一种全新的研究思路。在假定轨道形状为对数螺旋线的前提下设计了拦截轨道。首先通过无量纲化处理方法推导出了对数螺旋线轨道的地心距、极角随时间的变化率与轨道设计参数q的关系式;其次结合运动方程,得到了飞行器沿对数螺旋线轨道运行时需要施加的推力加速度;接着分别针对初始轨道是圆和椭圆的情况进行机动轨道设计。给出了轨道设计的仿真算例和相关分析,结果表明对数螺旋线适宜于拦截轨道设计;当初始轨道为大偏心率椭圆时,采用此方法设计轨道,在一定相角范围内开始机动,可使飞行器运行时间短,且燃料消耗少。(本文来源于《宇航学报》期刊2010年09期）
郑莉莉,袁建平,朱战霞[10]（2010）在《对数螺旋线非开普勒轨道的可行性分析》一文中研究指出提出了基于形状的非开普勒轨道设计方法,并分析了对数螺旋线轨道的应用可行性。首先在假定轨道形状的前提下,通过变量代换推导出了在极坐标系下一般曲线用于轨道设计的基本方程;然后分析了对数螺旋线表达式中的关键参数与航迹角的关系,得到了相应轨道的基本性质;最后对待定参数的对数螺旋线轨道应用的可行性进行了推导和分析,结果显示采用对数螺旋线设计非开普勒轨道是可行的,但仅适用于从椭圆初始轨道实现转移的情况。(本文来源于《宇航学报》期刊2010年01期）
非开普勒轨道论文开题报告
（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：
依赖太阳帆等新型推进系统提供的推进动力,航天器能够偏离自然轨迹形成非开普勒轨道。日心悬浮轨道、极地观测轨道等非开普勒轨道因其特殊的空间位置,能够为深空通信中继、空间天气监测以及太阳物理研究等空间科学任务提供理想平台。因此,研究上述两类非开普勒轨道的动力学与控制问题具有重要的理论价值和现实意义。首先,本文详细分析了太阳帆航天器日心悬浮轨道保持控制。为改善太阳帆的工程应用性能,基于太阳帆推进和太阳电推进的各自优势将轨道保持控制过程划分为入轨阶段以及保持阶段。并且,采用新型的变反射率太阳帆从机理上解决了传统太阳帆存在的欠驱动问题。与此同时,考虑太阳帆轨道动力学方程强耦合、非线性等特征,借助自抗扰控制技术为太阳帆日心悬浮轨道保持控制提供了有效的解决方案。其次,为了实现日心悬浮轨道附近的高精度编队飞行,本文探讨了连续小推进航天器日心悬浮轨道编队飞行控制器的设计方法。首先推导了描述连续小推进航天器编队飞行的动力学方程,进一步地,给出了简洁实用的线性自抗扰编队飞行控制策略。最后考虑入轨误差、扰动以及模型不确定性进行了数值仿真,仿真结果达到了"LISA Pathfinder"等精密编队飞行任务要求的亚毫米精度标准。最后,针对当前空间科学领域的研究热点地球极地观测任务展开了研究。首先以圆形限制性叁体问题模型为背景,建立了描述地球极地观测航天器运动规律的轨道动力学模型,在此基础上,推导了从圆形限制性叁体问题会合坐标系到地心惯性坐标系的位置、速度转换关系。考虑伪流形轨迹难以直接和低地球轨道相交,结合霍曼转移理论和伪流形方法详细阐述了极地观测航天器从低地球轨道转移至极地观测轨道的低能耗控制策略。此外,应用更为实用的自抗扰技术实现了极地观测轨道的保持控制。
（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。
非开普勒轨道论文参考文献
[1].徐永明,刘志平,张明凯.BDS开普勒轨道参数时变特性分析[J].河南理工大学学报(自然科学版).2019
[2].张楷田.两类非开普勒轨道的动力学与控制研究[D].中国科学技术大学.2016
[3].李海林,吴德伟.基于非开普勒轨道的高超声速临近空间飞行器自主天文导航研究[J].空间科学学报.2012
[4].赵莹,张军,王小平.基于开普勒轨道参数确定卫星状态向量的方法研究[J].测绘与空间地理信息.2012
[5].李海林,吴德伟.高超声速临近空间飞行器非开普勒轨道研究[J].飞行力学.2012
[6].张拓,高晓光,樊昊.非开普勒轨道下卫星交会变轨决策研究[J].航天控制.2012
[7].马庆甜.连续小推力卫星的几种典型非开普勒轨道设计[D].清华大学.2011
[8].崔祜涛,张振江,崔平远.叁体系统中引力拖车的偏置非开普勒轨道研究[J].航空学报.2011
[9].郑莉莉,袁建平,朱战霞.基于对数螺旋线的非开普勒轨道设计[J].宇航学报.2010
[10].郑莉莉,袁建平,朱战霞.对数螺旋线非开普勒轨道的可行性分析[J].宇航学报.2010