任务轨道设计

本文首先说明太空任务与轨道设计的关系 ,接着介绍轨道的基本性质。从地球重力势的观点看各种常用的绕地轨道 ,包括地球和太阳同步轨道及Molniya轨道。从扰动的观点看常用的星际轨道 ,包括LISA、ASTROD、SOHO轨道。最后对星际轨道设计 ,说明二点边界值问题的数值解法、飞掠星体的应用、最佳化的考虑 ,并用以设计 2 0 1 5年发射的ASTROD初步任务轨道。     

ASTROD 1中的望远镜前指量研究

单航天器激光天文动力学空间计划ASTROD1是激光天文动力学ASTROD的第一步,通过发射绕太阳的无拖曳航天器,并且当航天器处于太阳背面附近时,与地面站进行深空激光测距,以执行科学任务。该文计算了ASTROD12015年的轨道、提出了判断轨道精度是否满足任务需要的方法、分析了地球和航天器的位置同望远镜前指量之间的关系并且给出了望远镜前指量的结果。     

圆周运动天体轨道半径的相对论效应

从理论上探讨圆周运动天体轨道半径的相对论效应,并应用于行星际飞船与人造地球卫星的情形。结果表明,在这两种情形中,均存在着可观测的效应。     

ASTROD-GW时间迟延干涉

ASTROD-GW (ASTROD [Astrodynamical Space Test of Relativity using Optical Devices] optimized for Gravitation Wave detection)是ASTROD专注于引力波探测的优化方案,组成任务的3个航天器分别位于日地拉格朗日点L3、L4和L5点附近,组成臂长为2.6× 108 km的干涉阵列.根据优化得到的ASTROD-GW 20 yr任务轨道,利用CGC2.7 (CGC:Center for Gravitation and Cosmology)星历,采用适当数值计算的方法,对引力波探测中所用到的时间迟延干涉路径进行分析和计算.     

ASTROD-GW轨道设计

激光天文动力学引力波探测任务ASTROD-GW(ASTROD[AstrodynamicalSpace Test of Relativity Using Optical Devices Optimized for Gravitation WaveDetection)是ASTROD专注于探测引力波的优化方案,其航天器轨道在日地拉格朗日点L_3、L_4、L_5附近,构成一个接近等边的三角形阵列,干涉臂长约为2.6×10~8 km,其可探测的引力波波长可达LISA(Laser Interferometer Space Antenna)的52倍.文中综述ASTROD-GW轨道的设计和优化方法.轨道经优化后,其臂长差(在激光干涉测量中可称为干涉差)10 yr内的变化为10~(-4) AU量级、3个臂长方向的多普勒速度小于4 m/s,均小于LISA的要求,因此LISA发展的激光测距技术可用于ASTROD-GW.     

从地面发射月球探测器的窗口选择

典型的月球探测器飞行轨道包括地球停泊轨道段、地月转移轨道段、月球卫星轨道段和着月轨道段。首先介绍了设计从地面发射月球探测器轨道典型的约束条件;然后,借助于二体假设,建立解析表达式,分析各种约束对窗口选择的影响,给出了各轨道段概略的飞行时间和粗窗口;最后,利用精确的探测器轨道动力学模型,计算精窗口,并给出了一则算例,所得结论可为月球探测器轨道发射、轨道设计提供依据。     

天体力学的几个热点问题

阐述当今天体力学前沿课题中的几个热点问题，近地小行星与地球的交会及其动力演化，航天器定轨新手段中的得一星跟踪自主定轨方法以及星际探测中的轨道力学问题。     

古气候记录指示的天文周期分析

利用西峰市以西16km处的巴家嘴黄土剖面的上新世以来的（6.2-2.5MaB.P.）磁化率和粒重及太平洋深海沉积物资料，用不同的数据分析方法，不仅得到地球轨道主要参数中（对应于偏心率、交角和气候岁差）的0.1Ma、0.041Ma和0.023Ma几个天文周期，而且还得到了0.20Ma、0.15Ma、0.08Ma和0.06Ma其他周期，它们都在80%置信度水平以上，此外，通过小波变换表明，所有这些周期呈现出时变特性，随不同的地质年代增强或逐渐消失，这说明古气候的变化受多种古环境的影响所致，近来提出0.1Ma周期变化不但和地球轨道偏心率有关，而且可能和星际尘埃粒子沉降速率和青藏高原的隆升有着密切的关系。因此，地球轨道参数变化影响气候长期变化只是其中一种因素。     

LEO卫星轨道设计中的主要摄动源影响评估

对地球低轨道卫星（LEO）轨道设计中的摄动力模型进行了分析，并估计了其量级。然后针对用于GPS无线电掩星的LEO卫星轨道设计对掩星地面测点稳定性的要求，对力学模型进行了取舍，同时估计了各摄动力模型对轨道设计目标的影响。     

美国“星际边界探测器”上路

2008年10月19日,美国航空航天局（NASA）L-1011“观星者”（Stargazer）飞机从范登堡空军基地起飞,用机载飞马座-XL（Pegasus—XL）火箭,从太平洋马绍尔群岛的夸贾林环礁上空发射了世界第一个专门探测太阳系边界地带的天文卫星——“星际边界探测器”（IBEX）。虽然要研究的太阳系边界距地球非常遥远,但火箭把它送入高约209千米的近地椭圆轨道后,“星际边界探测器”无需飞到靠近那里的地方,     

太阳质量变化对小行星轨道根数的影响

利用变质量天体力学方法研究了太阳质量变化对小行星轨道根数的影响,质量变化包括因光子辐射和太阳造成的质量损失以及因太阳吸积周围星际物质造成的质量增加两个联合因素,利用Gylden-Meshcherskii(G-M)型变质量天体轨道根数变化方程的一阶和二阶解对7颗小行星轨根数的长期和周期性的影响作了数值计算,在一阶解中太阳质量流失对小行星轨道半长轴,轨道偏心率和近点辐角的变化率产生增大作用,而质量吸积起减小作用,在二阶解中两者起到增大作用,不过质量流失不大于质量吸积的作用,故总的趋势是使半长轴,偏心率和近点辐角的变化率增大。     

关于土卫八运动的轨道解

为了适应星际探测的需求,本文建立了在新的精度要求下土星卫星运动对应的力学模型,具体讨论了土卫八的运动,并针对主要摄动源土卫六的引力作用,建立了轨道变化的分析解,以此表明建立了土卫运动理论该采取的途径和精密定轨宜采用以轨道根数作为状态量的数值定轨方法。     

满足约束条件的月球卫星飞行轨道的初步设计

讨论满足约束条件的月球卫星飞行轨道的设计问题，将约束条件分类为只与太阳，月球，地球，飞行器和观测站之间的相对位置有关的运行学约束条件以及涉及到飞行器轨道运行的动力学约束条件，在考虑月球卫星轨道的受力情况后，给出一种准确快速地计算和设计满足约束条件的标准飞行轨道的方法，并应用于不同约束条件下月球卫星的轨道预设计，初步讨论了轨道设计的误差分析，轨道跟踪及实时精密定轨等正在进行的其它相关工作。     

月球卫星轨道力学综述

月球探测器的运动通常可分为3个阶段，这3个阶段分别对应3种不同类型的轨道：近地停泊轨道、向月飞行的过渡轨道与环月飞行的月球卫星轨道。近地停泊轨道实为一种地球卫星轨道；过渡轨道则涉及不同的过渡方式(大推力或小推力等)；环月飞行的月球卫星轨道则与地球卫星轨道有很多不同之处，它决不是地球卫星轨道的简单克隆。针对这一点，全面阐述月球卫星的轨道力学问题，特别是环月飞行中的一些热点问题，如轨道摄动解的构造、近月点高度的下降及其涉及的卫星轨道寿命、各种特殊卫星(如太阳同步卫星和冻结轨道卫星等)的轨道特征、月球卫星定轨等。     

GEOSAT及其轨道特征

本文介绍了美国的海洋测高卫星GEOSAT,分析讨论了GEOSAT的理论设计轨道及实测轨道特征。     

上海65 m口径射电望远镜方位轨道力学分析

对上海65 m口径射电望远镜方位轨道进行了静态力学分析。用温克尔弹性地基梁模型对轨道承载弯矩及地基受力作了估算,用赫兹接触理论对滚轮与轨道接触面的接触应力作了分析计算,为合理选择轨道材料和制定轨道焊接工艺方案提供了设计理论依据。     

地球磁场对带电人造卫星轨道根数的摄动影响

研究了地球磁场对带电的非赤道卫星的轨道根数的摄动影响，理论结果表明，地球磁场对带电卫星的轨道半长轴没有摄动影响，既无周期摄动，也无长期摄动，但对轨道偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点经度和历元平近点角均有周期摄动，且对升交点和近地点经度还有长期摄动效应，通过算例表明，当卫星带有大量电菏时，地球磁场对卫星轨道的摄动影响必须加以考虑。     

月亮趣谈

月球是怎样来的？ 很多学者认为,月球是由大碰撞而来的。在太阳系演化初期,原始太阳附近的星际空间形成大量的物质环,在地球轨道上开始形成原始地球,在附近也形成了一个类似火星大小的天体。     

LAGEOS卫星轨道改进的一种简易方法

分析表明，卫星轨道偏差对预报的影响主要表现在M和Ω这两个轨道根数上。本给出了M、Ω的修正公式，并结合LAGEOS测距数据，对卫星的短期预报进行修正，取得了满意的结果。     

太阳质量损失对地球轨道改变的长期影响的估计

研究了太阳质量损失对地球轨道２的长期影响。太阳质量损失包括太阳因光于辐射和太阳风流失两方面产生的质量损失。利用二体问题的中心体变质量的Ｊｅａｎｓ理论估计了太阳目前在主序阶段和将来后主序（红巨星＿阶段由于上述两种机制造成的质量损失对地球轨道改变的长期效应。计算结果表明：太阳质量损失在主序阶段对地球轨道改变的影响较小,但在后主序阶段对地球轨道改变的影响甚大,且此估计只是一种理论预测。