地-月系平动点轨道的特征及其相关问题

当探测器定点在地-月系共线平动点L_1、L_2附近的halo轨道或Lissajous轨道时,由于其固有的动力学特征,通常是被人们置于地-月系质心旋转坐标系中展现其几何特征.其实,它们同样是环绕地球运行的Kepler轨道,这类探测器实为地球的远地卫星.但由于其自身所具有的不稳定性特征,在轨道外推中,初值误差的传播程度远比一般的环绕型探测器轨道外推显著.这在轨道设计、运行控制和地面测控等领域都是需要重视的问题.尽管如此,除在构造这类轨道变化的受摄分析解时遇到困难外,对其定轨等问题,与一般远地卫星类似,并无其他特殊要求.将具体给出该类轨道由于不稳定特性引起误差快速传播的定量状态和相应的理论分析,以及实际应用中的短弧定轨和相应的高精度轨道预报方法,并附有实测资料进行定轨结果的检验.     

关于洛希模型的一点讨论

本文具体讨论了密近双星系统动力演化中洛希(Roche)临界等位面(即过第二直线秤动点的零速度面)所涉及到的零速度面的变化问题。考虑两子星相互绕转轨道偏心率e_1的影响时,在一定条件下,零速度面的变化并无长期项和周期特别长的共振项,而仅有一般周期项,其主周期即两子星相互绕转周期,这当然是可以理解的。所得结果可说明洛希模型具有一定的合理性,同时有可能更好地解释轨道偏心率e_1较大的密近双星系统的物质交换过程。     

最大的人造火星卫星进入火星轨道

举足轻重的人造火星卫星经过近7个月的飞行,当今世界最先进、最大的人造火星卫星——“火星勘测轨道器”(MRO)于2006年3月10日与火星交会,成功进入火星轨道。去年8月12日,宇宙神-5火箭成功发射了“火星勘测轨道器”,把轨道器加速到11千米/秒,从而提供给轨道器从地球到火星所需全部能量。这标志着火星探测计划又树立了一个重大里程碑。“火星勘测轨道器”与历次发射的火     

利用Halo轨道仿真开展嫦娥四号中继星与月面设备干涉基线的研究

初步建立了嫦娥四号中继星的晕轨道(Halo轨道)数值模型,将其应用于空间低频射电天文观测的干涉测量仿真,以地月拉格朗日平动点L_2区域的Halo轨道为基础,以发布的嫦娥四号中继星理论轨道为参考,校准和调整模型参数,通过时间和空间参考系统的变换,把轨道数据转换到L_2点旋转坐标系。然后对比Halo轨道模型与理论轨道数据之间的差别,对比模拟和理论数据分别与月面设备形成基线的长度,并对结果进行分析。两者在所分析的运行阶段,与月面设备联成基线的长度差在60 km以内,在高频频带基本满足干涉测量条纹搜索对基线初值精度的需求。     

分点和赤道改正的分离摄动项求解法

本文所提出的分离摄动项求解法,是利用小行星在整个轨道上分布的不少于9次的位置测定值,与用该小行星的轨道根数初值计算出的列表位置进行比较,将由太阳系其它天体摄动力对小行星位置、速度的影响进行分离,求解出分点及赤道改正,小行星轨道根数改正,地球轨道根数改正和由摄动力引起的小行星位置和速度改正。这种方法的优点在于:(1)列表位置仅需根据小行星的轨道根数初值计算出,不考虑摄动力的作用,这样可避免小行星运动理论不完善对确定分点和赤道改正的影响;(2)在解算中,可以单独地求出摄动力对小行星运动速度和位置的影响,通过对摄动函数的数值积分,可求得任一时刻的小行星的真位置。     

激光测月中的地球和月球参考架

本讨论了激光测月 算地面台站坐标和月面反射器的月面坐标过程中初值的影响及迭代求解的稳定性问题。并指出影响地面台站坐标中地心经度分量的精度有两方面的原因，一是平差时采用的UT1值有误差，二是月球的赤经误差，后将引起地面台站产生一个沿经度方向的系统旋转，而这是所采用的月球星历表的误差所致。通过实例迭代运算表明， 测站坐标结果可以收敛到2cm左右，月面反射器在月面柱坐标中的σ和Z分量的结果可以稳定在10cm左右，而其λ分量目前只能达到米级。     

铱星观测正当时

这两年天文爱好者在神秘的星空里又有了一批新的观测天象———铱星闪光可以观测。铱星组卫星原是铱星公司为了利用卫星进行手机通讯而于 1 997— 1 998年间发射的 ,只有 1 4号和 2 1号两颗卫星是 1 999年发射的。现在除了已经陨落的外还有八十几颗星在天空运行 ,分别分布在六个轨道面上。每个轨道面上有 1 1— 1 5颗星。轨道面与地球赤道面的交角为 86 4度 ,在赤道面相隔约 30度。轨道周期为 1 0 0 4分钟 (每天绕地球转 1 4 34圈 )。运行高度约 780公里。这样的轨道设计及这么多卫星就能保证全球任何地方的手机通讯了。一般而言 ,人造地…     

探索宇宙起源的秘密——欧空局两项空间科学计划

今年３月１４日欧空局批准了两项空间科学探测计划,旨在对行星系统进行探索,了解宇宙的起源。这两个分别命名为远红外和亚毫米波望远镜（简称为ＦＩＲＳＴ）和“普朗克”（ＰＬＡＮＣＫ）的探测器将于２００７年用阿里安５火箭同时发射,并且都将定点于日－地拉格朗日点...     

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。     

从我国第六颗卫星轨道倾角分析测定高层大气旋转速度

我国第六颗卫星(1976 87A)发射于1976年8月30日,在轨道上存在816天,于1978年11月25日陨落,初始轨道倾角约69°.16,至1978年5月约69°.10,减少0°.06左右;初始周期108~m.7,至1978年5月为98~m.9,约减少10分钟。从轨道倾角分析,测定了卫星平均近地点高度约220公里附近,平均大气旋转速度∧=1.13±0.17(圈/天)。     

定点在日-地(月)系L1点附近的探测器的发射及维持

在限制性三体问题中共线平动点附近的运动虽然是不稳定的,但可以是有条件稳定的,该动力学特征使得一些有特殊目的的探测器只需消耗较少的能量即可定点在这些点附近(如ISEE-3、SOHO).以日-地(月)系的L1点为例,根据其附近的运动特征,探讨定点探测器的发射与轨道控制问题,给出了相应的数值模拟结果,为工程上的实现提供理论依据.     

从近地轨道入轨的载人登月发射窗口分析与设计

为了提高安全性和增加运载能力,现代载人登月将采用人货分运的方式.针对从近地轨道入轨的问题,建立从近地轨道出发,以自由返回轨道为设计目标,满足轨道约束、光照约束和测控约束的发射窗口的计算模型.提出多约束条件下发射窗口选择算法.最后,根据自由返回轨道的特点给出发射窗口仿真算例.研究结果表明,对于给定着月点和近地轨道,载人登月的发射窗口并不是每个月都会出现一次,但在1年中,仍有多次机会可供选择.     

从近地轨道入轨的载入登月发射窗口分析与设计

为了提高安全性和增加运载能力,现代载人登月将采用人货分运的方式。针对从近地轨道入轨的问题,建立从近地轨道出发,以自由返回轨道为设计目标,满足轨道约束、光照约束和测控约束的发射窗口的计算模型。提出多约束条件下发射窗口选择算法。最后,根据自由返回轨道的特点给出发射窗口仿真算例。研究结果表明,对于给定着月点和近地轨道,载人登月的发射窗口并不是每个月都会出现一次,但在1年中,仍有多次机会可供选择。     

三角平动点在深空探测中的应用前景

与共线平动点不同,圆型限制性三体问题中的两个三角平动点在一定条件下,无论是线性意义下还是非线性意义下,都是稳定的,其附近存在着周期与拟周期轨道,在深空探测中有应用前景.该文首先简单介绍三角平动点附近运动的动力学特征,然后以日-(地+月)系和地-月系两个三体系统为例,进一步阐述真实引力模型下三角平动点附近的运动状态,最后以这两个三体系统为例,探讨了三角平动点探测器的发射和定点轨道控制问题.     

经过月球旁近的低能地月转移轨道

基于日、地、月构成的双圆问题(BCP,Bicircular Problem)研究了经过月球旁近的低能地月转移轨道,总结了这些轨道在相空间的分布特点.首先基于BCP模型,利用BCP系统的不变流形,搜索出经过月球旁近的低能地月转移轨道.然后把时间作为非自治系统相空间的增广维度,给出了能够反映出转移轨道在增广相空间分布情况的状态空间图,研究表明转移轨道以族的形式分布于相空间中,并且任意时刻都可以作为此类轨道的出发时刻.最后分析了不同转移轨道族各自速度增量、飞行时间以及系统能量的变化规律,分别得到了速度增量最优轨道族和飞行时间最优轨道族.     

神奇的尤利西斯——太阳探测器

很久以来,科学家们就开始用地面观测设备研究太阳和日地空间环境了。20世纪50年代以后,随着火箭和空间技术的发展,逐渐把太阳观测设备送入空间。但是,这些空间太阳观测设备离地面比较近,基本上还是在黄道面     

“宇宙”1号将扬帆启航

世界第一艘“太阳帆”飞船——“宇宙”1号的首次飞行已经进入了倒计时阶段。由私人投资的“宇宙”1号定于2005年3月1日～4月7日在巴伦支海域的俄罗斯潜艇上发射。届时,“宇宙”1号将由俄罗斯洲际弹道导弹改装而成的“波浪”号火箭送入近极地轨道。     

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。     

“小飞”太空打水漂

2014年10月24日,我国用长征3号丙增强型火箭成功发射了我国探月工程三期再入返回飞行试验器——嫦娥5号飞行试验器,大家都亲切叫它“小飞”。火箭把“小飞”送入了近地点高度为209千米、远地点高度413000千米的地月转移轨道。“小飞”的主要用途是突破和掌握探月航天器再入返回的关键技术,为未来的嫦娥5号月球采样返回任务提供技术支持。11月1日,”小飞”的返回器在内蒙古四子王旗预定区域顺利着陆,从而标志着我国探月工程三期首次再入返回飞行试验获得圆满成功。     

日本SELENE月球探测计划和卫星间多普勒跟踪的数学模型

日本月球探测计划（SELENE）定于2004年夏季利用HIIa火箭发射一组共3颗绕月人造卫星。他们是主卫星、跟踪中断卫星和空间VLBI电波源。其主要科学目标之一是利用对绕月卫星的多普勒跟踪数据精确测定月球重力场,研究月球的起源与演化。SELENE计划中实现这个科学目标的关键技术是引入中继卫星,目的在于当处于低轨道的主卫星飞行到月球背面地面观测站无法观测时,采用卫星间跟踪方法（SST）,建立地面站与主卫星之间的联系,以得到月球背面重力场的直接测量数据。介绍了几种典型的四程卫星间多普勒跟踪模式和相应的数学模型,并针对SELENE计划中采用的特殊四程多普勒跟踪模式建立了卫星相对观测站速度与跟踪信号多普勒频移之间的转换关系。提出了利用GEODYNⅡ定轨分析软件处理SELENE多普勒跟踪数据的流程。