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1.
关于月球低轨卫星运动的两个问题 总被引:2,自引:0,他引:2
对月球低轨卫星的轨道寿命特征和冻结轨道晶状态作了详尽的理论分析,给出它们与轨道倾角之间的关系以及它们相互之间的某种联系,并考虑低轨卫星的主要摄动源,在完整力模型下作了相应的模拟计算,不仅证实了理论分析的正确性,而且为环月运行探测器的轨道设计提供了极有参考价值的数值结果. 相似文献
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月球卫星轨道力学综述 总被引:5,自引:0,他引:5
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。 相似文献
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给出了轨道面接近赤道面的轨旋同步卫星的正常重力场在等势面上分布的展开式,并讨论了潮汐对其正常重力场的影响,利用这一方法,讨论了伽利略卫星正常重力场及其在等势面上的分布,以及木星的潮汐对伽利略卫星的正常重力场的影响,计算表明,潮汐对伽利略卫星的正常重力场影响不大,其径向的影响grt大约是10^-3-10^-5m/s^2的量级,与重力场在经度和纬度方向的分量接近,通过估算,月球的重力场所受到的潮汐影响要比绝大多数伽利略卫星受到的潮汐影响小。 相似文献
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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。 相似文献
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月球物理天平动对环月轨道器运动的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
月球物理天平动是月球赤道在空间真实的摆动,会导致月球引力场在空间坐标系中的变化,从而引起环月轨道器(以下称为月球卫星)的轨道变化,这与地球的岁差章动现象对地球卫星轨道的影响类似.采用类似对地球岁差章动的处理方法,讨论月球物理天平动对月球卫星轨道的影响,给出相应的引力位的变化及卫星轨道的摄动解,清楚地表明了月球卫星轨道的变化规律,并和数值解进行了比对,从定性和定量方面作一讨论. 相似文献
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环月飞行器精密定轨的模拟仿真 总被引:11,自引:2,他引:11
以中国正在实施的探月计划“嫦娥1号”工程为背景,分析了在中国联合S波段(USB)测控网和甚长基线射电干涉(VLBI)跟踪网的现有空间分布、观测精度水平下的环月飞行器精密定轨.采用的方法是模拟仿真计算,即首先模拟观测数据,然后在计入各误差源的影响后进行求解,并对解算结果进行比较.模拟仿真的工具是美国宇航局哥达德飞行中心的空间数据分析软件系统GEODYN.环月飞行的主要误差源是月球重力场,为此首先讨论了目前精度最高的月球重力场模型JGL165P1的(形式)误差.在模拟了测距、测速以及VLBI的时延、时延率数据后,计入月球重力场的误差进行精密轨道确定.定轨时采用了减缩动力学(reduced dynamic)方法,即选用合适的经验加速度参数吸收重力场误差对定轨的影响.结果表明对于一个不将月球重力场作为主要科学目标的探月计划(如“嫦娥1号”),减缩动力学方法是一个简单、有效地提高环月飞行器定轨精度的方法. 相似文献
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本文基于衍射原理对月球边缘具有矩形枵正方形的障碍物计算了衍射图象。结果表明:(α)月球边缘障碍物的影响主要造成附近的费涅尔条纹的下降。(b)当障碍物位于掩星点上时影响最大;当障碍物远离掩星点时,它变得很小甚至无影响。(c)障碍物的影响与障碍物的大小有关。特别是,它强烈领带于障碍物平行月球边缘的那一条边长,如果边长长于47米或短于1米(对波长为λ=0.44μ)时,它将没有影响。因此,这一长度可以看作为判断月球边缘不规则性对月球掩星观测影响的特征长度。 相似文献
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张子进 《中国天文和天体物理学报》1987,(1)
等效原理对天体是否成立?是近年来人们关心的重大课题之一。1981年作者提出的引力质量与惯性质量不相等假说是等效原理失效理论中形式比较具体的一种,本文则是应用它探讨月球的异常运动。按文[1]提出的假说,地球引力质量与它在太阳引力场中的位置和运动状态有关,从而引起月球轨道的大小有季节性变化。地球在近日点附近月轨最小,在远日点附近月轨最大,二者相差86.87厘米。现代激光测距技术和铯原子钟相结合,理应可以对此结果作出明确的判断。 相似文献
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对于改进的Encke方法,选择适当的参考轨道是一个关键.然而,对于人造地球卫星长弧轨道计算,目前所给出的几种参考轨道均需要逐段校正,这将给定轨问题带来附加的复杂性.本文将仔细探讨如何选择参考轨道和减少校正次数. 相似文献
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论初轨计算的最佳精度及二重解 总被引:4,自引:0,他引:4
从最优估计的角度,研究短弧测角资料初轨计算的最佳精度及准最佳精度算法.按照统计理论,对一般的参数估计问题,其估计误差的方差存在Cram’e4-Rao下界,这就是初轨理论的最佳精度;通过大量的模拟计算表明,文[1]中提出参考矢量法,其精度已充分接近C·R下界,且模拟计算轨道统计精度与观测误差成正比,可以认为是一种初轨计算的准最佳精度算法;对于小偏心率情况,发现一个重要的事实:初轨计算有二重解,更准确地说,在M0的左右两个半平面内有真假两个解,偏心率愈小,平近点角M0愈接近±π/2,给出的假解的概率愈大.针对这一情况,提出一种算法,可以给出2个解,其中必定有一个是真解,它有较高的精度. 相似文献
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用 198 4~ 1999年期间的地极坐标序列和两个大气角动量序列 ,分析了不同Chandler周期和品质因子Q的取值对Chandler摆动观测激发的功率谱密度 ,以及观测激发与大气激发之间的相干系数和相干相位的影响。结果表明 ,不同Chandler周期和品质因子Q的取值对观测激发的功率谱密度 ,以及观测激发与大气激发之间的相干系数有很大影响。因此 ,在分析Chandler摆动的观测激发与地球物理激发的关系时 ,不能仅以观测激发与某个地球物理激发序列 (如大气激发 )的更好逼近来选择Chandler摆动的最佳周期 ,因为Chandler摆动是多种地球物理激发共同作用的结果 相似文献
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人造卫星变轨检测算法 总被引:1,自引:0,他引:1
讨论基于多卜勒资料对人造卫星变轨的检测问题,提出对验后残差序列进行等方差检验的算法,判断卫星第1天有否变轨;还提出一种由预报残差序列估计△αk的算法,判断卫星第2、3天有否变轨,当多卜勒资料标准差为0.2厘米/秒时,计算表明,算法能可靠检测轨道半长径α改变3米以上的变轨。 相似文献
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邓幼俊 《紫金山天文台台刊》1999,18(4):375-379
本文用非线性规划方法探讨了初轨确定问题。测角观测误差看作为参数的微摄动,而非线性规划的灵敏性分析模型(fhp) 建立在无摄动的情况下。由此,得出了在一阶近似下轨道根数计算值和测角观测误差值间关系的分析表达式。 相似文献