航天概论-第三讲 航天器运行轨道

航天器总体设计

航天器总体设计 （无平时成绩，考试试卷满分制，内容为21题中抽选13题）1、航天器研制及应用阶段的划分。 主要划分为工程论证、工程研制、发射、在轨测试与应用四个阶段。 1）工程论证阶段：开展任务分析、方案可行性论证工作。 2）工程研制阶段：包括方案设计阶段、初样设计与研制阶段、正样设计与研制阶段。 3）发射阶段：发射场测试及发射。 4）在轨测试与应用阶段：在轨测试阶段、在轨应用阶段。 2、航天工程系统的组成及各自的任务。 组成：航天工程系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。 任务： 1）航天器：指在地球大气层以外的宇宙空间执行探索、开发和利用太空以及地球以外天体的特定任务飞行器，又称空间飞行器。 2）航天运输系统：指在地球和太空之间或在太空中运送航天器、人员或物资的飞行器系统，包括运载器、运输器、轨道机动飞行器和轨道转移飞行器等。 3）航天发射场：系指发射航天器的基地，包括测试区、发射区、发射指挥控制中心、综合测量设施、勤务保障设施等。 4）航天测控网：系指对航天运输系统、航天器进行跟踪、测量、监视、指挥和控制的综合系统，包括发射指挥控制中心、测控中心、航天指挥控制中心、测控站和多种传输线路及设备。 5）应用系统：系指航天器的用户系统，一般是地面应用系统，如各类应用卫星的地面应用系统、载人航天器的地面应用系统、空间探测器的地面应用系统。 3、航天器总体设计概念及主要阶段划分。 概念：航天器总体设计是指为完成航天任务规定的目标所开展的以航天器为对象的一系列设计活动。 主要阶段划分：主要分为任务分析、总体方案可行性论证、总体方案设计、总体详细设计四个阶段。总体详细设计又分为总体初样设计和总体正样设计。 4、航天器总体设计的基本原则。 满足用户需求的原则、系统整体性原则、系统层次性原则、研制的阶段性原则、创新性和继承性原则、效益性原则。 5、航天器技术从成熟程度上可分为哪四类技术，各自的含义。 1）成熟技术：已经过在轨飞行考验，沿用原有的分系统方案、部件、电路和结构。 2）成熟技术基础上的延伸技术：在成熟技术基础上需要进行少量修改设计的分系统方案、部件、电路和结构。 3）不成熟技术（关键技术）：必须经过研究、生产和试验（攻关）后才能在卫星上应用的技术。

亚轨道飞行器返回轨道设计研究

第２５卷第３期 计算机仿真２００８年３月文章编号：１００６—９３４８（２００８）０３—００５６—０３ 亚轨道飞行器返回轨道设计研究 李海城，唐硕 （西北工业大学航天学院，陕西西安７１００７２） 摘要：返回轨道设计关系着亚轨道飞行器能否安区返回。亚轨道飞行器的返回过程不同于航天飞机的返回过程。针对亚轨道飞行器的返回轨道的特点和要求，将基准返回轨道分成常数倾斜角飞行段和解析表达式飞行段进行设计。在常数倾斜角飞行段，采用常数倾斜角控制；在解析表达式飞行段，采用解析表达式来代替飞行高度速度剖面。已知返回点和末端能量管理人口的高度、速度，在满足飞行约束条件下，设计基准返回轨道，并对求得的基准轨道进行跟踪对比。算例表明，给出的亚轨道飞行器返回轨道设计方法是可行的。 关键词：返回轨道；亚轨道飞行器；常数倾斜角飞行段；解析表达式飞行段 中图分类号：Ｖ４１７＋．６文献标识码：Ｂ ＲｅｓｅａｒｃｈｏｎＲｅｔｕｒｎＴｒａｊｅｃｔｏｒｙＤｅｓｉｇｎｏｆＳｕｂ－—ＯｒｂｉｔａｌＶｅｈｉｃｌｅ ＬＩＨａｉ—ｃｈｅｎｇ．ＴＡＮＧＳｈｕｏ （ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ’ａｎＳｈａｎｘｉ７１００７２，Ｃｈｉｎａ） ＡＢＳＴＲＡＣＴ：Ｒｅｔｕｒｎｔｒａｊｅｃｔｏｒｙｄｅｓｉｇｎｉｓｒｅｌａｔｅｄｔｏｔｈｅｓａｆｅｒｅｔｕｒｎｏｆｔｈｅｖｅｈｉｃｌｅ．Ｔｈｅｒｅｔｕｒｎｐｒｏｃｅｓｓｏｆｓｕｂ—ｏｒｂｉｔａｌｖｅｈｉｃｌｅｉｓｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｏｔｈａｔｏｆｔｈｅｓｐａｃｅｓｈｕｔｔｌｅ．Ａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃａｎｄｄｅｍａｎｄｏｆｔｈｅｓｕｂ—ｏｒｂｉｔａｌｖｅｈｉ－ｃｌｅ．ｔｈｅＩｅｌ．ｅｒｅｎｃｅｒｅｔｕｒｎｔｒａｊｅｃｔｏｒｙｗａｆｔｄｉｖｉｄｅｄｉｎｔｏｃｏｎｓｔａｎｔ—ｂａｎｋｐｈａｓｅａｎｄａｎａｌｙｔｉｃａｌｒｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｏｎｐｈａｓｅ．Ｔｈｅｅｏｒｍｔａｎｔ—ｂａｎｋａｎｇｌｅＷａＳｕｓｅｄｉｎｃｏｎｓｔａｎｔ—ｂａｎｋｐｈａｓｅ，ｗｈｉｌｅａｎａｌｙｔｉｃａｌｒｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｏｎｗａｓｕｓｅｄｔｏｒｅｐｌａｃｅｔｈｅａｌｔｉ?ｒｏｄｅ—ｖｅｌｏｃｉｔｙｐｒｏｆｉｌｅｉｎａｎａｌｙｔｉｃａｌｒｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｏｎｐｈａｓｅ．Ｔｈｅａｌｔｉｔｕｄｅａｎｄｖｅｌｏｃｉｔｙｏｆｒｅｔｕｍｐｏｉｎｔａｎｄｔｅｍ＿Ｉｉｎａｌ ａ瑚ｅｎｅｒｇｙｍａｎａｇｅｍｅｎｔｗｅｒｅｋｎｏｗｎ．ｔｈｅｎｔｈｅｒｅｆｅｒｅｎｃｅｒｅｔｕｒｎｔｒａｊｅｃｔｏｒｙｉｎａｃｃｏｒｄａｎｃｅｗｉｔｈｔｈｅｃｏｎｓｔｒａｉｎｔｓｗ阳ｄｅｓｉｇｎｅｄａｎｄｔｈｅｃｏｍｍａｎｄｅｄｔｒａｊｅｃｔｏｒｙｃａｌｖｅＷ［Ｌｑ，ｏｂｔａｉｎｅｄ．Ｔｈｅｅｘａｍｐｌｅｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅｄｔｈａｔｔｈｅｍｅｔｈｏｄｇｉｖｅｎｉｓｆｅａｓｉｂｌｅ． ＫＥＹＷＯＲＩ）ｓ：Ｒｅｔｕｒｎｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ；Ｓｕｂ?－ｏｒｂｉｔａｌｖｅｈｉｃｌｅ；Ｃｏｎｓｔａｎｔ－?ｂａｎｋｐｈ￡Ｌｑｅ；Ａｎａｌｙｔｉｃａｌｒｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｏｎｐｈａｓｅ １引言 航天器的返回轨道设计关系着它能否安区返回。而安全返回是指在假定着陆系统正常工作的条件下，飞行器器能够在返回走廊内进入大气层，通过大气层时的最大减速过载及其维持时问在规定的范围内，产生的热量不会损坏飞行器，以及返回器能在指定的区域或地点着陆。在返回走廊内飞行时，要满足过载、热流、总吸热量等约束限制。因此，对返回段的设计，主要是对返回走廊的设计。 目前的亚轨道飞行器返回轨道设计方法大都借用航天飞机或者卫星的返回轨道设计方法，通过飞行约束设计返回走廊来确定飞行轨迹。但由于亚轨道飞行器的返回高度和速度比轨道飞行器的小的多，且时问短，在返回时高度下降快，因此刚开始不满足平衡滑翔飞行。由于与轨道飞行器和弹头返回轨迹有很大差别，亚轨道飞行器的返回轨道设计不能直接应用原有的返回轨道设计方法，因此需要研究一种返 收稿日期：２００７—０２—０９修回日期：２００７—０３—１０ —５６一 回轨道设计方法，适用于亚轨道飞行器返回轨道的设计。由于同时控制攻角和倾斜角比较困难，因此首先给定控制攻角规律。然后将返回轨道分为常数倾斜角飞行段和解析表达式飞行段两部分进行设计。在开始段采用常数倾斜角，可以满足刚开始高度下降快，同时受热不太大；第二段采用解析表达式可以使飞行器在飞行时满足各飞行约束限制。通过设计的轨道解算出控制倾斜角。根据解算的控制角，对基准轨道进行跟踪，获得跟踪轨道，对其进行对比分析。结果显示方法是可行的。 ２问题综述 ２．１动力学模型 亚轨道飞行器在返回时。无推力，因此在旋转坐标系中建立其运动方程。忽略地球旋转带来的科氏加速度，则其运动方程为： ｉ＝ｖｓｉｎｙ（１） 匆：塑掣（２） 　万方数据万方数据

航天器制导与控制课后题答案(西电)

航天器制导与控制课后题答案(西电) 1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？ 航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正 常工作。 1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么? 概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的 再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中,

可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。 1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。 姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天 器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在 某一参考空间的方向。 1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。 主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来 源不同。被动控制: 其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制: 包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控 制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。 2.1 利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N 体引力时的运动方程, 并阐述简化为二体相对运动的合理性。 （1）解：牛顿万有引力定律：??r Fg??GMm

航天器气动力辅助变轨方法研究2

航天器气动力辅助变轨方法研究 1.1研究的背景和意义 未来的载人空间站系统是以空间站为核心，由同轨平台、极轨平台、自由飞行卫星及空间交通工具——轨道机动飞行器组成。轨道机动或转移航天器往返于空间站与平台、卫星等飞行器之间，他们的变轨可用冲量或连续推力方式，但是耗能比较大，而气动力辅助轨道转移可成为节省燃料的变轨方案。气动力辅助轨道转移概念的提出始于六十年代，1961年H.London在美国宇航学会上正式提交了一份论文，论证了气动力辅助轨道转移的意义与可行性。自此 揭开了气动力辅助轨道转移研究的序幕，四十多年来，世界各航天器气动力辅助变轨方法研究 国的许多专家学 者都参与了这一具有重大发展前景的课题的研究，尤其是自九十年代以后，关于气动力辅助轨道转移的研究掀起了一个热潮，从各个方面对气动力辅助轨道转移问题进行了研究。 AOT(Aeroassisted Orbit Transfer)的概念最早由London提出的，并由其论证了实现的可行性。所谓气动力辅助轨道转移，是把纯冲量变轨与气动力 变轨结合起来，在整个变轨飞行中插入大气飞行段。在该段飞行中借助气动力完成部分变轨(改变轨道平面或高度)，最终以最小耗能等技术指标完成全部变轨要求。 气动力辅助变轨与冲量变轨或者连续推力变轨比较，主要差别是：在完成高能量到低能量轨道转移时，前者能量消耗主要靠气动力，后者主要靠燃料的喷射；在完成轨道平面变换时，前者以气动力为辅助手段完成部分轨道倾角变化，后者主要靠燃料的反作用改变倾角；在设计转移轨道时，前者需要有意插入一段大气层内轨道转移，后者则无此要求。气动力辅助变轨主要适用于低地轨道和同步地球轨道或者其他深空高轨道之间的往返联系以及大轨道平面倾角变化的异面轨道变轨。 AOT变轨方式由于有效的利用了航天器环绕星球上的大气这种自然资 源，借助气动力减少了燃料消耗，从而使飞行器获得了较大的有效载荷比。由于这种变轨方式可以大大节省变轨所需的燃料，因此普遍认为AOT是未来空 间运输的很重要的手段之一。我国将要发展先进的空间运输系统，利用以上技术会带来巨大的经济效益。因此这也就是研究气动力辅助轨道转移这个课题的原因。 1.2气动力辅助变轨发展 1.2.1气动力辅助变轨过程及应用 1961年Howard London在美国宇航学会第二十九届年会上正式提交了一份论文，论证了应用AOT的意义和可行性。四十多年来，美、欧等国家的许 多专家、学者都在从事着方面的研究，在我国这项技术还处于起步阶段，在近些年来，哈尔滨工业大学、北京航空航天大学和西北工业大学等单位的部分专

航天器的发展史

航天器的发展史 【摘要】本文文首先简要介绍了航天器的基本概念和特征，然后 ,阐述了航天器的分类，并对三种载人航天器做了简单的对比，重点概括了航天器的发展历史，包括卫星、空间探测器、载人航天飞船和国际空间站的发展过程，简要分析了各种航天器发展过程中的技术进步。最后 ,对航天器的发展目标和前景作了展望。 【关键词】航天器卫星空间探测器载人航天器发展历史 【引言】航天技术“是高度综合的现代科技 ,是许多最新科技成就的集成 ,对国家现代化和社会进步有宏观促进作用 ,高投入、高风险和高效益是其特点，航天器的发展体现了一个国家的综合科技水平”。航天器的发展是人类的对外太空奥秘探索的进步，是人类发展和认知的进步。航天器的发展是紧紧依赖于各学科的发展的，材料、动力学等自然学科对它们的发展有直接的关键的影响，航天器的进步也是科学的进步，标志着新型能源、新型材料的发展日趋成熟。 1航天器基本介绍 航天器，又称空间飞行器、太空载具等，是指在地球大气层以外的宇宙空间中，基本按照天体力学的规律运动的各种飞行器。载人航天器家族中有三个成员：载人飞船、空间站和航天飞机。 航天器大多不携带飞行动力装置，依靠运载火箭，通常为第二级火箭提供的初速来运动。运载火箭在燃料耗尽后就自动分离，向地球下落；航天器或者进入绕地球轨道，或者在给以动量情况下，继续飞向太空目的地。在极高真空的宇宙空间航天器靠惯性自由飞行。航天器的运动速度为八到十几公里每秒。 绝大多数航天器为无人飞行器，各系统的工作要依靠地面遥控或自动控制。航天员对载人航天器各系统的工作能够参与监视和控制，但是仍然要依赖于地面指挥和控制。航天器控制主要是借助地面和航天器上的无线电测控系统配合完成的。 航天器的电源不仅要求寿命长，比能量大，而且还要功率大，从几十瓦到几千瓦。[1]它使用的太阳电池阵电源系统、燃料电池和核电源系统都比较复杂，涉及到半导体和核能等项技术。航天器轨道控制和姿态控制系统不仅采用了很多特有的敏感器、推力器和控制执行机构以及数字计算装置等，而且应用了现代控制论的新方法，形成为多变量的反馈控制系统。 2航天器的分类 [2]航天器分为无人航天器和载人航天器。无人航天器按是否环绕地球运行分为人造地球卫星和空间探测器。通常,航天器分为人造地球卫星、空间探测器和载人航天器。 2.1 人造地球卫星 简称人造卫星，是数量最多的航天器,约占航天器总数的90％以上。它按用途分为科学卫星、应用卫星和技术试验卫星。科学卫星用于科学探测和研究，应用卫星是直接为国民经济和军事服务的人造卫星，按是否专门用于军事应用卫星又可分为军用卫星和民用卫星，[3]军用航天器包括军用卫星、天基武器和执行军事使命的载人航天器，有许多应用卫星是军民兼用的。 2.2 空间探测器 又称深空探测器，按探测目标分为月球探测器、行星和行星际探测器。各种

航天器轨道力学实验一

实验一卫星轨道参数仿真 一、实验目的 1、了解STK的基本功能； 2、掌握六个轨道参数的几何意义； 3、掌握极地轨道、太阳同步轨道、地球同步轨道等典型轨道的特点。 二、实验环境 卫星仿真工具包STK 三、实验原理 （1）卫星轨道参数 六个轨道参数中，两个轨道参数确定轨道大小和形状，两个轨道参数确定轨道平面在空间中的位置，一个轨道参数确定轨道在轨道平面内的指向，一个参数确定卫星在轨道上的位置。 ? 轨道大小和形状参数： 这两个参数是相互关联的，第一个参数定义之后第二个参数也被确定。 第一个参数第二个参数 semimajor axis 半长轴Eccentricity 偏心率 apogee radius 远地点半径perigee radius 近地点半径 apogee altitude 远地点高度perigee altitude 近地点高度 Period 轨道周期Eccentricity 偏心率 mean motion平动Eccentricity 偏心率

图1 决定轨道大小和形状的参数 ?轨道位置参数： 轨道倾角（Inclination）轨道平面与赤道平面夹角 升交点赤经（RAAN）赤道平面春分点向右与升交点夹角 近地点幅角（argument of perigee）升交点与近地点夹角 ?卫星位置参数： 表1 卫星位置参数 （2）星下点轨迹 在不考虑地球自转时，航天器的星下点轨迹直接用赤经α、赤纬δ表示（如图2）。直接由轨道根数求得航天器的赤经赤纬。

图2 航天器星下点的球面解法 在球面直角三角形SND 中： ?? ???+==??+Ω=+==)tan(cos tan cos tan )sin(sin sin sin sin f i u i f i u i ωαα αωδ （1） 由于地球自转和摄动影响，相邻轨道周期的星下点轨迹不可能重合。设地球自转角速度为E ω，t 0时刻格林尼治恒星时为0G S ，则任一时刻格林尼治恒星时G S 可表示成： )(00t t S S E G G -+=ω （2） 在考虑地球自转时，星下点地心纬度? 与航天器赤纬δ仍然相等，星下点经度（λ）与航天器赤经α的关系为： ???=---=-=δ ?ωααλ)(00t t S S E G G （3） 将（1）代入上式，得到计算空间目标星下点地心经纬度()?λ,的公式，即空间目标的星下点轨迹方程为： ? ???=---?+Ω=)sin arcsin(sin )()tan arctan(cos 00u i t t S u i E G ?ωλ （4） 其中? 为星下点的地理纬度，λ 为星下点的地理经度，u 是纬度幅角，ωE 为地球自转角速度。由（4）中的第二式可知，i =90?时，? 取极大值?max 。i =-90?时，? 取极小值

实验一 航天器轨道计算

实验一航天器轨道要素与空间位置关系 一、实验目的 1.了解航天器轨道六要素与空间位置的关系。 2.掌握航天器轨道要素的含义。 二、实验设备 安装有Matlab的计算机。 三、实验内容 1．实验原理 航天器的六个轨道要素用于描述航天器的轨道特性，有明显的几何意义。它们决定轨道的大小、形状和空间的方位，同时给出航天器运动的起始点。这六个轨道要素分别是： ①轨道半长轴(a)：它的长度是椭圆长轴的一半，可用公里或地球赤道半径或天文单位为单位。根据开普勒第三定律，半长轴与运行周期之间有确定的换算关系。 ②轨道偏心率(e):为椭圆两焦点之间的距离与长轴的比值。偏心率为0时轨道是圆;偏心率在0～1之间时轨道是椭圆,这个值越大椭圆越扁；偏心率等于1时轨道是抛物线;偏心率大于1时轨道是双曲线。抛物线的半长轴是无穷大,双曲线的半长轴小于零。 ③轨道倾角(i)：轨道平面与地球赤道平面的夹角，用地轴的北极方向与轨道平面的正法线方向之间的夹角度量，轨道倾角的值从0°～180°。倾角小于90°为顺行轨道，卫星总是从西(西南或西北)向东(东北或东南)运行。倾角大于90°为逆行轨道，卫星的运行方向与顺行轨道相反。倾角等于90°为极轨道。 ④升交点赤经(Ω):它是一个角度量。轨道平面与地球赤道有两个交点，卫星从南半球穿过赤道到北半球的运行弧段称为升段，这时穿过赤道的那一点为升交点。相反，卫星从北半球到南半球的运行弧段称为降段，相应的赤道上的交点为降交点。在地球绕太阳的公转中，太阳从南半球到北半球时穿过赤道的点称为春分点。春分点和升交点对地心的张角为升交点赤经,并规定从春分点逆时针量到升交点。轨道倾角和升交点赤经共同决定轨道平面在空间的方位。

临近空间飞行器细分领域详解及市场发展潜力..

一、临近空间的概念 临近空间是指介于普通航空飞行器最高飞行高度和天基卫星最低轨道高度之间的空域。天基卫星的最低轨道约为200km，航空飞机的最大飞行高度约为20km，但从应用上讲，由于100km以下为临近空间飞行器的主要活动区域，故在国内一般定义临近空间为离地球表面约20-120km的空域，美军定义为20-100km的空域。过去所称的“近空间”、“亚轨道”、“空天过渡区”、“亚太空”、“超高空”或“高高空”等区域，都是指临近空间。 图表临近空间区域划分 资料来源：产研智库 二、临近空间飞行器综述 所谓临近空间飞行器，顾名思义是指能够飞行在临近空间执行特定任务的一种飞行器，既能比卫星提供更多更精确的信息（相对于某一特定区域），并节省使用卫星的费用，又能比通常的航空器减少遭地面敌人攻击的机会。临近空间飞行器能快速飞行在敌方战区上空而不易被敌方防空监视系统发现，从而为作战指挥官提供不间断的监视情报，以增强其对战场情况的了解能力。部署这种高空飞行器，成本低、时间快，适合现代战争的需求。 图表临近空间飞行器的设计思想、特点与关键技术 资料来源：产研智库

三、临近空间飞行器发展优势 民用领域以通信监测领域为例，与卫星相比，临近空间飞行器造价明显低于卫星，载荷能力超过卫星的2倍，延迟时间、衰减更小，且可以多次回收、重复利用。 图表临近空间飞行器与通信卫星的比较优势 资料来源：产研智库 除此之外，临近空间飞行器还具有一下优势： （一）持续工作时间长。 传统飞机的留空时间以小时为单位，临近空间飞行器的留空时间则以天为单位，目前正在研制的临近空间平台预定留空时间长达6个月，规划中的后续平台预定留空时间可达1年以上，易于长期、不间断地获得情报和数据，可对紧急事件迅速做出响应，而且人员保障少、后勤负担轻。 （二）覆盖范围广。 临近空间飞行器的飞行高度在传统飞机之上，其侦察覆盖范围比传统飞机要广得多。 （三）生存能力强。 气球或软式飞艇的囊体采用非金属材料而且低速运行，雷达和热反射截面很小，传统的跟踪和瞄准办法不易发现。与传统飞机相比，气球或软式飞艇的缺点是：充灌氦气的时间较长，在充气时需要保持稳固，有时还需要占用机库；在放飞、通过平流层上升、下降、回收和放气的过程中，由于其庞大的体积，容易受到风和湍流的影响。 四、临近空间飞行器军事用途

航天器的分类与信息系统的应用

浅谈飞机和航天器的分类以及信息系统在航空航天中的应用 学院：政治与公共管理学院 专业：信息管理与信息系统 学号：2011126010007 姓名：董晓 指导教师：朱波 2012年5月11日

目录 一、摘要 (3) 二、关键字 (3) 三、正文 航天器的概念 (3) 航天器的分类 (3) 飞机的概念 (4) 飞机的分类 (4) 信息技术的概念 (5) 信息技术与航空航天的关系及应用 (5) 四、总结 (8) 五、参考文献 (9)

一、摘要 随着社会与科技地不断进步，人类的活动空间逐渐开始由陆地和海洋向着更加高远的天空进发。现在，人类的活动范围已经历了从陆地到海洋，从海洋到大气层空间，再从大气层空间到太空的逐步发展过程。人类活动范围的每一次扩展都是一次伟大的飞跃。由陆地到海洋的发展极大的促进了欧洲国家的发展，使历史进程与世界格局发生了巨大的变化。因此我们可以肯定，航空航天技术的进步必将更大的推动整个人类的发展。而作为航天技术的直接体现者和航天活动的承担者，各种各样的航天器在航空航天领域起着举足轻重的作用。而现代信息技术的发展又对航空航天的发展起到了巨大的推进作用。因此研究航天器的分类以及信息技术在其中所起的作用有着重要的意义。 二、关键字 航空航天、航天器、信息技术、飞机、计算机 三、正文 1、航天器的概念 航天器又称空间飞行器、太空飞行器。按照天体力学的规律在太空运行，执行探索、开发、利用太空和天体等特定任务的各类飞行器。由于航天器在地球大气层以外运行，摆脱了大气层及重力的阻碍，从而大大拓宽了人们的认知和活动空间。 2、航天器的分类 航天器有着多种分类标准。航天器具有多种分类方法，即可以按照其轨道性质、科技特点、质量大小、应用领域和是否载人进行分类。其中按照是否载人的分类方法是最常见的分类方法。 按照是否载人分为无人航天器和载人航天器，无人航天器按是否环绕地球运行又可分为人造地球卫星和空间探测器。 人造地球卫星，简称人造卫星，是数量最多的航天器，约占航天器总数的90％以上。它按用途分为科学卫星、应用卫星和技术试验卫星。科学卫星用于科学探测和研究；应用卫星是直接为国民经济和军事服务的人造卫星，按用途分为通信卫星、气象卫星、侦察卫星、导航卫星、测地卫星等；技术试验卫星则是利用太空真空、微重力和强辐射的特殊环境对某些难以在地球上实验的特殊技术进行研究实验的卫星，在生物工程领域的应用十分广泛。 空间探测器，又称深空探测器，按探测目标分为月球探测器、行星探测器行星际探测器。各种行星和行星际探测器分别用于探测金星、火星、水星、木星、土

航天器的姿态与轨道最优控制

航天器的姿态与轨道最优控制 董丽娜唐晓华吴朝俊司渭滨(第八小组) （西安交通大学电气工程学院，陕西省，西安市 710049） 【摘要】从航天器的轨道运动学方程出发, 运用线性离散系统最优控制理论, 提出了一种用于航天器轨道维持与轨道机动的最优控制方法, 建立了相关的最优控制模型并给出了求解该模型的算法。仿真计算结果表明, 本文提出的最优控制方法是正确和可行的。 【关键词】航天器轨道保持轨道机动最佳控制 Optimal Control of Spacecraft State and Orbit Dong LiNa，Tang XiaoHua，Wu ChaoJun，Si WeiBin （EE School of Xi’an Jiaotong university，Xi’an, Shannxi province, 710049）【Abstract】This paper provides a new optimal control method for orbital maintenance and maneuver ,which begins with the kinetics equation of spacecraft and is based on the linear discrete optimal control theory , establishes the relative optimal control model and gives its solution. The simulation results show that the given optimal control method in this paper is correct and feasible. 【Key word】Spacecraft ，Orbital keeping ，Orbital maneuver ，Optimal control 1 引言 一般地,常见的航天器有:运载火箭、人造卫星、载人飞船、宇宙飞船、空间站等。宇宙飞船也称太空飞船，它和航天飞机都是往返于地球和在轨道上运行的航天器（如空间站) 。

航天器的控制系统

航天器的控制系统 航天学院 151220205 李欢 一、关于控制的基础知识 系统是能够在一起协同工作并产生输出的所有部分的集合。系统具有输入（进入系统的东西）、输出（从系统中发出的东西）和把输入变成输出的处理过程。对于航天器的任务而言，任务的成败取决于各种子系统的输出，因而我们最关心控制系统。最简单的控制系统是一种开环式的，输入生成输出，但不能动态调整输入来控制输出。而闭环控制系统，也叫反馈控制系统，能很好地保证得到想要的输出。因为它能感知输出（得到的）,将它与想要的输出（想得到的）进行比较，并根据需要调整输入。 所有控制系统必须实现的四个基本任务: 1.理解系统的行为——装置是如何对包括环境输入在内的输入产生反应来生成输出的,这也被称为装置模型; 2、观察系统的当前状态——利用传感器； 3、决定做什么——控制器的作用； 4、执行——利用执行器。 姿态确定就是根据姿态测量元件提供的测量信息（含有噪声）求出姿态角和角速度，其精度与测量元件的精度、安装方式和信息处理的方法有关。姿态确定航天器在空间的指向方位，同时，发射航天器需要控制它们的姿态以进入正确的轨道。通常用角度来定义航天器的姿态，用以飞行器为中心的本体坐标系的旋转角度来描述姿态，常以滚动角、俯仰角和偏航角给出。 为了观察系统姿态，并将这些观察结果转换成控制器能处理的信号，航天器都有一个内置姿态传感器系统。它利用两个参照点来确定航天器在三维空间里的姿态。 执行特定飞行使命的航天器需按特定的轨迹运动，为满足这个要求常需对轨道进行控制。这种控制包括利用航天器的推进系统产生的反作用推力的主动控制及利用客观存在的外力（如地球引力、气动力、太阳辐射压力及其他行星的引力等）的被动控制。对航天器的质心施加外力，以改变其运动轨迹的技术，实现航天器轨道控制的装置的组合称为航天器轨道控制系统。 航天器的轨道一般由主动飞行段和自由飞行段组成。主动飞行段是航天器变轨发动机的点火段，变轨发动机熄火后是自由飞行段。航天器在脱离运载火箭后便进入自由飞行段。如果要改变它的轨道，就要插入主动飞行段。

航天器的基本知识

航天器发展史 专业：10-221 学号：3042010039 姓名：王东航天器的基本知识 “在太空基本上按照天体力学规律运行，具有一定功能并执行一定任务的飞行器，称为航天器。航天器包括人造卫星、载人航天器(载人飞船、空间站和航天飞机)和空间探测器(月球探测器、行星探测器等)三大类。世界上第一个航天器是苏联 1957 ”年10月4日发射的“人造地球卫星 1号”，第一个载人航天器是苏联航天员加加林乘坐的东方号飞船，第一个把人送到月球上的航天器是美国“阿波罗 11 号”飞船，第一个兼有运载火箭、航天器和飞机特征的航天飞机是美国“哥伦比亚号”航天飞机。至今，航天器还都是在太阳系内运行。通常，航天器分为人造地球卫星、空间探测器和载人航天器。人造地球卫星，简称人造卫星，是数量最多的航天器，约占航天器总数的 90％以上。空间探测器，又称深空探测器，按探测目标分类。载人航天器，按飞行和工作方式分为载人飞船、航天站和航天飞机。航天飞机既是航天器又是可重复使用的航天运载器。航天器在天体引力场作用下的运动方式主要有两种：环绕地球运行和飞离地球在行星际空间航行。环绕地球运行轨道是以地球为焦点之一的椭圆轨道或以地心为圆心的圆轨道。行星际空间航行轨道大多是以太阳为焦点之一的椭圆轨道的一部分。航天器克服地球引力在空间运行，必须获得足够大的初始速度。在地球表面的环绕速度，称为第一宇宙速度。高度越高，所需的环绕速度越小。航天器在空间某预定点脱离地球进入行星际飞行必须达到的最小速度叫做脱离速度，又叫逃逸速度。预定点高度不同，脱离速度也不同。在地球表面的脱离速度称为第二宇宙速度。从地球表面发射飞出太阳系的航天器所需的速度称为第三宇宙速度。 一、火箭技术 火箭是人类实现航天的重要工具，无论是载人飞船还是人造卫星，都需要火箭作为运输载体。中国三国时期就出现一种带火的箭，即在箭杆前部绑有易燃物，点燃后用弓弩射出，称为火箭。后来火箭在古代中国逐渐发展为多种构造，如神火飞鸦，火龙出水等。19 世纪末 20 世纪初，随着科学技术的进步，近代火箭技术和航天飞行发展起来，先驱者的代表人物有前苏联的齐奥尔科夫斯基，美国人戈达德和德国奥伯特。齐奥尔科夫斯基毕生从事火箭技术和航天飞

航天器供电系统简介

航天器电源系统 名词术语 主电源与副电源：有些航天器的供电系统不只一套，使命期中长期供电的称为主电源，仅用于短期峰值功率补充供电或应急备用等情况的，称为副电源（或辅助电源）。 一次电源与二次电源：供电系统主母线输出的电能称为一次电源，我国航天工程师习惯将供电系统称为一次电源（系统）。由于配电系统的主要部件是电源变换器，因此我国航天界也习惯将电源变换器称为二次电源（设备），或将电源变换器输出的电能称为二次电源。 原生电源与再生电源：供电系统中输出原始电能的装置，称为电能源。原生电源通常指电能源。再生电源即贮能装置，习惯上也指从贮能装置输出的电能。 原电池与蓄电池：原电池是指电极火星物质的电化学反应可逆性较差，不能进行有效再充电的电池，亦称为一次电池。原电池可作为电能源使用。蓄电池是指以化学能的形式贮存电能并能将化学能直接以电能形式释放的、可进行多次充放电循环的电化学装置，亦称为可充电池或二次电池，可作为贮能装置使用。 电能源与贮能装置 电能源是航天器中输出原始电能的装置，亦称为“原生电源”。工作寿命短的航天器可采用原生电池作为电能源。常用的电能源有银锌电池、化学动力系统、燃料电池、放射性同位素热点系统或动力系统、核动力系统、太阳电池阵以及太阳动力系统等。比功率或（与）能量密度是电能源的一项重要的性能指标，它与电源系统的重量有关。虽然重量不一定是电源系统最佳化的最起作用的驱动因素，但与航天器的发射费用及运载器的运输能力有直接关系。 原电池以较高的能量密度著称，但一般不能再充电，通常适用于短期飞行任务（几天、十几天）。最常用的原电池是银锌电池，它有很高的能量密度。“水星”飞船以及“阿波罗”登月舱应用了银锌电池。在长寿命空间系统中，原电池可作为副电源应用，主要为火工品点火与伸展装置的启动提供电功率。对于有特高功率需求的短期飞行任务（如月球表面钻探），可应用化学动力系统为副电源，如开式循环单组元或双组元推进剂往复运动装置。近几年来，锂电池已在太空使命中应用。在现有的空间原电池中，锂电池有很高的能量密度。 贮能装置可称为“再生电源”，如蓄电池（常用镍镉电池与镍氢电池）、再生式燃料电池、以及飞轮等。蓄电池的能量密度比原电池要低很多，且受放电深度的限制，可以利用的能量密度（能量密度与放电深度之积）更低。飞轮的能量密度与蓄电池差不多，但可用能量密度比较高，可达30Wh/kg。 在太阳光电源系统中，太阳电池阵是电能源，即电能生成装置，蓄电池是贮能装置。太阳电池阵与蓄电池组发出的电能，在功率调节与控制系统作用下，其电压值调制为额定的母

低轨道空间带电粒子分布特征与航天器安全

低轨道空间带电粒子分布特征 与航天器安全 王春琴 （中国科学院空间科学与应用研究中心北京 100190） 摘要: 许多科学实验卫星、空间站的运行轨道高度大都为几百公里，为空间近地轨道。近 地空间存在着各种成分、不同能量的带电粒子，以不同方式对航天器的安全构成威胁。虽 然已有辐射带模型用以适应航天器的设计需要，但模型在反映带电粒子动态变化上存在局 限性。利用我国1999年-2007年期间低轨道部分卫星探测数据，总结近几年低轨道空间 粒子辐射特征，充分认识低轨道空间环境及其效应，不仅为航天器的正常运行及航天器最 佳设计提供必要的参考，也为开展科学研究提供重要依据。 关键字：低轨道；带电粒子；航天器安全 0前言 许多科学实验卫星、空间站的运行轨道高度大都为几百公里，为空间近地轨道。近地轨道空间 存在着多种成分、不同能量的带电粒子，带电粒子在轨道空间分布不均匀、随时间变化复杂多样， 它们会对轨道上的航天器及其内部电子设备,产生一系列物理、化学和生物效应,影响其在轨正常工作，甚至会对宇航人员造成辐射损伤，危及宇航员的生命。近地轨道空间带电粒子主要来自辐射带 捕获粒子、高纬极区沉降粒子、太阳宇宙线及银河宇宙线。自60年代初期开始,美国NASA就根据 卫星观测资料开始编制辐射带的模型，并随着不断的改进和完善，形成了一系列的辐射带质子、电 子模型，以满足适应航天器设计的需要。但模型不反映带电粒子的瞬时扰动变化，且在数据覆盖区域、观测对象范围及时间等方面有一定的局限性。因此，对于航天器的最佳设计需要更多的现时探 测数据结果提供参考，同时模型需要更多的现时探测数据进一步发展完善。 本文主要利用国内低轨卫星高度约580~800km左右轨道上运行的星载空间环境监测器获得的带电粒子探测数据，分析讨论低轨道空间粒子分布特征，深入了解低轨道空间粒子环境。数据时间范围在1999年5月至2007年近一个太阳活动周期。 1辐射带捕获粒子分布特征 内辐射带位于赤道上空，海拔约 600－10000km 之间，其纬度边界约40o。内辐射带在南大西洋上空（西经40o），由于那里的磁场强度弱，磁力线的磁镜点高度低，其下界降到海拔200km左右，形成负 483

航天器轨道机动研究

本科毕业设计论文 题目航天器轨道机动研究 专业名称 学生姓名 指导教师 毕业时间2014年6月

毕业 任务书 一、题目： 航天器轨道机动研究 二、指导思想和目的要求： 航天器轨道机动已经广泛应用在航天器入轨和轨道保持等领域，但随着空间科学的不断发展，多个航天器之间的交会与轨道机动已经成为技术上需要重点研究的对象，本课题将对这一领域进行深入研究，希望通过该毕业设计，学生能达到： 1. 掌握Hohmann 转移、Lambert 转移的原理与实例。 2. 能用MATLAB 仿真出航天器的运行轨道。 3．锻炼学生的科研工作能力和培养学生团队合作及攻关能力。 三、主要技术指标： （1） 学习二体力学、Hohmann 转移、Lambert 转移在航天器轨道中的应用。 （2） 熟练掌握MATLAB 软件，并能应用MATLAB 编写航天器轨道程序，仿 真出轨道轨迹，利用提供的大量数据分析出如何才能使航天器更节省能源，找出航天器最优轨迹。 （3） 翻译相关的英文科技文章一篇。 （4） 撰写毕业设计论文一篇。 四、进度与要求 第01周----第02周： 参考翻译英文文献； 第03周----第04周： 学习Hohmann 转移和Lambert 转移的原理； 第05周----第08周： 研究二体轨道力学和Hohmann 转移的算法； 第09周----第14周： 应用Matlab 编写航天器轨道机动程序； 设计 论文

第15周----第16周：撰写毕业设计论文，论文答辩。 五、主要参考书及参考资料： [1]杨嘉墀. 航天器轨道动力学与控制. 中国宇航出版社，1995. [2]赵钧. 航天器轨道动力学. 哈尔滨工业大学出版社，2011. [3]竺苗龙. 绕地飞行航天器最佳发射轨道理论及其他问题的研究. 中国宇航 出版社，2011. [4]薛定宇、陈阳泉. 基于MATLAB/Simulink的系统仿真技术与应用. 清华大学 出版社，2002. [5]周军. 航天器控制原理. 西北工业大学出版社，2001. [6]袁建平. 航天器轨道机动动力学[M]. 北京：中国宇航出版社，2010. [7]杨乐平，朱彦伟. 航天器相对运动轨迹规划与控制[M]. 北京：国防工业出版 社，2010. [8]刘鲁华. 航天器相对运动轨道动力学与控制[M]. 北京：中国宇航出版社， 2013. [9]张志涌，杨祖樱. MATLAB教程[M]. 北京：北京航空航天大学出版社,1999. [10]唐国金,罗亚中,张进.空间交会对接任务规划[M].北京:科学出版社，2007. [11]王忠贵,罗亚中.基于改进遗传算法的最优交会控制器设计[J]. 弹箭与制导学 报2004,24(3):14-17. 学生指导老师系主任

课程名称航天器轨道动力学与控制

课程名称：航天器轨道动力学与控制 一、课程编码：0100035 课内学时：32学分：2 二、适用学科专业：航空宇航科学与技术、航天器自主技术 三、先修课程：工科数学分析、线性代数； 四、教学目标 通过本课程的学习了解航天器轨道动力学与控制基础知识、基本原理与设计方法，掌握航天器轨道的基本运动特性和航天器轨道设计与优化相关工具，能够根据任务要求进行初步的航天器轨道设计，提升数学建模，分析和解决航天器轨道控制与优化问题的能力。 五、教学方式：课堂教学 六、主要内容及学时分配 1.航天器轨道动力学与控制基本理论2学时 1.1轨道动力学中的时间系统与坐标系统 1.2航天器轨道动力学模型 1.3航天器轨道动力学中的基本概念 2.航天器轨道动力学中的二体问题与多体问题2学时 2.1二体问题的解析解和轨道根数 2.2二体问题的轨道状态与轨道根数 2.3多体问题与圆型限制性三体问题 3.航天器轨道摄动理论与方法6学时 3.1航天器轨道摄动方程 3.2中心引力场非球形摄动 3.3日地月引力摄动 3.4太阳光压摄动 3.5大气阻力摄动 4.航天器轨道动力学与轨道设计6学时 4.1航天器同步轨道设计与控制 4.2航天器回归轨道设计与控制 4.3航天器冻结轨道设计与控制 4.4航天器编队飞行轨道设计与保持 4.5航天器星座轨道设计与保持 5.航天器轨道机动与轨道转移4学时 5.1航天器的霍曼转移轨道 5.2航天器调相轨道机动

5.3航天器共拱线非霍曼转移轨道 5.4航天器最优脉冲转移轨道 6.航天器借力飞行轨道的设计与优化4学时 6.1借力飞行的基本概念与原理 6.2借力飞行的轨道特性分析 6.3多天体借力飞行序列设计 6.4航天器多天体借力飞行轨道设计 7.航天器基于动平衡点的轨道设计与优化6学时 7.1三体系统轨道动力学模型 7.2三体系统轨道动平衡点及其稳定性 7.3三体系统轨道动平衡点附近周期轨道 7.4三体系统中的转移轨道设计 七、考核与成绩评定 考核方式：闭卷考试 平时成绩40%包括3-4次课后作业，课堂随机提问与考勤 期末考试：60% 八、参考书及学生必读参考资料 教材：杨嘉墀，航天器轨道动力学与控制（上）[M]，北京，宇航出版社，1995. 参考书： 1.崔平远，深空探测轨道设计与优化[M]，北京，科学出版社，2013. 2.杨嘉墀，航天器轨道动力学与控制（下）[M]，北京，宇航出版社，2001. 3.Howard D.curtis，轨道力学[M]，北京，科学出版社，2009. 4.章仁为，卫星轨道姿态动力学与控制[M],北京，北京航天航空大学出版社，2006. 九、大纲撰写人：乔栋

基于STK的航天器轨道仿真与设计

《基于 STK 的航天器轨道仿真与设计》 课程设计报告 班级 ： 341511班 组长 ：王楷 组 员 ：邹希、赵俊杰、聂秋华 日期 ： 2007年 12月 20日

目录 一、介绍STK的应用背景和主要功能................................- 1 - 1. STK 应用背景.............................................................................................- 1 - 2. STK 主要功能.............................................................................................- 1 - 二、嫦娥奔月的设计过程.........................................- 2 - 1．各国的探月计划............................................................................................- 2 - 2．设计要求.......................................................................................................- 4 - 3. 设计思路.....................................................................................................- 5 - 4. 设计中使用的参数......................................................................................- 5 - 5. 地球停泊轨道分析与设计..........................................................................- 5 - 6. 地月转移轨道分析与设计..........................................................................- 5 - 三、基于STK模型描述语言的航天器三维造型及动画制作.............. - 13 - 1. STK/VO 模块简介....................................................................................- 13 - 2. STK/VO 设计要求....................................................................................- 13 - 3. STK/VO 设计模型选择............................................................................- 13 - 4. 中巴地球资源卫星简介............................................................................- 14 - 5. 中巴地球资源卫星模型设计....................................................................- 14 - 6. 动画制作...................................................................................................- 16 - 四、收获与体会 ............................................... - 17 - 五、参考文献 ................................................. - 17 - 六、成员分工 ................................................. - 17 -