摘要：本文针对GEO、IGSO、MEO三类卫星,分析了在地球非球形引力影响下的卫星轨道根数变化情况。并采用两年的精密星历反算了GPS卫星的轨道根数长期变化情况,分析了其周年、半年、半月变化的产生原因。对卫星入轨偏差影响进行了分析,得出轨道长半轴入轨偏差是决定卫星实际轨道相对设计轨道演化的重要因素。最后对星座相对结构演化及轨道西移的影响进行了分析。

摘要：第一,由于重力卫星编队轨道的稳定性设计是建立下一代高精度和高空间分辨率地球重力场模型的关键,因此为保证下一代四星转轮式编队系统的稳定性,轨道根数的最优设计如下:(1)轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i和升交点赤经Ω保持不变;(2)每对卫星的近地点幅角ω和平近点角M分别相差180°;(3)初始近地点辐角ω设置于赤道处,初始平近点角M设计于极点处;(4)卫星编队系统椭圆轨道的半长轴和半短轴之比为2∶1.第二,基于下一代四星转轮式编队系统,利用星间速度插值法,通过相关系数(激光干涉测量系统的星间速度0.85、GPS接收机的轨道位置和轨道速度0.95、星载加速度计的非保守力0.90)、观测时间30天和采样间隔10s,反演了120阶FSCF-1/2/3/4(Four-Satellite Cartwheel Formation)地球重力场,在120阶处累计大地水准面精度为1.162×10-4 m,较目前GRACE地球重力场精度至少提高一个数量级.第三,下一代四星转轮式编队系统具有低轨道高度、高精度测量、全张量观测、弱混频效应和强时变信号的优点.

摘要：以成像雷达设计为背景,结合对空间目标雷达观测视角变化率的分析,给出了空间目标轨道参数和系统脉冲重复频率(PRF)的相互关系,为解决雷达回波中的Doppler频率展宽问题提供系统设计参考。目标视角变化率的分析方法是根据空间目标的轨道根数和雷达站的布站位置,通过简化模型进而分析目标相对于雷达站视角变化率与轨道参数之间的关系,并采用卫星工具包(STK)软件和数值仿真方法分别验证了该方法的有效性。仿真结果表明了本文分析方法的有效性和实用性。相关结论可为空间监视雷达系统设计及雷达资源的合理配置提供理论依据。

摘要：基于卫星轨道根数推导了分布式SAR卫星的轨道要素计算公式。建立了分布式SAR卫星的成像空间几何模型,分析了分布式小卫星SAR的模糊函数。针对具体的编队卫星进行了轨道参数设计,给出了轨道设计的结果。在此基础上仿真了不同编队构形、不同卫星数目情况下系统的空间模糊函数,研究了小卫星编队构形、数目和模糊函数的关系,为后续的成像算法研究奠定了一定的理论基础。

摘要：卫星编队飞行具有广阔的应用前景,为此应用轨道根数研究卫星编队飞行的相对运动,得到了精确的相对运动轨迹。对轨道共面、轨道不共面,小偏心率椭圆轨道(包括圆轨道)、大偏心率椭圆轨道等情况进行了对比,对各种可能出现的轨道构形进行了归类。研究表明:卫星编队的条件是轨道半长轴相等,相对轨道构形依赖于中心卫星与伴随卫星的相对轨道根数,而与中心卫星的轨道根数无关。这些结论为编队飞行的任务设计提供了理论依据。

摘要：基于分布式卫星的空间构形及相对运动,在地心赤道坐标系内分析了卫星平台与地面目标之间的瞬时距离、相对速度及加速度变化规律,给出一种基于编队构形的分布式小卫星SAR目标回波信号产生的方法,并用距离—多普勒算法进行成像。这为进一步研究基于分布式卫星SAR的动目标检测性能提供了数据基础,有助于编队卫星SAR系统参数设计和选择。

摘要：以太阳同步轨道为例,讨论了星载光学遥感器地面幅宽与轨道参数(特别是轨道高度)的关系,提出了满足星载光学遥感器地面幅宽要求的太阳同步轨道高度的选取方法。从地球非球形摄动理论的讨论开始,引出了太阳同步轨道的定义。通过引入假想交点的概念,推导出了交点周期、基本交点距与轨道高度的关系。基于上述讨论,得出了满足幅宽要求的轨道高度的约束条件。首次提出了假想交点这个概念,该概念的提出对太阳同步轨道相关理论的理解以及一些重要公式的推导有很大的帮助。推导出的太阳同步轨道交点周期与轨道半长轴的关系式已成功应用于某课题的太阳同步轨道设计中。

摘要：为了克服 Hill方程的局限性 ,利用轨道根数描述卫星编队飞行 ,从理论上给出了长期编队所需的条件 ,包括相对位置和相对速度的关系 ,以及和各卫星相对轨道根数之间的关系 ;理论上证明了要长期近距离编队卫星轨道周期必须相同。仿真了各种不同轨道根数下的相对运动轨迹 ,与定性的理论分析进行比较 ,说明了轨道根数描述方法的优越性。方法可适用任意偏心率的椭圆轨道 ,将为飞行器编队飞行的轨道设计提供理论参考。

摘要：在用运动学方法进行小卫星绕飞编队的相对运动分析和轨道设计时,_一般假设环绕卫星和参考卫星的升交点赤经差、轨道倾角差和纬度幅角差均为小量,从而对相对运动方程进行近似和简化.但是当参考卫星的轨道倾角等于零或较小时,环绕卫星和参考卫星的升交点赤经差和纬度幅角差并不是小量,此时由于假设条件不成立而无法得到合理的轨道设计结果.针对这种情况,本文提出了一种小卫星绕飞编队的运动学设计新方法.首先对零轨道倾角卫星编队的卫星相对运动方程进行近似简化,得到了以轨道根数差为参数的相对运动方程和卫星编队设计方法,然后通过转移矩阵变换来进行任意轨道倾角的卫星绕飞编队设计,最后通过实例验证了方法的正确性.

摘要：目前关于卫星编队飞行的研究有显著的增加。多颗从属卫星(从星)在近距离内与主卫星(主星)组成特定的队形以完成相应的任务,是卫星编队飞行的特点及潜在优势。卫星在编队飞行时,其队形定义为以各颗卫星质心为顶点所构成的几何形状,而队形设计则是根据队形的几何形状求出各卫星的轨道根数(其中主星的轨道根数可以根据任务的要求事先确定)。基于相对轨道根数法,根据卫星相对运动方程,提出了“自然队形”的概念及队形设计的一般方法,并给出了具体的例子。