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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。 相似文献
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《天文学报》2016,(6)
大气逃逸是行星大气演化的重要一环,其主要能量来源为主星在高能波段的辐射.辐射流量随轨道距离的增大会急剧下降,不同轨道处的行星大气逃逸差异较大,轨道距离对系外行星大气逃逸的影响需要深入研究.运用一维流体动力学模型,并且考虑辐射转移和多种粒子的光化学反应过程,对行星大气逃逸随轨道距离的变化进行了研究.由于主星光谱在不同的演化阶段会表现出较大差异,故采用XSPEC(X-Ray Spectral Fitting Package)中的等离子体模型APEC(Astrophysical Plasma Emission Code),获得不同年龄的类太阳星光谱作为模型输入光谱.结果发现:不同轨道处的行星逃逸率显著不同,逃逸机制也会随轨道距离的增大由剧烈的流体动力学逃逸转化为缓和的金斯逃逸,且行星引力势越小、恒星-行星系统越年轻,这一转化距离越远.处于年轻恒星-行星系统中的短周期行星,逃逸率和辐射流量的相关性降低.这个结果表明经典的能量限制(Energy-limited)逃逸理论对这类行星是不适用的.这些发现丰富了对系外行星大气逃逸过程的研究,尤其是扩展了在不同轨道距离和恒星年龄条件下,逃逸机制和能量转换过程的研究. 相似文献
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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 相似文献
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北斗卫星导航系统(BDS)地面跟踪站都配置有高精度的氢原子钟,并基于精密定轨数据处理与主站的时间基准进行同步.在卫星轨道机动以及机动恢复期间,通常采用几何法定轨以及单星定轨确定卫星的轨道.而在这两种定轨模式中,需要提供精确的测站钟差作为输入.为提高定轨的实时性,需要对测站钟差进行预报处理.分析了2次多项式模型、附加周期项模型、灰色模型3种模型对北斗地面跟踪站钟差短期拟合和预报的性能,并将钟差预报结果应用于单星定轨,同时还分析了不同预报钟差用于定轨的精度.试验发现,以上3种模型对6个测站钟差的平均拟合精度分别为0.14 ns、0.05 ns、0.27 ns,预报1 h的平均精度分别为1.17 ns、0.88 ns、1.28 ns,预报2 h的平均精度分别为2.72 ns、2.09 ns、2.53 ns.采用3种模型对测站钟差进行预报并用于单星定轨,采用附加周期项的钟差预报模型轨道3维误差最小,不同模型轨道径向精度差异在3 cm以内.以上结果表明,附加周期项的站钟拟合及预报模型在北斗系统机动期间的轨道恢复数据处理具有最好的效果. 相似文献
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LEO卫星轨道设计中的主要摄动源影响评估 总被引：3，自引：0，他引：3
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。 相似文献
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北美防空司令部(North American Aerospace Defense Command, NORAD)发布的双行根数(Two Line Element, TLE)是广大航天工作者最常用的轨道根数,与其对应的轨道模型是SGP4/SDP4 (Simplified General Perturbation Version 4/Simplified Deep-space Perturbation Version 4)解析模型.由于TLE中并没有包含相应的轨道精度信息,编目轨道的应用范围受到很大的限制.基于Space-Track网站发布的历史TLE数据和配套的SGP4/SDP4动力学模型,采用定轨标预报的方法统计并生成了大量目标轨道的预报误差,通过对预报轨道的时间区间划分给出了每个目标的预报误差随预报时间变化的拟合系数,并进一步对不同类型轨道预报误差的演化规律和特征进行了分类讨论,给出了4种轨道类型目标的轨道预报误差随时间演化的平均解析模型,为拓展双行根数的应用提供有价值的参考. 相似文献
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双行根数(Two Line Element, TLE)作为一类广泛使用的空间物体编目数据, 其预报精度和误差特性是TLE编目 在空间碎片研究中所要关注的问题之一. TLE编目需要配合SGP4/SDP4 (Simplified General Perturbations 4/Simplified Deep Space 4)模型进行轨道预报, 对深空物体来说, 主要考虑带谐项$J_2$、$J_3$、$J_4$摄动、 第三体日月摄动和特殊轨道共振问题修正等. 其中, SGP4/SDP4模型第三体摄动计算时, 对日月轨道近似采用了长期进动根数和 简单平运动的方式, 在外推10d时存在约2$^\circ$--3${^\circ 相似文献
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为了模拟位于地月系L2点的中继星"鹊桥"与月球的位置关系,进而估算中继星激光测距的成功率,按照轨道周期约为14天的要求对中继星所在的晕轨道进行计算,建立了一个综合考虑望远镜抖动、大气抖动和预报轨道横向偏离的模型。从数值上给出了一条轨道周期为14. 78天,X方向(地月连线方向)振幅为12 493 km,Y方向为34 596 km,Z方向(垂直于地月轨道平面方向)为11 916 km的周期轨道。由于晕轨道的最小振幅远大于月球遮挡的临界振幅4 000 km,因此月球对中继星不存在遮挡问题。基于建立的测距成功率模型,根据昆明站(国际编号:7820)的激光测距系统对运行在该轨道上的中继星进行测距成功率分析,结果表明:测距成功率随着中继星横向轨道标准差的增大呈快速降低的趋势。对于中继星到测站的平均距离而言,当中继星没有横向偏离时,探测器产生的光电子数为0. 151,成功率为14. 07%;横向偏离2 km时,光电子数降为0. 035,成功率降为3. 46%。对比最近距离与最远距离的情况,无横向偏离的情况下,探测器产生的光电子数从0. 174降为0. 139,成功率从16. 01%降为13. 02%。该计算结果可为云南天文台1. 2 m望远镜实现中继星激光测距提供参考。 相似文献
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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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《天文学报》2016,(1)
提出了利用太阳帆进行大偏心率伴飞卫星轨道控制的方法.伴飞卫星围绕其惯量主轴做角速度恒定的自转,其惯量主轴在惯性系内指向保持不变.对伴飞卫星的控制分为轨道面的控制和轨道面内控制两部分.在控制过程中,优先考虑轨道面内的控制,在轨道面内控制不能进行(或者因为几何原因不能进行轨道面内控制)时,进行轨道面的控制.通过滑膜控制方法(Sliding Mode Control)计算轨道面内控制需要的控制力的方向和大小.得到需求的控制力要求后,推算出在控制过程中太阳帆相对于伴飞卫星主体的角度解析表达式.通过控制太阳帆的方向得到所需的不同的控制力.整个控制过程只针对伴飞卫星,主星处于自然飞行状态.最后对于这种控制方法进行数值验证.在无摄运动状态下通过控制系统进行伴飞轨道的轨道调整和误差消除,在考虑4阶非球形引力和第三体引力摄动情况下进行伴飞轨道的轨道维持.数值结果表明通过这种控制方法伴飞轨道能够保持轨道误差小于5 m. 相似文献
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基于最小二乘法原理的速度因子方法是保流形结构算法中效率最高、稳定性最好、应用最广的方法.利用速度因子方法讨论了主星为辐射源,伴星为扁球的平面圆型限制性三体问题的稳定性问题.数值研究表明:(1)仅考虑扁状摄动项时,系统混沌运动的轨道数量会增多;(2)仅考虑辐射项时,系统有序运动的轨道数量会增多;(3)同时存在辐射和扁状摄动时,辐射占主导作用,系统有序运动的几率会增加. 相似文献
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当测轨数据误差不服从正态分布时,传统的最小二乘(LSE)轨道确定方法将不是最优的.为了获得高精度的定轨结果,一种可行的策略是采用基于最小p范数(Lp)的轨道确定方法.通过分析Lp估计的相关性质,得出普通Lp估计不具有良好的抗差性的结论.为抑制模型误差和异常值的影响,提出了基于数据深度加权的稳健最小p范数估计方法,并证明了相关性质,得出了其崩溃点可以达到1/2的结论.最后,通过残差分析和矩估计法自适应估计相关参数,使得估计达到最大效率.以天基空间目标监视系统为背景进行了仿真试验.结果表明,当观测数据存在系统误差或异常值时,或者当目标动力学模型存在误差或者天基观测平台存在系统误差时,即使观测数据服从正态分布,LSE也不是最优的,在这种意义下自适应稳健Lp估计轨道确定方法比传统轨道确定方法更加稳健,定轨精度也更高. 相似文献