利用STK实现从地月L2点到月球圆轨道的转移轨道设计

stk 使用技巧及载人航天工程应用STK（Systems Tool Kit）是一款广泛应用于航天、国防、航空、导航等领域的软件，它具有强大的建模、仿真、分析和可视化功能。

在载人航天工程中，STK可以帮助工程师们进行轨道设计、任务规划、飞行控制等方面的工作。

下面将介绍一些STK使用技巧及其在载人航天工程中的应用。

一、STK使用技巧1. 建立场景在使用STK进行建模和仿真之前，需要先建立一个场景。

场景包括天体、卫星、传感器等元素，可以通过STK的“场景管理器”进行创建和编辑。

在建立场景时，需要注意选择正确的坐标系和时间系统，以确保模拟结果的准确性。

2. 进行轨道设计STK可以帮助工程师们进行轨道设计，包括轨道参数的计算、轨道的可视化等。

在进行轨道设计时，需要注意选择正确的轨道类型和轨道参数，以满足任务需求。

3. 进行任务规划STK可以帮助工程师们进行任务规划，包括任务的时间安排、任务的执行顺序等。

在进行任务规划时，需要考虑任务的优先级和时间限制，以确保任务能够按时完成。

4. 进行飞行控制STK可以帮助工程师们进行飞行控制，包括姿态控制、轨道控制等。

在进行飞行控制时，需要考虑飞行器的动力学特性和控制系统的性能，以确保飞行器能够稳定运行。

二、STK在载人航天工程中的应用1. 轨道设计在载人航天工程中，轨道设计是非常重要的一项工作。

STK可以帮助工程师们进行轨道设计，包括轨道参数的计算、轨道的可视化等。

通过STK的轨道设计功能，工程师们可以设计出满足任务需求的轨道，以确保载人航天任务的成功。

2. 任务规划在载人航天任务中，任务规划是非常重要的一项工作。

STK可以帮助工程师们进行任务规划，包括任务的时间安排、任务的执行顺序等。

通过STK的任务规划功能，工程师们可以制定出合理的任务计划，以确保载人航天任务的顺利进行。

3. 飞行控制在载人航天任务中，飞行控制是非常重要的一项工作。

STK可以帮助工程师们进行飞行控制，包括姿态控制、轨道控制等。

利用地月平动点轨位资源拓展航天器应用ZHANG Lihua;WANG Peng;ZHANG Yan【摘要】As an important resource in cis﹣lunar space,the new type of space system can be devel﹣oped base on earth﹣moon liberation points.The utilization of the earth﹣moon liberation points is of great value.This paper summarized the research status for the applications based on earth﹣moon liberation point.The characteristics of earth﹣moon liberation points and the orbits around these points are introduced.The possible application are analyzed and some application schemes,like real time earth observation,space situation awareness,are proposed.The orbit design,long dis﹣tance communication and other key technologies for the space system based on earth﹣moon libra﹣tion points are analyzed.The advanced development suggestions are given finally.%作为地月空间中的一种重要资源,利用地月平动点轨道可以构建多种新型航天器系统,具有重要的应用价值.文章总结了国内外在地月平动点轨道应用方面的研究和论证情况,介绍了地月平动点及其轨道的特点,分析了地月平动点的可能应用领域,并提出了在对地实时观测和态势感知等方面的应用方案设想,分析了地月平动点应用涉及的轨道设计、远距离通信等关键技术,并给出了未来发展建议.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2019(028)003【总页数】7页(P1-7)【关键词】地月平动点;地月平动点轨道;航天器;应用领域【作者】ZHANG Lihua;WANG Peng;ZHANG Yan【作者单位】DFH Satellite Co.,Ltd.,Beijing 100094,China;DFH Satellite Co.,Ltd.,Beijing 100094,China;DFH Satellite Co.,Ltd.,Beijing 100094,China 【正文语种】中文【中图分类】V47平动点(Libration Point)也叫拉格朗日点(Lagrange Point)，是二体旋转系统的引力动平衡点。

地–月l2点中继星月球近旁转移轨道设计下载温馨提示:该文档是我店铺精心编制而成，希望大家下载以后，能够帮助大家解决实际的问题。

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图 1 和图 2 分别给出了参数为 Ay = 35000km , Az = 35000km ,θ1 = 0 ,θ2 = 0 的 LL2 点 Lissajous 轨道 在月球表面 (忽略月球的旋转) 的星下点轨迹和覆盖 区域 (10 个月) 。其中最大覆盖面积为 46. 89 % ,公 共覆盖面积为 44. 30 %(最小允许视角取为 5°) [2] 。
(4) 天线坐标系 o : zo 轴表示天线的指向 , xo 和 yo 的定义不影响下文推导 ,故可忽略具体方向 。
各坐标具体定义如下 : (1) 地月质心旋转坐标系 CxR yRzR ; (2) 卫星惯性坐标系 SxI yIzI ; (3) 卫星旋转坐标系 SxR yRzR ; (4) 月心旋转坐标系 MxR yRzR ; (5) 卫星本体坐标系 SxB yB zB ; (6) 月心本体坐标系 MxB yB zB ; (7) 天线固连坐标系 Sxoyo Moon
φcosθ - ψcosφsinθ
AIB · θ + ψsinφ
(11)
φsinθ + ψcosφcosθ
从而有
0
(ω绝对 ) B = ABR ·
收稿日期 :2006202223 ; 修回日期 :2007211202 基金项目 :国家自然科学基金资助 (10702003) ;北京航空航天大学博士研究生创新基金资助
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宇航学报
第 29 卷
Farquhar 的结果 。 确定一条 Lissajous 轨道 ,除了初始时刻 t0 (本文
所涉及的 Lissajous 轨道的初始时刻 t0 均为 2000 年 1 月 1 日 12h TDT) ,还需要幅值参数 Ay 、Az 和相位参数 θ1 、θ2 ,但这里的幅值参数并不是真正的 Lissajous 轨 道的幅值 。

《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 -一、介绍 STK 的应用背景和主要功能1. STK 应用背景STK 软件的全称是 Satellite Tool Kit （卫星仿真工具包）， 是由美国 AGI公司开发， 并在航天工业领先的商业化分析软件。

型 ，给 出了一种 以地球 出发轨道参数作 为设计 变量的轨道设计方法，结合 月球 星历得到 了满
足 载人 登 月任 务 约束 的轨道 方 案 ，并对 载人 登 月任务 地 月转 移轨 道 的 工程 特 性进 行 了分 析 。 此 方 法是 一种 无 需轨 道 积分 的 纯代 数 计算 方 法 ，具有 速度 快 、精 度 高的特 点 ，其 顺行 求解 的
工 程 约束 主 要 包 括 飞行 时 间约 束 和 能 量 约束 。
和无 人月 球探 测 不 同 ， 到整个 工 程规 模 的 限制 ， 受 以
登 月航 天 器一 直 在地 球停 泊 轨道 面 内飞行 ，当进 入
月球影 响球以后 ， 由于月球引力 的作用 ， 才会使其飞
行轨 道 面发 生变 化 。 外月 球在 白道 面 内运行 ， 运 另 在 动 过程 中 ，其 影 响球 在航 天 器所 在 的地 球 停泊 轨 道 面 内会 形 成一 个穿 越 区 。 因此 只有 当航 天器 出发 轨
重要 内容 ， 在载人登月方案制定阶段 ， 往往对具体轨 道的设计并不关心 ，而是侧重于任务轨道的工程特 性分析 ， 从而为方案制定提供参考。
目前 在 地月 转 移轨 道设 计方 面 ，国 内外 已做 了 大量 研究 。 文献 ［ ，］ 出 了地 月转 移低 能轨道 设计 １２ 给 方法 ， 这类 轨道 往往 并不 适 用 于载人 任务 ； 而传 统 的
Ｅ
。：
式， 本文采用条件判断的方法来逐层求解。 在双二体模型的假设下 ，航天器在未进人月球
影 响球 以前 ， 直 在地球 停 泊轨 道 面 内飞行 ， 一 当进入
忽略地球引力影响， 在影响球边界上 ， 将两段 圆锥 曲
作者简介 ： 彭祺擘（ ９ ２ ）男 ， １ ８ 一 ， 博士研究生 ， 研究方向为载人登 月任务分析与设计 。 — ａ ： ｏｃ ｉ ６ ． １ Ｅ ｍ ｉ ｐｏｈ ＠１３ Ｏ１ ｌ ｅ ｃ１

基于不变流形的地月L2点Halo轨道转移轨道设计彭坤;李明涛;王平;田林;果琳丽;杨雷【期刊名称】《载人航天》【年(卷),期】2016(022)006【摘要】针对Halo轨道转移轨道设计不易收敛的问题，结合月球探测背景，分析了地月L2点Halo轨道及其不变流形可靠近月球的运动轨迹特性，给出基于二分法的先粗选后精选的零消耗转移轨道搜索方法并研究得出Halo轨道全相位点入轨的零消耗转移轨道不超过2条，提出一种最小x轴约束的近月点终止条件和自适应退步搜索的改进微分修正算法，对Halo轨道全相位点入轨的转移轨道设计进行求解。

仿真结果表明，该改进微分修正算法收敛速度快，能有效避免奇异，且适应性强，能搜索出全相位点入轨的所有转移轨道。

【总页数】8页(P673-679,749)【作者】彭坤;李明涛;王平;田林;果琳丽;杨雷【作者单位】中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094;中国科学院空间科学与应用研究中心，北京100190;中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094;中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094;中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094;中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094【正文语种】中文【中图分类】V412.4【相关文献】1.基于不变流形的小推力Halo轨道转移方法研究 [J], 任远;崔平远;栾恩杰2.地月L2点Halo轨道支持的登月轨道优化设计 [J], 曹鹏飞;孙俞;贺波勇;李海阳3.微纳卫星L1点Halo轨道转移轨道设计 [J], 高永飞;王兆魁4.基于不变流形的地–月L2点转移轨道优化设计 [J], 安然;王敏;梁新刚;;;5.基于不变流形的地–月L2点转移轨道优化设计 [J], 安然;王敏;梁新刚因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

0
引 言
位于平动点附近的周期或拟周期轨道可为多种探
并且地–月系统相较于日–地系统而言，地球处于圆形 限制性三体模型中大天体的位置，使得地–月系统平动 点的不变流形与近地轨道并无相交，必须进行近地段 的小推力上升变轨设计。本文建立了地–月系统不变流 形与上升段的拼接坐标系转换方法，并完成了小推力 转移段设计。
s X0 = X0 ± d · V s
。目前越
来越多的地球静止轨道卫星开始配置电推力器执行轨 道转移及位置保持等任务。全电推卫星的有效载荷质 量比采用传统化学推进剂的有效载荷质量比高，故而 在位于GEO的通信卫星寿命末期，可以考虑进行深空 拓展任务，以完成短时期的探测任务或是深空探测试 验验证任务。 目前国际上尚未利用电推进进行平动点探测的卫 星任务，这主要是由于虽然利用电推进器可以增加有 效载荷比，但却使得轨道任务设计的难度大大增加。
测任务或中继通信任务提供良好的工作场所。地 – 月 L2的（拟）周期轨道是为位于月球背面的探测卫星提 供通信中继的最佳场所。由于月球自转与公转速度相 同，月球背面始终处于对地不可见的阴影区域。而地– 月L2点位于地–月连线，并且一颗星可以实现对月球背 面平均87.6%区域的覆盖。无论是通信卫星寿命末期进 行的试验拓展任务，或是基于月球背面探测器的中继 需要，研究从 GEO 轨道出发到地 – 月 L2 点的转移轨道 都是必要的。 电推进技术通过电能驱动工质高速喷出获得推 力，具有高比冲、低推力和长寿命等特点
[1-3]
1 不变流形设计及计算
不变流形与平动点周期轨道紧密相连，它是一族 空间轨道的集合，在空间中形成管状通道。不变流形 分为稳定流形与不稳定流形，稳定流形上的质点会自 发地趋近于周期轨道[4]，所以利用稳定流形进行轨道转 移可以节省燃料。将 halo 轨道上任意一个不动点积分 一个周期后得到的状态转移矩阵称为单值矩阵[5]，通过 计算单值矩阵中小于1的特征值对应的特征向量Vs，得 到稳定流形

跟随段 （Follow）
• 跟随开始和跟随结 束的时间设定 • 卫星继承跟随目标 的轨道根数
保持段 （Hold）
• 相对选定的坐 标系保持静止 不动 • 分离时的轨道 根数由选定坐 标系计算
• 用于模拟飞行器 分离
段的说明——功能段
更新段 （Update）
• 更新卫星的燃料质 量，结构质量 • 飞行器释放子飞行 器，或对接后质量 的变化情况
4
4.798 END AzElMask
3.000
23
外部文件类型与扩展名
外部文件类型 Attitude 姿态 Az-El Custom Sensor Ephemeris 方位角-仰角 自定义遥感器 星历 扩展名
.a
.aem .pattern .e
Planetary Ephemeris Torque Color Bitmap/Pixmap Solar Flux
STK 简介
STK 应用于各计划阶段：概念简报、模拟验证、细部设计、
演习、任务执行、训练、宣传等等。 STK 制作动画影片经常出现在：CNN电视、Discovery电 视、NASA 任务、太空中心简报、军事演习指挥所、国会 报告等等。 STK 使用者包括：指挥官、训练官、作战官、研究员、工 程师、分析师、教师、卫星与次系统零组件设计制造公司 ( 天线、太阳能板、飞行计算机、感应器、推进器、姿态 控制装置) 、卫星系统服务公司 ( 卫星电视、卫星电话、 卫星影像、卫星导航) 、国防 ( 空军、海军、陆军、潜艇、 导弹、研发、制造、情报、计划、海防、军校) 、学校( 研 究所、大学) 。
• Target Times-指向时间
• Boresight Type 瞄准类型跟踪或固定

地–月L2点中继星月球近旁转移轨道设计孙超;唐玉华;李翔宇;乔栋【期刊名称】《深空探测学报》【年(卷),期】2017(004)003【摘要】位于地月L2点周期轨道的中继星将首次为"嫦娥4号"月球背面着陆探测任务提供通信中继服务.中继星转移轨道设计是中继任务实施的关键环节.针对中继星转移轨道存在转移时间、近月点高度和halo轨道振幅等约束条件,系统研究了基于月球近旁的地月L2点转移轨道设计方法.首先基于限制性三体模型,分析了halo 轨道族与着陆点可见性关系;然后将月球近旁转移轨道分为地月直接转移段和地月动平衡点附近周期轨道拟流形入轨转移段,采用带有状态约束的微分修正算法对这两段轨道进行拼接,得到了从地球附近至目标轨道族的月球近旁转移轨道;最后,针对南族halo轨道分析了halo轨道振幅和月球飞越高度对转移轨道设计的影响,以及转移轨道的入轨相位分布.仿真结果表明:月球近旁转移轨道设计方案具备工程上的可行性与优越性.该方案可以为实际工程任务和应用提供参考.【总页数】7页(P264-269,275)【作者】孙超;唐玉华;李翔宇;乔栋【作者单位】北京理工大学宇航学院,北京 100081;深空探测自主导航与控制工业与信息化部重点实验室,北京 100081;北京理工大学宇航学院,北京 100081;北京理工大学宇航学院,北京 100081;深空探测自主导航与控制工业与信息化部重点实验室,北京 100081;北京理工大学宇航学院,北京 100081;深空探测自主导航与控制工业与信息化部重点实验室,北京 100081【正文语种】中文【中图分类】V412.4+1【相关文献】1.地月L2中继星或月球轨道器对月球背面着陆器多普勒定位精度分析 [J], 雷文英;蒙艳松;雷文华;边朗;王瑛2.地月拉格朗日L2点中继星轨道分析与设计 [J], 高珊;周文艳;梁伟光;刘德成;唐玉华;杨维廉3.地月拉格朗日L2点中继星轨道分析与设计 [J], 高珊;周文艳;梁伟光;刘德成;唐玉华;杨维廉;;;;;;4.地–月L2点中继星月球近旁转移轨道设计 [J], 孙超;唐玉华;李翔宇;乔栋;;;;;;;5.基于地月L2点中继星的月球背面目标定位误差分析 [J], 桂林卿;丛海波;孙琳琳;束锋;陆锦辉因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

基 于 Ｓ Ｋ 的月球 任 务 设计 与仿 真 Ｔ
张云燕 ， 张 科， 李言俊 ， 瑞 星 余
西安 ７０ ７ ） １ ０ ２
（ 西北 工业 大 学 航 天 学 院 ， 西 陕
摘
要 ： 用 拼 接 圆 锥 曲线 法 设 计 月 球 探 测 器 轨 道 ， 般 将 向 月 飞 行 轨 道 分 为 地 心 轨 道 、 心 轨 道 和 环 月捕 获 等 几 个 主 利 一 月
月 球探 测任 务 过程 复杂 ， 资巨大 ， 耗 利用 仿 真技
术 对其 进行 模拟 ， 以验证 任 务设计 的可靠性 ， 得 可 获
最 优 的任务 策 略 。 目前 国 内大部分 有关 卫 星仿 真的
设 计都 是 针 对人 造 地 球 卫 星而 非 深 空探 测 进 行 的 。 崔 平远设 计 了“ 空探 测 系统设 计 、 深 分析 与仿 真软 件
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ａｃ ｏ ｄ ｎ ｏ ｔ ｅ ｐ ｔ ｈ ｄ ｃ ｎ ｃ ｔ ｅ ｒ ｔ ａ ｓ ｅ ｒ ｃ ｓ ｆ ｌ ｎ ｒ ｐ ｏ ｅ ｃ ｎ ｉｔ ｆ ｅ ｒ ｈ ｓ ｒ ｃ ： ｃ ｒ ｉ ｇ ｔ ｈ ａ ｃ ｅ — ｏ ｉ ｈ ｏ ｙ， ｒ ｎ ｆ ｒ ｐ ｏ ｅ ｓ ｏ ｕ ａ ｒ ｂ ｏ ｓ ｓ ｓ ｏ ａ ｔ
ｃ ｎｅｅ ｒｊ ｔｒ ， ｕ ａ ｅ ｔｒｄｔａｅｔｒ ｎ ｕ ａ ｒ ｉ ｃ ｐｕ ｅ ｙａ ａｙｉｇｔｅｃ ａａｔｒ ｆ ｈ ｓ ｅ ｔｒｄｔａｅ ｏｙ ｌｎ ｒｃｎｅｅ ｒｊ ｏｙａ ｄｌｎ ｒｏｂｔ ａ ｔ ｒ．Ｂ ｎ ｌｚ ｈ ｈ ｒｃｅ ｅｅ ｃ ｃ ｎ ｏ ｔ
ｄ ｆｅ ｅ ｔｓ ｇ ｎ ｓ ｈ ｒｍ ａ ｙ ｐ ｒ ｍｅ ｅ ｓ ｏ ｈ ｒ ｎ ｆ ｒ ｐ ｏ ｅ ｓ ａ ｅ ｃ ｎ ｉｍ ｅ ． Ａｎ ｎ ａ ｓｓ ａ ｔ ｐ ａ ｅ ｉ ｒ ｎ ｅ ｍｅ ｔ ，ｔ ｅ ｐ ｉ ｒ ａ ａ ｔ ｒ ｆｔ ｅ ｔ ａ ｓｅ ｒ ｃ ｓ ｒ ｏ ｆ ｆ ｒ ｄ ｄ ａ ｓ ｉｔ ｎ ｌ ｎ ｗａ ｎ ｒ ｄ ｃ ｄ ｔ ｃ ｉｖ ｈ ｕ ａ ｒ ｉ ｃ ｐ ｕ ｅ ｓ ｉ ｔ ｏ ｕ ｅ ｏ ａ ｈ ｅ ｅ ｔ ｅ １ ｎ ｒ ｏ ｂ ｔ ａ ｔ ｒ ．Ａｔｌ ｓ ｉ ｕ ｌ ｉ ｌ ｔ ｎ ａ ｏ ｔｔ ｅ ｗｈ ｌ ｌ ｈ ａ ｅ ａ ｔ ａ ｖ ｓ ａ ｍｕ ａ ｉ ｂ ｕ ｈ ｏ ｅ ｆｉ ｔｂ ｓ ｄ ｓ ｏ ｇ ｏ ＴＫ ｓ ｓ ｔｕ ．Ｔｈ ｓ ａ ｐ ｏ ｃ ａ ｅ ｕ ｅ ｓ ａ ｒ ｆ ｒ ｎ ｅ ｆ ｒｆ ｒ ｈ ｒｄ ｅ ｐ ｃ ｘ ｌ ｒ ｔｏ ｓ ｉ ｎ ． ｎＳ ｗａ ｅ ｐ ｉ ｐ ｒ ａ ｈ ｃ ｎ ｂ ｓ ｄ ａ ｅ ｅ ｅ ｃ ｏ ｕ ｔ ｅ ｅ ｐ ｓ ａ ｅ ｅ ｐ ｏ ａ ｉ ｎ ｍｉｓ ｏ ｓ

地月转移轨道设计一、简介地月转移轨道是指从地球轨道到月球轨道的一种航行轨道，是太空探索的重要组成部分。

它的设计需要考虑多个约束条件，如运动学约束、动力学约束、能量约束等，以确保航天器可以安全、精确地进行转移。

二、约束条件1.运动学约束：由于地月转移轨道是从地球轨道到月球轨道的一种航行轨道，因此在设计时，必须考虑到航天器在轨道上的运动学约束，即航天器在轨道上的轨道根数、轨道参数等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

2.动力学约束：地月转移轨道的设计还需要考虑到航天器在轨道上的动力学约束，即航天器在轨道上的加速度、速度等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

3.能量约束：在设计地月转移轨道时，还必须考虑航天器在轨道上的能量约束，即航天器在轨道上的能量消耗、能量分配等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

三、设计方法1.运动学设计：首先，根据航天器在轨道上的运动学约束，确定航天器在轨道上的轨道根数、轨道参数等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

2.动力学设计：其次，根据航天器在轨道上的动力学约束，确定航天器在轨道上的加速度、速度等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

3.能量设计：最后，根据航天器在轨道上的能量约束，确定航天器在轨道上的能量消耗、能量分配等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

四、总结地月转移轨道是指从地球轨道到月球轨道的一种航行轨道，其设计需要考虑多个约束条件，如运动学约束、动力学约束、能量约束等，以确保航天器可以安全、精确地进行转移。

在设计地月转移轨道时，需要先根据运动学约束确定轨道根数和轨道参数，然后根据动力学约束确定航天器在轨道上的加速度和速度，最后根据能量约束确定航天器在轨道上的能量消耗和能量分配，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。

《航天器操作与控制试验》综合作业卫星轨道预报姓名：王备学号：院系：宇航学院二〇一〇年十一月一、实验题目：卫星轨道预报二、实验目的1.学会STK（Satellite Tool Kit）软件的使用，掌握STK的基本操作；2.学会使用STK仿真，并实现卫星的轨道预报，重点掌握HPOP高精度轨道预报和LOP长期轨道预报。

三、实验内容（一）、HPOP高精度轨道预报1. 建立两颗卫星HPOP1与HPOP2；2. 设置HPOP1考虑大气阻力，而HPOP2不考虑，其他参数相同；3. 用HPOP高精度轨道预报器生成轨道；4. 动画显示，观察两颗卫星轨道的不同；5. 生成多种类型的卫星轨道数据；6. 计算卫星轨道寿命。

（二）、LOP长期轨道预报1. 建立两颗卫星LOP1与LOP2；2. 设置LOP1考虑大气阻力，而LOP2不考虑，其他参数相同；3. 用HPOP高精度轨道预报器生成轨道；4. 生成多种类型的卫星轨道数据，观察两颗卫星轨道的不同。

四、实验过程描述（一）、HPOP高精度轨道预报1.建立新的场景将其命名为BUAA_HPOP。

2.在浏览窗口选中场景，打开Basic Properties 窗口3.在Time Period栏，输入如下设置：区域值Start Time 1 Jan 2010 00:00:00.00Stop Time 1 Jan 2010 04:00:00.00Epoch 1 Jan 2010 00:00:00.004.选择Animation栏输入如下内容：区域值Start Time 1 Jan 2010 00:00:00.00Stop Time 1 Jan 2010 04:00:00.00Time Step 60 secondsRefresh Delta Change to High Speed5.在Units栏输入如下设置：6.完成后，点击确定，从File菜单中选择Save As…，保存场景为BUAA_HPOP.sc。

第 1 期
雷文英,等. 地月 L2 中继星单星多源转发月球背面弯管导航
第 26 卷 第 1 期
载 人 航 天
Vol.26 No.1
2020 年 2 月
Manned SpacefL2 中继星单星多源转发月球背面弯管导航
雷文英1,蒙艳松1,雷文华2,边 朗1,严 涛1
(1. 中国空间技术研究院西安分院, 西安 710100; 2. 西藏大学理学院, 拉萨 850000)
1 引言
月球背面载人航天器的高精度、高时效性导
航是载人月球背面精准着陆和开展月背面科考活 动的重要保障。 月背面高精度实时三维绝对导航 是载人舱动力下降段月背面着陆高可靠性、高安
收稿日期:2019-03-12;修回日期:2019-09-24 基金项目:国家自然科学基金( 61627817) 第一作者:雷文英,男,博士,工程师,研究方向为月球深空导航、低轨导航增强。 E-mail:lordleid@
(1. China Academy of Space Technology ( Xi’ an) , Xi’ an 710100, China; 2. School of Sciences, Tibet University, Lhasa 850000, China)
Abstract: High precision and high time efficiency navigation is required for the manned spacecraft on the far side of the moon. The purpose of this study was to solve the lunar far side radiometric navigation problem with only one earth-moon L2 Halo orbiting relay satellite under a new navigation architecture. The space-time standard nodes of deep space networks and GNSS constellations in geospace were forwarded to the users in the lunar radio shadow by a lunar relay satellite. Through theoretical analysis and derivation, the blocked ranges from the transmitters in geospace to a lunar far side user were regenerated by measuring the uplink ranges, downlink ranges, and the angles between the uplink signals and the downlink signals. The position of lunar far side user was estimated analytically with the regenerated blocked ranges and the space-time standard nodes in cislunar space. STK ( Satellite Tool Kit) was used to simulate and model the navigation scenes and the navigation and positioning accuracy of the far side of the moon was analyzed numerically using the Monte Carlo method. When the reconstruction error of the moon blocked range was less than 0. 6 ns, the 3D positioning accuracy of the users on the far side of the moon was better than 100 m. Key words: lunar far side; 3D autonomous navigation; bend pipe navigation; Earth-Moon L2; relay satellite

ｂｉｔａｌ ｔｒａｎｓｆｅｒ ｗｉｎｄｏｗꎬ ｔｈｅ ｖｅｌｏｃｉｔｙ ｉｎｃｒｅｍｅｎｔꎬ ｔｈｅ ｔｉｍｅ ｏｆ ｆｌｉｇｈｔ ａｎｄ ｔｈｅ ａｃｃｅｓｓｉｂｌｅ ｌｕｎａｒ ｏｒｂｉｔ ｗｅｒｅ
ａｎａｌｙｚｅｄ ｗｉｔｈ ｔｈｉｓ ｍｅｔｈｏｄ ｆｏｒ ｔｈｅ ｔｒａｎｓｆｅｒ ｔｒａｊｅｃｔｏｒｉｅｓ ｏｆ ｔｈｅ Ｃｈｉｎａ ｓｐａｃｅ ｓｔａｔｉｏｎ( ＣＳＳ) ｏｒ ｔｈｅ Ｉｎｔｅｒｎａ￣
约束下的初始轨道设计结果进行修正ꎮ
关键词:地球低轨道空间站ꎻ地月转移ꎻ月地转移ꎻ高精度动力学模型验证
中图分类号:Ｖ４１２ ４ 文献标识码:Ａ 文章编号:１６７４￣５８２５(２０２０)０３￣０２６９￣０９
Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ Ｔｒａｎｓｆｅｒ Ｔｒａｊｅｃｔｏｒｉｅｓ ｂｅｔｗｅｅｎ ＬＥＯ Ｓｐａｃｅ
ｔｈｅ ｏｒｂｉｔ ｉｎｃｌｉｎａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｓｐａｃｅ ｓｔａｔｉｏｎ ｄｉｄ ｎｏｔ ａｆｆｅｃｔ ｔｈｅ ｖｅｌｏｃｉｔｙ ｉｎｃｒｅｍｅｎｔꎬ ｔｈｅ ｔｏｔａｌ ｆｌｉｇｈｔ ｔｉｍｅꎬ ｏｒ
ｔｈｅ ｒａｎｇｅ ｏｆ ｔｈｅ ａｃｃｅｓｓｉｂｌｅ ＬＬＯ ｉｎ ｔｈｅ Ｍｏｏｎ￣ｃｅｎｔｅｒｅｄ ｆｉｘｅｄ ｃｏｏｒｄｉｎａｔｅ ｆｒａｍｅꎻ ｔｈｅ ｈｉｇｈ ｆｉｄｅｌｉｔｙ ｍｏｄｅｌ
Ｓｔａｔｉｏｎ ａｎｄ Ｌｕｎａｒ Ｏｒｂｉｔ
ＧＡＯ Ｙｏｎｇｆｅｉ１ ꎬ ＷＡＮＧ Ｚｈａｏｋｕｉ２ ꎬ ＺＨＡＮＧｅ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬ Ｎａｔｉｏｎａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｄｅｆｅｎｓｅ ＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬＣｈａｎｇｓｈａ ４１００７３ꎬＣｈｉｎａꎻ
( ＬＥＯ) ｓｐａｃｅ ｓｔａｔｉｏｎ ａｎｄ ｔｈｅ ｌｕｎａｒ ｏｒｂｉｔ ｗａｓ ｐｒｏｐｏｓｅｄ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｐａｔｃｈｅｄ ｃｏｎｉｃ ａｐｐｒｏａｃｈ ａｎｄ ｔｈｅ

2 轨道仿真与分析
环月段星下点轨迹和月下点轨迹
2 轨道仿真与分析
环月段三维图形显示
2 轨道仿真与分析
环月段跟踪弧段和动态性能
3 姿态仿真与分析
飞行姿态简介 巡航姿态
卫星+X轴指向太阳，并进行慢旋
变轨姿态
+X轴指向要求的变轨推力方向
正飞姿态
卫星+Z轴沿卫星和月球中心的连线，指向月心； +X轴沿当地水平面指向前进方向
近地点变轨 212857.3 0.96 30.983 180.485 179.983
2 轨道仿真与分析
环绕地球轨道段星下点轨迹和三维图形
2 轨道仿真与分析
环绕地球轨道段跟踪弧段和地面站跟踪AER
2 轨道仿真与分析
环绕地球轨道段跟踪范围和地月转移段星下点
2 轨道仿真与分析
地月转移段三维图形和地面站跟踪弧段
侧飞姿态
侧飞姿态为卫星在正飞姿态基础上绕+Z轴旋转 +90°或-90°
3 姿态仿真与分析
巡航姿态和变轨姿态
3 姿态仿真与分析
侧飞姿态和正飞姿态
3 姿态仿真与分析
侧飞和正飞姿态时轨道面和太阳矢量的夹角
பைடு நூலகம்
3 姿态仿真与分析
β角曲线和γ角曲线
4 小结
利用STK可以实现对月球探测卫星飞行轨 道和飞行姿态的仿真 在实现飞行轨道仿真后，可以利用STK显 示星下点轨迹图，计算跟踪弧段、跟踪性 能和卫星动态性能 在实现飞行姿态仿真后，可以利用STK计 算与测控性能有关的角度，从而可以分析 飞行姿态对测控性能的影响
1 月球探测任务简介
巡航姿态
变轨姿态
侧飞姿态

STK 轨道机动模块(Astrogator)介绍李云飞（blitheli@）南京大学天文系/上海航天技术研究院 STK模块中，轨道机动模块Astrogator最为常用了，尤其对于轨道设计任务，本模块是必不可少的。

本文依据STK帮助文档中的说明，简要的阐述Astrogator模块的使用，以便给读者一个大概的印象和简单的引导；详细，具体以及更深入的使用还是请读者参阅英文的帮助文档。

笔者使用的是STK 8.1版本。

1 前言当往场景中添加卫星对象后，在卫星的属性页(Properties Browser)中，Basic/Orbit中的Propagator 下拉菜单中选择Astrogator即可出现如下界面。

图表 1 Astrogator 属性页面见图表1，此界面用来定义卫星进行一系列轨道机动，称为任务控制序列MCS(Mission Control Sequence)。

通常我们设计一颗卫星进行一系列的轨道机动都是一段一段动作连接而成的。

例如，首先给定卫星的初始状态（轨道根数，卫星的结构和推进剂质量等），然后在地球J2,J4项引力模型下无动力的运动一段时间（也可设定一定的结束条件，如运行到远地点时），接着发动机进行一定时间的点火（可定义发动机的推力，比冲以及推力的矢量方向等），最后再在地球J2项引力模型下无动力运行一定的时间。

诸如上述的问题，在STK/Astrogator MCS中可以分成四段，分别为初始状态段(Initial State),轨道外推段(Propagate),发动机工作段(Maveuver)以及再次的轨道外推段。

上述段数按照顺序排列，STK 每计算完一段后，保存各种状态量，并作为下一段的初始值，接着计算下一段，直至结束。

目前STK 8.1有13种段数可供选择，都在MCS中定义，其各工具按钮的定义见图表2。

在进行某颗卫星的轨道机动任务设计时，点击“插入新的段(Insert Segment)”按钮插入新的段，并按照自己设定的任务顺序不断的插入新段，点击相应的段，则会在右侧出现该段的具体属性设置选项。