一、月球卫星轨道力学综述（论文文献综述）
张峰,张香莎,高旭东[1]（2021）在《地球卫星动力学定轨中摄动模型的选取》文中研究说明地球卫星动力学定轨中需要依据卫星轨道高度考虑不同的摄动项,以提高定轨精度。针对这一需求,分析了不同轨道高度下卫星所受的地球非球形、日月引力、太阳光压和大气阻力4种摄动项对二体模型的校正量,数值仿真表明实验结果与摄动项的力学分析相吻合,另外,给出了地球卫星动力学定轨中不同轨道下卫星摄动项的选取原则。
杨瑞红[2]（2021）在《基于卫星轨道预测的GPS接收机快速启动关键技术研究》文中指出全球定位系统（Global Positioning System,GPS）是当前获取精确位置和时间信息的关键手段之一。GPS接收机是GPS系统的重要组成部分,其首次定位时间（Time to First Fix,TTFF）是衡量GPS接收机性能的重要指标之一。目前,在温启动和冷启动模式下,GPS接收机定位所需的卫星位置信息均需通过接收卫星广播星历来获得,这导致复杂环境下接收机的TTFF可能长达几分钟甚至十几分钟。在现有的减少TTFF的方法中,卫星轨道预测方法可大幅加快接收机启动速度,且具有无需网络连接、不增加接收机成本、实现简单方便等诸多优势,因此是无网络连接条件下减少接收机TTFF的首选方法。然而,目前卫星轨道预测方法在辅助接收机快速启动应用中仍存在以下不足,主要包括:轨道动力学平滑策略不完善、轨道动力学模型不准确、轨道积分效率低、动力学轨道预测方法精度有限、轨道预测结果对接收机启动性能的影响分析缺乏实验验证等。为此,针对上述不足,深入开展适用于接收机端的高效、高精度卫星轨道预测方法的研究,并将相关研究结果用于改造GPS接收机,分析改造后接收机的启动性能,对于提供更好的GPS用户服务具有重要的现实意义。本文的研究内容和创新点如下:1.综合轨道动力学平滑中轨道初始状态、太阳辐射压模型参数以及地球定向参数的处理方法,提出了一种满足GPS接收机高精度卫星轨道预测需求的优化的轨道动力学平滑策略。仿真结果表明,在拟合时长足够长时（?18h）,采用本文提出的优化的轨道动力学平滑策略,预测1天、3天以及6天的卫星轨道,最大预测误差分别控制在约5m、13m和26m,此精度约为U-blox公司U-blox 8接收机Assist Now Autonomous（U-blox接收机内置的卫星轨道预测功能）所提供的预测轨道的精度的3-4倍。2.提出了一种可用于接收机端长期（14天）卫星轨道预测的高性能动力学轨道预测方法。通过研究小摄动因素对轨道预测精度的影响,构建了一种高精度的动力学模型,提高了轨道预测的精度,在此基础上,引入了一种数值积分方法——保辛摄动法来求解卫星轨道动力学方程,提高了轨道预测的效率。仿真结果表明,与传统的轨道预测方法（采用基本动力学模型和Adams-Cowell积分方法）相比,本文提出的高性能动力学轨道预测方法提高了轨道预测的精度和效率。3.提出了两种适用于不同预测时长范围的基于机器学习的轨道预测方法——基于人工神经网络（Artificial Neural Network,ANN）的轨道预测方法（用于1-7天预测）和基于卷积神经网络（Convolutional Neural Networks,CNN）的轨道预测方法（用于7-14天预测）,进一步提高了14天内卫星轨道预测的精度。该方法利用神经网络模型对动力学轨道预测的误差进行建模并补偿,大幅提高了卫星轨道预测精度。仿真结果显示,与动力学轨道预测方法相比,本文提出的基于ANN的轨道预测方法和基于CNN的轨道预测方法均明显提升了轨道预测精度。4.首次基于实际实验场景完成了对不同卫星轨道预测方法应用于接收机时对接收机启动性能影响的测试、分析和比较。针对现有研究中在分析卫星轨道预测方法对接收机启动性能的影响时通常仅限于理论分析缺乏实验验证的问题,本文设计了具有卫星轨道预测功能的接收机的系统架构,搭建了实际实验场景,完成了接收机启动性能测试。实验结果表明:卫星轨道预测方法大大减小了接收机冷启动模式下的首次定位时间;在动力学轨道预测方法中,采用本文构建的高精度动力学模型提高了接收机的定位精度;与动力学轨道预测方法相比,本文提出的基于ANN的卫星轨道预测方法和基于CNN的卫星轨道预测方法进一步提高了接收机的定位精度。
李卓[3]（2020）在《“太极”空间引力波探测编队飞行轨道优化设计与分析》文中认为引力波是爱因斯坦广义相对论最重要的预言,是当代物理学研究的前沿领域。空间引力波探测可以摆脱地表震动和引力梯度噪声的影响,以及干涉臂长的限制,探测蕴涵着丰富物理和天文信息的中低频引力波。本文基于“太极”空间引力波探测计划,重点研究了日心编队飞行轨道的优化设计与分析问题。主要研究内容包括:在编队构型优化方面,空间引力波探测任务动力学模型复杂,任务周期长,导致编队优化效率较低。针对此问题,构造了考虑太阳引力和其他摄动力的辛积分轨道递推模型,重点考虑对编队臂长、呼吸角、臂长变化率及星地距离等指标进行空间引力波探测编队构型快速优化,提升了编队构型优化效率。仿真结果表明,当步长为100000s时,辛积分的位置误差相较于RKF78减少了0.1271km,基于辛积分的编队构型优化计算用时相较于RKF78减少了45%。综合考虑初始后滞角对编队构型呼吸角、发射C3、转移所需速度增量和转移时间的影响,选择20°初始后滞角作为编队构型初始优化条件。在空间引力波探测编队构型稳定性分析方面,首先分析了太阳系天体对空间引力波探测编队构型的影响,建立了包括行星、月球、矮行星、小行星引力,以及太阳光压等的日心轨道卫星的高精度轨道动力学模型。提出了一种综合考虑小行星到卫星轨道距离和星等的二重筛选方法,能够快速估计小行星相对加速度的上界。并根据分析结果和编队构型稳定性分析需求,合理简化编队轨道动力学模型。其次,为分析入轨误差对编队构型稳定性的影响,提出了基于协方差函数的空间引力波探测编队卫星入轨误差传播分析方法,建立了空间引力波探测任务中臂长、呼吸角、臂长变化率和星地距离的误差传播方程,能够快速准确地分析使编队构型保持稳定的入轨误差边界,用时相比Monte-Carlo打靶方法大大降低。在轨道确定方面,分析了空间引力波探测任务的卫星入轨精度的要求。根据定轨精度需求,设计了一种基于扩展卡尔曼滤波算法的轨道确定方法。利用星间测距和测角信息提高了轨道确定精度,满足入轨要求。在转移轨道与编队构型全局优化方面,为同时满足空间引力波任务对高精度编队构型和转移轨道的要求,综合考虑编队构型稳定性,转移时间和速度增量,研究了基于脉冲转移、电推进和月球借力的转移轨道与编队构型的全局优化方法。仿真结果表明,星箭分离后,经过全局优化的三颗卫星独立转移,直接进入稳定的编队构型。
张刚强,郑伟,尹文杰,雷伟伟,吴庭涛,张文松[4]（2020）在《月球重力场模型研究进展及展望》文中进行了进一步梳理为满足我国探月工程对高精度月球重力场模型需求,介绍了月球重力场模型的研究进展及展望。综述了自人类开始探月以来所有和月球重力相关的探月卫星以及相关的月球重力场反演模型;依据探月跟踪模式将探月历程分为三个阶段,并对每个阶段跟踪模式的工作原理进行详细介绍并以示意图的形式呈现;针对当前比较常用重力场的反演方法进行了相关介绍;对各个探月阶段具有代表性的重力场模型进行介绍,主要包括:8×4重力场模型、Lun60D、LP165P、SGM100i和GL0420,并进行了精度对比,发现最新一代模型精度比之前提高了4个数量级;但是在细节处仍有待进一步优化。介绍了本团队在月球重力探索方向研究进展以及月球重力场模型在探究月球内部构造和卫星定轨方面的应用。结合现代技术以及目前重力场反演的不足,提出将来可以改进的方案:改进反演算法、应用重力梯度仪和获取月球表面真实重力数据。
蔺陆洲[5]（2020）在《从太空竞赛到空间合作航天外交的理论建构与现实转型》文中研究表明太空竞争与空间合作的关系变化和政策调整是航天外交的基本问题。本文围绕竞争与合作的主轴,建构了一种航天外交的理论框架并以商业航天为基点分析了航天外交的现实转型。在回顾航天外交相关研究文献的基础上,明确了研究的核心问题、主要方法和创新点,进而界定了航天外交概念的内涵、外延和特征。通过梳理自1957年以来航天外交的发展历史和当前航天外交的发展趋势,结合国际政治经济学理论在相互依存、霸权稳定、世界体系、国家主义和依附理论的发展路径与分析范式,总结了航天外交在战略、资金和科技各方面的理论要素。基于这三个航天外交的理论要素,将航天产业的计划经济属性、国家为核心的行为体和大国竞争的本质特征确立为航天外交理论的范式,以航天相对实力的变化和航天外交政策的调整为主要逻辑,建立航天外交的理论模型,在太空竞赛和空间合作方面形成理论推论。综合运用相关性分析的定量研究方法和比较分析的定性研究方法,对理论和推论进行检验。通过理论限制性条件分析,将商业航天识别为改变航天外交理论外部环境和条件的颠覆性变量,并对航天外交理论的发展进行预测。随后,以文章建构的航天外交理论框架,针对世界航天外交总体态势、主要航天国家和国际航天组织的结构与政策,利用案例研究和博弈论进行分析,解释当前航天外交关系的状态和变化趋势。特别是基于中国的航天外交实践的总结,在大国博弈、多边主导和应用推广方面进行中国航天外交的设计并提出政策建议。最终回顾和总结航天外交的本质与启示,并对未来的航天外交进行展望。
游志成[6]（2020）在《导航星座自主定轨与轨道保持控制一体化研究》文中指出导航卫星的安全问题对于经济、民生和国防都有重要意义。现有的全球卫星导航系统功能主体为导航卫星,但同时还要依靠地面站协同工作对卫星进行控制和轨道维护,一旦地面站遭到打击或干扰,导航卫星的正常功能将受到影响甚至完全失去作用。并且随着导航星座卫星个数的急速增加,地面站面临的测控负担和压力也将越来越大,不得不耗费更大的人力物力成本。基于星间链路的卫星自主导航技术可以使地球导航星座减少对地面站的依赖,既减轻了地面站的工作压力,又能在极端条件（无法与地面站取得通信的情况）下保持一段时间的自主定轨精度,增强导航星座的独立生存能力,提高其在特殊条件下的安全性。为解决地球导航星座仅依靠星间测距实现自主定轨时整体旋转误差难以消除的问题,引入拉格朗日点导航卫星组成扩展导航星座是个较优的方案,既能实现天基卫星导航系统的自主运行,又可将导航星座的服务区域扩展到深空探测,一举两得。但现有针对扩展的导航星座的研究均没有考虑轨道机动,事实上轨道保持常常伴随于导航卫星的整个寿命周期,要使导航星座具有真正完全的长期自主运行能力,有必要同时考虑自主定轨和自主轨道保持控制。考虑到加入机动力后卫星轨道动力学方程会发生明显改变,成为典型的非线性系统,能观性可能会发生改变,本文首先分析了轨道机动对系统能观性的影响,从动力学方程的坐标对称性和引力场分布对称性得出了能观性不变的结论,为后续的研究奠定了基础。作为扩展导航星座中的一员,GEO卫星的轨道具有一定的特殊性,且轨道保持控制的频率较高,本文针对GEO卫星研究了双神经网络观测控制一体化方案,利用神经网络改善建模精度和提高控制精度,经过数值仿真对比具有比传统非线性滤波器更好的效果。另外本文研究了考虑拉格朗日导航卫星轨道机动的扩展导航星座的联合自主定轨问题,研究了基于无味卡尔曼滤波的机动自主定轨方案和基于联合定轨结果的拉格朗日导航卫星自主轨道保持小推力控制方案。数值仿真结果表明自主定轨和自主轨道保持控制没有互相干扰,扩展导航星座可以实现自主运行。
聂涛[7]（2019）在《月球微纳卫星长期有界编队轨道演化及控制问题研究》文中指出月球及月球以远的深空探测再次成为各国航天活动的焦点,同上世纪六七十年代举国体制的航天活动不同的是,现代深空探测对任务的低成本提出了迫切需求,尤其随着以立方星为代表的微纳卫星技术的日渐成熟,利用微纳卫星及其编队进行深空探测任务备受青睐。卫星轨道的分析、设计与控制是航天任务最先切入点并贯穿始终,尤其是对摄动的处理是轨道相关研究的重点,与地球卫星不同,月球卫星受到的C22摄动与J2摄动相当,且三体摄动显着,针对地球卫星轨道的研究成果无法直接应用。本论文以月球轨道超长波天文观测微卫星项目为背景开展研究,面向微纳卫星编队月球探测任务,探讨复杂摄动下的长期轨道演化、编队飞行长期有界条件、环境力编队控制等相关问题,以期减弱摄动影响,并进而降低微纳卫星月球探测任务的长期燃料消耗。主要完成以下内容:在任务轨道设计时摄动力建模越精细,设计出的轨道越贴近实际,从而用于后期轨道保持的燃料消耗越小。为此,考虑月球J2、C22以及地球三体摄动等影响,提出了一种基于von-Zeipel变换的多摄动影响下月球卫星平瞬轨道根数显式转换和平均轨道动力学建模方法。该方法在构建月球J2、C22以及三体摄动等的哈密顿函数的基础上,通过von-Zeipel正则变换利用生成函数依次消除月球卫星轨道平近点角和地球相对月球轨道的轨道平近点角等角变量,基于哈密顿函数不变性约束确定消除短周期项和中周期项的显式生成函数和平均哈密顿方程,进而建立平瞬轨道根数显式转换关系和平均轨道动力学模型。将上述成果应用于月球卫星冻结轨道设计,给出了约束平均轨道偏心率、轨道倾角以及近地点幅角等不变的冻结轨道条件,为月球探测任务轨道设计提供了技术参考。最后,开展了数值仿真,结果表明所提出的平瞬轨道根数转换更为精确,设计的冻结轨道更为稳定。成员卫星长期保持在有界范围内是编队飞行的必要条件,考虑J2、C22以及地球三体摄动等影响,提出了编队卫星平均距离计算方法,给出了平均距离保持不变的月球冻结轨道卫星编队有界条件解析表达式和一种基于优化模型的月球任意轨道卫星编队长期有界条件设计方法。在复杂摄动影响下的冻结轨道平均动力学模型的基础上,利用其指数矩阵函数形式解推导出平均距离的解析表达式,进而推导出月球冻结轨道编队相对距离不变的解析有界条件。针对主星为任意轨道的情况,利用平均距离解析表达式构建了以各阶运动状态二次项加权为目标函数、以初始相对距离为约束的优化模型,利用拉格朗日乘子法求解得到编队长期有界的约束条件,并讨论了目标函数的权重因子对有界条件设计的影响。最后,针对主星位低轨和高轨、冻结与非冻结轨道等多种编队场景进行仿真,结果表明本文给出的解析有界条件依赖于平均相对距离的计算精度,使其更适用设计轨道冻结轨道编队,而基于优化的有界条件设计方法对平均相对距离的计算精度依赖更小,适用于各类型月球轨道编队,为编队构型设计提供了技术支撑。月球高轨卫星受到的地球三体摄动远大于其他摄动,选择月球高轨可降低非中心引力场摄动的影响。为此,考虑地球的轨道偏心率、轨道倾角等影响下的一般三体摄动模型,通过一次平均消除一般三体摄动对月球高轨卫星运动的短周期影响,并采用级数分析法和数值仿真对长周期运动进行定性与定量分析,得到了编队卫星轨道间偏心率、轨道倾角以及升交点赤经之差引起了一次平均相对距离大周期震荡的主要结论,进一步约束上述差分轨道参数、一次平均相对速率等变化,推导得到了解析化的月球高轨卫星编队长期有界条件。最后,通过数值仿真验证了该方法的有效性。为进一步降低微纳卫星编队控制的燃料消耗,采用太阳光压等环境力进行月球卫星轨道控制是一种可行的技术途径。为此,采用平均轨道根数作为反馈控制变量,提出了一种利用差分太阳光压的月球卫星编队有界保持控制切换律,并利用有限时间稳定性理论证明了控制系统的稳定性。该控制律能够根据相对轨道迹向上平均相对距离的变化趋势,对太阳光压投影面积进行调节,以产生差分太阳光压抑制迹向上相对距离的增长,进而达到无耗燃卫星轨道编队控制的目的。采用级数分析方法研究J2、C22、三体摄动、太阳光压摄动下的相对运动规律,结果表明通过差分太阳光压调整差分轨道半长轴能够有效消除相对距离增加,控制系统闭环仿真验证了所提出的控制方法可以减缓相对距离的长期增加,使编队几年内都能够保证相对稳定。
高清鹏[8]（2019）在《地月系L2点halo轨道特性在鹊桥卫星激光测距中的应用研究》文中指出近年来,国内外深空探测发展迅速并取得了长足的进步,我国深空探测起步于2007年嫦娥1号月球探测,深空探测至今已走过十二年并取得了丰硕的成果,大量月球图像、空间环境和空间天气等信息传回地球,为我们研究月球提供了基础。文章主要以嫦娥四号中继星——鹊桥卫星激光测距为基础进行了相关研究。文章首先对鹊桥卫星的背景和意义作简要阐述。介绍了在鹊桥卫星激光测距中所涉及的观测设备、目前观测设备的工作状况和准备工作。再介绍了用于计算鹊桥卫星目标晕轨道的圆型限制性三体问题。然后基于轨道力学基础用数值方法计算了符合鹊桥卫星中继通信任务的目标晕轨道。并对halo轨道的动力学特性进行了拓展性研究,包括在鹊桥卫星激光测距观测过程中对望远镜跟踪有影响的目标轨道运动的速度、轨道运行周期和晕轨道附近不变流形的计算。接着以计算的目标halo轨道来对鹊桥卫星激光测距进行分析计算:计算了鹊桥卫星距离观测台站的距离;在测距中为了便于分析月球反射光噪声对测距的影响,计算了鹊桥卫星与月球的距离。通过以往观测经验对观测条件进行约束后计算出鹊桥卫星激光测距观测任务时间窗口。分析了影响鹊桥卫星激光测距回波光子数和测距成功率的关键因素,结合以往月球激光测距的经验给出改善和提高鹊桥卫星激光测距成功率的方法。最后在未来得及开展鹊桥卫星激光测距实测的情况下,在观测设备允许的条件下设计了试验验证方案,通过实测结果来对理论计算进行验证,为后面展开鹊桥卫星实测提供理论依据。
杜建丽[9]（2018）在《面向空间碎片编目的天基监测系统研究》文中研究说明随着空间发射活动的持续进行,空间飞行器的数量呈稳定的增长趋势。然而失效卫星、航天器、火箭上面级及其爆炸、碰撞和解体的产物形成了数十万计的空间碎片,加剧了空间环境的拥挤。为避免工作卫星与其碰撞,以及更好地开展主动移除、空间交通管理等相关活动,对空间碎片进行编目并维护其轨道是必要的。编目和维护空间碎片的轨道依靠空间监测网的探测完成。美国有世界上分布最佳、设备性能最优的天地基一体监测网络,当前能维护约23000个空间目标的编目,未来随着新一代太空篱笆、3.5米空间监测望远镜以及天基监测星座部署完成并开始常规探测,其编目目标数量将急剧增加,可探测碎片的尺寸将低至厘米级。空间碎片轨道编目包含新目标的编目入库和已编目目标的轨道更新维护两方面的内容,二者的数据基础很多情况下是每天或每两天的一个观测弧段。在这种稀疏数据条件下,完成新目标的编目入库和已知目标的编目维护,与具有充分多且高精度观测值的卫星精密轨道确定有显着的差异。首先,在空间碎片观测数据稀疏条件下,即编目目标24-48小时1个甚短观测弧段,数据获取频率仅几个赫兹,空间碎片的轨道确定精度呈现相当大的波动。即便观测弧段数目、观测精度、观测时长（观测值个数）和观测者至目标距离等条件相同或处于同一个水平,这一现象仍然存在,说明存在影响轨道确定精度的未知因素。为此,本文引入近圆轨道目标观测弧段的相位参数,即观测弧段相对于第一个定轨弧段在轨道上以360度为模的相位,研究相位分布与轨道确定精度的关系。实验发现,给定长度和观测精度相同的3个弧段,它们的相位分布对定轨误差具有决定性的影响,同时也影响轨道解算协因数矩阵对应的相关系数矩阵的条件数。当3个弧段在相位上均匀分布时,轨道确定误差最小,对应的条件数也较小;当中间弧段的相位与第1或第3弧段的相位接近时,轨道确定误差达最大值,对应的条件数可能有量级上的变化。以低轨碎片2-3天3观测弧段定轨为例,由相位引起的最大与最小轨道确定误差之比达2-3倍,最大与最小条件数之比可达10倍。为描述观测弧段相位分布的优劣,本文提出用弧段相位位置在单位圆上构成的多边形面积作为指标,并利用条件数作为辅助指标,它们均能够通过简单计算而获得。这一发现,在监测资源有限时,为碎片监测规划、稀疏数据条件下编目碎片轨道确定与预报误差分析,提供了理论依据,也可用于确定未来监测网传感器位置优化设计的目标函数。其次,由于地基监测台站分布的限制和地基光学监测作业时间受光照和天气制约,在未来相当长时期的技术条件下,厘米尺寸碎片的监测将主要利用天基光学监测技术。因此,开展以厘米级碎片编目为目的的天基光学监测系统研究具有重要的意义。天基光学监测以卫星为平台,利用望远镜进行摄影测量,获取空间碎片的角度观测值,作为编目库建设的数据基础。本文分别以实现低轨20万碎片和高轨10厘米碎片的编目入库和维护为目标,开展低轨监测卫星星座和零倾角监测卫星仿真设计研究。仿真结果表明,8颗搭载大口径大视场（例如1.5米口径,10°×10°视场）望远镜的卫星构成的Walker星座可维护以厘米尺寸为主的20万低轨碎片的动态编目,其中约12万碎片可持续维护编目。对于高轨碎片,一颗轨道高度在4163公里的零倾角大口径大视场望远镜（1.5米口径,20°×20°视场）可以对94.7%地球同步轨道带小至10厘米目标平均每天至少观测一次。本文还对74个高轨10厘米碎片样本在7天内496个仿真探测弧段进行初轨确定和关联性能评估,应用基于距离搜索的初轨确定方法,初轨成功率为97.4%,其中接近70%的初轨解的半长轴误差小于25公里;应用纯几何的初轨关联算法,关联的正确率为89.7%,66个目标的观测弧段获得了正确关联,表明89%的高轨碎片在7天之内能被编目入库。由此推论,本文设计的零倾角监测卫星可以实现绝大部分高轨碎片的编目入库。最后,针对当前缺乏一种科学的手段评估空间监测网（包括天基和地基设备）随站点分布、设备性能变化等引起监测编目效能变化这一状况,本文展开了空间监测装备系统效能和贡献度评估的研究。效能评估的基础是各种类型、各种工作模式的设备的模拟探测结果。在此基础上,引入了AHP层次分析法确定评价指标,采用整体法和规则推理法进行效能分值和任务执行水平的计算,最后通过对比移除装备前后体系的效能分值或者任务执行水平的变化来确定贡献度。该方法仅在评价指标的权重确定时利用了专家经验,其它步骤均是基于仿真的结果,可靠性高。利用研发的软件系统,模拟一包含天基卫星和地基光学、雷达站点的仿真空间监测网,并进行“目标编目”效能和贡献度评估,整体法和规则推理法计算出的600公里太阳同步晨昏轨道卫星对整体的贡献最大,分别为50%和54%,贡献度虽有差异但很接近,这个结果也印证了天基系统在空间监测方面的优势。
陈帅[10]（2018）在《基于星间相对测量的双星系统自主定轨算法研究》文中提出卫星的自主定轨是现代卫星运行的核心技术之一,而随着卫星星座、编队和集群等概念的诞生,利用星间观测量进行自主导航成为了重要的课题之一。本文针对运行于月球椭圆轨道的双星系统,研究了利用星间的位置矢量进行自主导航的方法,主要的工作如下:由于月球环境和地球存在着极大的不同,因此本文首先研究了月球坐标系及其转换关系的计算问题,在月心惯性坐标系下建立了考虑月球卫星主要摄动项的动力学方程;设计了高性能的联合并行数值积分器,用于快速的轨道预报;并分析了不同摄动因素在不同轨道高度的量级,以及对于轨道外推精度的影响;该动力学方程具有普适性,可以拓展至地球卫星或火星探测器的高精度轨道预报和定轨问题。之后,研究了一种利用惯性空间下的星间位置矢量进行自主导航的方法,并建立其观测模型。对于只考虑中心天体引力的二体动力学,分别利用线性系统和非线性系统的能观性理论,对提出的导航方法进行能观性分析;然后从轨道几何学的角度对自主导航系统的局部能观性进行了直观的描述。最后,研究了用于自主导航的非线性滤波算法,设计了基于无迹卡尔曼滤波的自主定轨方案和基本流程,并给出系统状态转移矩阵的高精度数值解法。对于运行在月球椭圆轨道的双星系统,分别在同轨道面和异轨道面下进行了数值验证。对可能影响定轨精度的要素进行了分析和讨论。结果表明,该自主导航系统不仅能够适用于月球卫星定轨,提高轨道确定精度,还对初始误差具备一定的鲁棒性。
二、月球卫星轨道力学综述（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、月球卫星轨道力学综述（论文提纲范文）
（1）地球卫星动力学定轨中摄动模型的选取（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 二体模型及轨道六根数 |
| 2 摄动模型对轨道参数影响分析 |
| 2.1 地球非球形摄动 |
| 2.2 日、月引力摄动 |
| 2.3 太阳光压摄动 |
| 2.4 大气阻力摄动 |
| 3 摄动模型综合影响分析 |
| 4 总结 |
（2）基于卫星轨道预测的GPS接收机快速启动关键技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 1.绪论 |
| 1.1.研究背景与意义 |
| 1.2.国内外研究现状 |
| 1.2.1.GPS接收机快速启动技术研究现状 |
| 1.2.2.卫星轨道预测方法研究现状 |
| 1.3.本文主要研究内容及工作安排 |
| 2.卫星轨道预测以及星历拟合基本理论 |
| 2.1.时空基准 |
| 2.1.1.时间系统 |
| 2.1.2.坐标系统 |
| 2.2.主要摄动力 |
| 2.2.1.地球引力 |
| 2.2.2.日、月引力 |
| 2.2.3.太阳辐射压 |
| 2.3.数值积分方法 |
| 2.3.1.RK方法 |
| 2.3.2.BS方法 |
| 2.3.3.AC-PECE方法 |
| 2.4.轨道动力学平滑方法 |
| 2.4.1.轨道动力学平滑基本方程及求解方法 |
| 2.4.2.状态转移矩阵计算 |
| 2.5.GPS广播星历拟合 |
| 2.5.1.GPS广播星历拟合算法 |
| 2.5.2.星历拟合初值的选取和计算方法 |
| 2.5.3.GPS广播星历拟合算例 |
| 2.6.本章小结 |
| 3.GPS卫星轨道动力学平滑策略研究 |
| 3.1.轨道初始状态的确定方法 |
| 3.2.SRP模型参数的处理策略 |
| 3.2.1.SRP模型参数的估计方法 |
| 3.2.2.SRP模型参数的精化方法 |
| 3.2.3.两种SRP模型参数处理方法的比较 |
| 3.3.EOP的处理策略 |
| 3.3.1.EOP的估计方案 |
| 3.3.2.EOP的误差影响分析 |
| 3.4.优化轨道动力学平滑策略 |
| 3.5.本章小结 |
| 4.基于动力学模型的高性能轨道预测方法研究 |
| 4.1.高精度动力学模型研究 |
| 4.1.1.小摄动因素及其计算方法 |
| 4.1.2.小摄动因素对卫星轨道预测精度的影响分析 |
| 4.2.快速数值积分方法研究 |
| 4.2.1.常用数值积分方法的性能分析及比较 |
| 4.2.2.保辛摄动法在卫星轨道积分中的应用 |
| 4.2.3.保辛摄动法的性能分析及比较 |
| 4.3.本章小结 |
| 5.基于机器学习的轨道预测方法研究 |
| 5.1.机器学习方法介绍 |
| 5.1.1.人工神经网络(ANN) |
| 5.1.2.卷积神经网络(CNN) |
| 5.2.基于ANN的轨道预测方法 |
| 5.2.1.基于ANN的轨道预测方法流程 |
| 5.2.2.ANN的训练和使用 |
| 5.2.3.基于ANN的轨道预测方法精度评估 |
| 5.3.基于CNN的轨道预测方法 |
| 5.3.1.基于CNN的轨道预测方法流程 |
| 5.3.2.CNN的训练和使用 |
| 5.3.3.基于CNN的轨道预测方法精度评估 |
| 5.4.本章小结 |
| 6.GPS接收机快速启动技术性能分析 |
| 6.1.快速启动接收机系统架构 |
| 6.2.快速启动性能测试实验系统 |
| 6.3.快速启动的首次定位时间 |
| 6.4.快速启动的定位误差 |
| 6.4.1.动力学方法的定位误差 |
| 6.4.2.ANN方法的定位误差 |
| 6.4.3.CNN方法的定位误差 |
| 6.5.论文提及方法的性能比较分析 |
| 6.6.本章小结 |
| 7.总结与展望 |
| 7.1.全文工作总结 |
| 7.2.后续工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间取得的研究成果及承担的科研项目 |
（3）“太极”空间引力波探测编队飞行轨道优化设计与分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 常数 |
| 缩略词 |
| 符号 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状与分析 |
| 1.2.1 空间引力波探测任务 |
| 1.2.2 卫星轨道递推方法 |
| 1.2.3 误差传播研究方法 |
| 1.2.4 编队卫星轨道确定方法 |
| 1.2.5 卫星转移轨道设计方法 |
| 1.2.6 总结 |
| 1.3 论文的主要研究内容与创新点 |
| 1.3.1 主要研究内容 |
| 1.3.2 创新点 |
| 第2章 理论基础 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 时空基准 |
| 2.2.1 时间系统定义 |
| 2.2.2 坐标系统定义 |
| 2.3 差分进化算法 |
| 2.4 多目标优化算法 |
| 2.5 辛几何方法 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 日心轨道空间引力波探测编队构型优化与分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 积分方法 |
| 3.2.1 辛积分算法 |
| 3.2.2 仿真与分析 |
| 3.3 基于辛积分的编队构型优化与分析 |
| 3.3.1 优化模型 |
| 3.3.2 影响编队构型优化的因素分析 |
| 3.3.3 单目标优化仿真分析 |
| 3.3.4 多目标优化仿真分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 空间引力波探测编队构型稳定性分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 太阳系天体对编队构型卫星的相对加速度模型 |
| 4.3 太阳系天体引力摄动对编队构型稳定性的影响 |
| 4.3.1 行星和月球对编队构型卫星的相对加速度 |
| 4.3.2 矮行星对编队构型卫星的相对加速度 |
| 4.3.3 小行星对编队构型卫星的相对加速度 |
| 4.3.4 太阳系天体对编队构型卫星的相对加速度影响 |
| 4.4 入轨误差对编队构型稳定性的影响 |
| 4.4.1 入轨误差传播动力学模型 |
| 4.4.2 基于UT的编队卫星入轨误差传播分析方法 |
| 4.4.3 基于SSUT的编队卫星入轨误差传播分析方法 |
| 4.4.4 基于CADET的编队卫星入轨误差传播分析方法 |
| 4.4.5 仿真与分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 空间引力波探测卫星的轨道确定 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 空间引力波探测的定轨精度需求分析 |
| 5.3 空间引力波探测卫星的轨道确定 |
| 5.3.1 状态方程 |
| 5.3.2 观测方程 |
| 5.3.3 仿真与分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 第6章 转移轨道与编队构型全局优化方法 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 转移轨道设计 |
| 6.2.1 脉冲转移轨道设计 |
| 6.2.2 电推进转移轨道设计 |
| 6.2.3 月球借力转移轨道设计 |
| 6.2.4 仿真与分析 |
| 6.3 转移轨道与编队构型全局优化设计 |
| 6.3.1 脉冲转移与编队构型全局优化 |
| 6.3.2 电推进转移与编队构型全局优化 |
| 6.3.3 月球借力转移与编队构型全局优化 |
| 6.4 本章小结 |
| 第7章 结论与展望 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 致谢 |
| 作者简历及攻读学位期间发表的学术论文与研究成果 |
（4）月球重力场模型研究进展及展望（论文提纲范文）
| 1 月球重力场模型的研究进展 |
| 1.1 历史上探月卫星的发射 |
| 1.2 月球重力场模型的进展 |
| 1.3 卫星跟踪技术的发展 |
| 1.3.1 地球跟踪卫星地-卫跟踪模式 |
| 1.3.2 卫星跟踪卫星高-低模式 |
| 1.3.3 卫星跟踪卫星低-低模式 |
| 2 月球重力场模型的反演方法 |
| 2.1 短弧积分法 |
| 2.2 天体力学法 |
| 3 月球重力场模型精度的对比 |
| 3.1 8×4月球重力场模型 |
| 3.2 月球重力场模型:LUN60D |
| 3.3 月球重力场模型:LP165P |
| 3.4 月球重力场模型:SGM100i |
| 3.5 月球重力场模型:GL0420A |
| 3.6 精度对比 |
| 4 钱学森空间技术实验室天空海一体化导航与探测团队研究进展 |
| 5 月球重力场模型的应用及未来展望 |
| 5.1 月球重力场模型的应用 |
| 5.1.1 研究月球内部结构 |
| 5.1.2 提高卫星定轨精度 |
| 5.2 月球重力场模型的未来展望 |
| 6 结论与建议 |
（5）从太空竞赛到空间合作航天外交的理论建构与现实转型（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 第一节 选题的由来与意义 |
| 第二节 文献综述 |
| 一、军事安全 |
| 二、法律政策 |
| 三、经济产业 |
| 四、科学技术 |
| 五、文化认知 |
| 六、研究概况 |
| 第三节 研究概述 |
| 一、主要内容 |
| 二、研究方法 |
| 三、创新点 |
| 第四节 论证框架与章节结构 |
| 第二章 概念界定 |
| 第一节 航天的基础概念 |
| 一、作为技术概念的航天 |
| 二、航天科技 |
| 三、航天系统和系统工程 |
| 第二节 航天外交的概念和定义 |
| 一、历史沿革 |
| 二、定义范畴 |
| 三、构成要素 |
| 四、本质特性 |
| 第三节 航天与国际关系理论 |
| 一、航天与地缘政治理论 |
| 二、航天与国际政治理论 |
| 三、航天与外交理论 |
| 第三章 历史与现实 |
| 第一节 航天外交的历史阶段 |
| 一、第一个时段:1957 年-1975年 |
| 二、第二个阶段:1975 年-1985年 |
| 三、第三个阶段:1985 年-2000年 |
| 四、第四个阶段:2000 年-至今 |
| 第二节 太空竞赛与现实主义 |
| 一、冷战早期50年代的航天外交 |
| 二、冷战早期60年代的航天外交 |
| 三、现实主义的航天外交 |
| 第三节 空间合作与相互依赖 |
| 一、冷战中期的航天外交情况 |
| 二、自由主义的航天外交 |
| 第四节 冲突对抗与霸权稳定 |
| 一、冷战后期的航天外交情况 |
| 二、新现实主义的航天外交 |
| 第五节 世界航天体系与依附 |
| 一、发展中国家的航天计划 |
| 二、世界体系中的航天外交 |
| 第六节 商业航天与国家主义 |
| 一、全球化与商业航天 |
| 二、国家主义的航天外交 |
| 第七节 航天外交的核心要素 |
| 一、科技是核心基础 |
| 二、战略是根本动力 |
| 三、资金是重要条件 |
| 第四章 理论框架 |
| 第一节 理论范式 |
| 一、航天经济的计划属性 |
| 二、国家为核心的行为体 |
| 三、大国竞争的本质特征 |
| 第二节 理论模型 |
| 一、关键要素 |
| 二、理论内核 |
| 三、主要逻辑 |
| 第三节 理论推论 |
| 一、太空竞赛 |
| 二、空间合作 |
| 第四节 理论验证 |
| 一、定量检验 |
| 二、定性检测 |
| 第五节 理论颠覆 |
| 一、理论界限 |
| 二、商业航天 |
| 三、理论发展 |
| 第五章 理论分析 |
| 第一节 总体态势分析 |
| 一、综合分析 |
| 二、分项分析 |
| 第二节 主要国家分析 |
| 一、美国的航天外交 |
| 二、俄罗斯的航天外交 |
| 三、欧洲的航天外交 |
| 四、日本的航天外交 |
| 五、印度的航天外交 |
| 第三节 国际组织分析 |
| 一、国际组织类型分析 |
| 二、多边平台博弈策略 |
| 三、非政府间国际组织 |
| 第六章 中国的航天外交 |
| 第一节 中国航天外交的实践 |
| 一、中国航天外交的基础 |
| 二、中国航天外交的历史 |
| 第二节 中国航天外交的设计 |
| 一、大国博弈 |
| 二、多边主导 |
| 三、应用推广 |
| 第三节 中国航天外交的政策建议 |
| 一、坚持高举高打的战略定位 |
| 二、改革管理体制和创新模式 |
| 第七章 结论 |
| 第一节 航天外交的本质与启示 |
| 一、航天外交的本质 |
| 二、航天外交的启示 |
| 第二节 航天外交的未来 |
| 一、持续的竞争 |
| 二、潜在的合作 |
| 第三节 存在的不足和未来的研究方向 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（6）导航星座自主定轨与轨道保持控制一体化研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 机动定轨技术研究现状 |
| 1.3 拉格朗日点导航卫星研究现状 |
| 1.3.1 地-月拉格朗日点探测任务简述 |
| 1.3.2 拉格朗日点轨道保持技术研究现状 |
| 1.4 导航卫星自主定轨技术研究现状 |
| 1.4.1 地球导航卫星自主定轨技术 |
| 1.4.2 扩展导航星座联合自主定轨技术 |
| 1.5 本文主要工作及内容安排 |
| 第二章 轨道控制对自主定轨系统能观性的影响分析 |
| 2.1 非线性系统能观性 |
| 2.2 无轨道控制时自主定轨系统的能观性分析 |
| 2.3 有轨道控制时自主定轨系统的能观性分析 |
| 2.4 总结 |
| 第三章 基于神经网络的GEO卫星自主运行一体化 |
| 3.1 GEO卫星轨道特征分析 |
| 3.2 基于小推力控制器的GEO卫星的轨道保持策略 |
| 3.2.1 相对运动坐标系下的GEO卫星运动方程 |
| 3.2.2 理想矫正轨迹的生成 |
| 3.3 基于神经网络的状态观测器和闭环控制器 |
| 3.3.1 基于神经网络观测器和控制器的设计方法 |
| 3.3.2 基于李雅普诺夫方法的系统的稳定性分析 |
| 3.4 GEO卫星机动自主运行数值仿真实验 |
| 3.4.1 仿真方案设计 |
| 3.4.2 仿真结果及分析 |
| 3.5 总结 |
| 第四章 扩展导航星座自主运行研究 |
| 4.1 拉格朗日点卫星实际力学模型 |
| 4.2 拉格朗日导航卫星轨道保持策略 |
| 4.2.1 .平动点导航卫星的标称轨道 |
| 4.2.2 .基于小推力控制器的航天器轨道保持控制策略 |
| 4.3 基于无味卡尔曼滤波的机动定轨算法 |
| 4.3.1 无味卡尔曼滤波原理 |
| 4.3.2 扩展导航星座自主运行步骤 |
| 4.4 扩展导航星座机动自主定轨数值仿真实验及分析 |
| 4.5 总结 |
| 第五章 总结与展望 |
| 5.1 研究内容的总结报告 |
| 5.2 后续研究的展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（7）月球微纳卫星长期有界编队轨道演化及控制问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题来源及研究目的和意义 |
| 1.1.1 课题来源 |
| 1.1.2 课题研究的目的和意义 |
| 1.2 国内外研究现状与分析 |
| 1.2.1 微纳卫星月球探测任务 |
| 1.2.2 轨道摄动理论 |
| 1.2.3 编队有界飞行条件 |
| 1.2.4 基于太阳光压的轨道控制 |
| 1.3 论文的主要研究内容 |
| 第2章 基于von-Zeipel变换的月球卫星平均轨道动力学建模与分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 平均轨道动力学 |
| 2.2.1 短周期项消除 |
| 2.2.2 中周期项消除 |
| 2.2.3 平均轨道根数与瞬时轨道根数转化关系 |
| 2.2.4 轨道动力学方程 |
| 2.3 冻结轨道条件 |
| 2.4 数值仿真 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 地月引力摄动下编队长期有界条件 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 平均相对轨道动力学 |
| 3.3 平均相对距离 |
| 3.4 长期有界编队飞行设计 |
| 3.4.1 不变平均距离条件 |
| 3.4.2 优化有界条件 |
| 3.5 数值仿真 |
| 3.5.1 主星位于低轨冻结轨道 |
| 3.5.2 主星位于高轨冻结轨道 |
| 3.5.3 主星位于非冻结轨道 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 地球三体摄动下高轨编队长期有界解析条件 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 一次平均与二次平均轨道动力学 |
| 4.2.1 平均势能函数 |
| 4.2.2 一般三体摄动下的轨道动力学方程 |
| 4.2.3 仿真对比 |
| 4.3 一次平均相对运动 |
| 4.3.1 一次平均相对轨道动力学 |
| 4.3.2 一次平均相对速率 |
| 4.3.3 相对速率分析 |
| 4.4 解析有界条件 |
| 4.5 数值仿真 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 基于差分太阳光压的微纳卫星编队控制方法 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 轨道动力学 |
| 5.3 相对运动 |
| 5.3.1 相对动力学方程 |
| 5.3.2 相对速率 |
| 5.3.3 相对速率的分析 |
| 5.4 基于平均轨道根数的编队控制 |
| 5.4.1 控制律设计 |
| 5.4.2 稳定性分析 |
| 5.5 数值仿真 |
| 5.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录A 平均轨道与瞬时轨道转换关系项 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其他成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（8）地月系L2点halo轨道特性在鹊桥卫星激光测距中的应用研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 研究意义 |
| 1.3 文章主要研究内容和结构安排 |
| 1.3.1 文章内容 |
| 1.3.2 结构安排 |
| 1.3.3 文章创新点 |
| 第2章 观测设备和准备工作 |
| 2.1 激光测距原理 |
| 2.2 1.2米望远镜激光测距系统 |
| 2.3 云南天文台开展鹊桥卫星激光测距试验准备工作 |
| 2.4 小结 |
| 第3章 力学基础 |
| 3.1 系统动力学方程 |
| 3.2 单位的无量纲化 |
| 3.3 地月系平动点位置和雅可比积分 |
| 3.4 太阳系深空探测主要行星平动点位置及相关探测 |
| 3.5 小结 |
| 第4章 目标轨道计算 |
| 4.1 轨道任务分析 |
| 4.2 任务轨道计算 |
| 4.2.1 三阶解析解 |
| 4.2.2 状态转移矩阵 |
| 4.2.3 单值矩阵 |
| 4.2.4 halo轨道 |
| 4.3 小结 |
| 第5章 不变流形 |
| 5.1 不变流形的特征 |
| 5.2 不变流形计算 |
| 5.3 小结 |
| 第6章 鹊桥卫星激光测距 |
| 6.1 观测任务时刻表 |
| 6.2 测距成功率估算 |
| 6.3 提高测距成功率分析和改善方法 |
| 6.4 小结 |
| 第7章 理论计算可靠性实测验证 |
| 7.1 试验设计与理论计算 |
| 7.2 实测结果 |
| 7.2.1 compassi5 激光测距实测 |
| 7.2.2 月球激光测距实测 |
| 7.3 小结 |
| 第8章 总结与展望 |
| 参考文献 |
| 附录 |
| 致谢 |
| 作者简历及攻读学位期间发表的学术论文与研究成果 |
（9）面向空间碎片编目的天基监测系统研究（论文提纲范文）
| 博士生自认为的论文创新点 |
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 缩略词 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.1.1 空间环境概况 |
| 1.1.2 选题的背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 主要的空间监测网 |
| 1.2.2 空间监测卫星 |
| 1.2.3 稀疏数据定轨 |
| 1.2.4 编目相关算法 |
| 1.2.5 空间监测网的优化 |
| 1.3 研究目标及研究内容 |
| 第2章 空间目标轨道力学基础 |
| 2.1 时间基准及其转换关系 |
| 2.2 坐标系统及其转换关系 |
| 2.2.1 坐标系统 |
| 2.2.2 转换关系 |
| 2.3 空间目标运动方程 |
| 2.3.1 二体问题 |
| 2.3.2 受摄运动 |
| 2.4 初轨确定与轨道关联 |
| 2.4.1 距离搜索法确定初轨 |
| 2.4.2 初轨关联 |
| 2.5 轨道确定 |
| 2.5.1 轨道确定的基本原理 |
| 2.5.2 观测资料对空间目标状态矢量的偏导数 |
| 2.5.3 轨道确定中的几个问题 |
| 2.6 小结 |
| 第3章 稀疏数据分布与定轨精度关系研究 |
| 3.1 问题的提出 |
| 3.2 理论基础 |
| 3.2.1 最小二乘轨道确定 |
| 3.2.2 协因数矩阵的相关系数矩阵条件数 |
| 3.3 观测弧段相位与轨道确定精度的关系 |
| 3.4 三个观测弧段定轨 |
| 3.4.1 高轨目标 |
| 3.4.2 低轨目标 |
| 3.5 四个观测弧段定轨 |
| 3.6 小结 |
| 第4章 天基光学监测系统及编目性能评估 |
| 4.1 天基平台设计原则 |
| 4.1.1 卫星轨道 |
| 4.1.2 星上载荷 |
| 4.1.3 望远镜安装与工作模式 |
| 4.2 低轨碎片的监测 |
| 4.2.1 低轨小碎片的特点 |
| 4.2.2 低轨空间监测星座 |
| 4.2.3 仿真流程 |
| 4.2.4 性能分析 |
| 4.3 高轨碎片的监测 |
| 4.3.1 监测卫星设计 |
| 4.3.2 仿真流程 |
| 4.3.3 性能分析 |
| 4.4 小结 |
| 第5章 空间监测装备体系效能及贡献度评估 |
| 5.1 空间监测装备体系 |
| 5.1.1 效能评估模型 |
| 5.1.2 贡献度评估方法 |
| 5.2 案例分析 |
| 5.2.1 场景设置 |
| 5.2.2 仿真目标选取 |
| 5.2.3 编目效能和贡献度 |
| 5.3 小结 |
| 第6章 结论与展望 |
| 6.1 主要工作及结论 |
| 6.2 展望和设想 |
| 附录A |
| 参考文献 |
| 攻博期间完成的学术论文及获奖情况 |
| 致谢 |
（10）基于星间相对测量的双星系统自主定轨算法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景和意义 |
| 1.2 自主定轨技术现状 |
| 1.2.1 基于外部信息的定轨方法 |
| 1.2.2 基于内部信息的定轨方法 |
| 1.3 非线性滤波理论研究概况 |
| 1.3.1 扩展卡尔曼滤波 |
| 1.3.2 Sigma点卡尔曼滤波 |
| 1.3.3 粒子滤波算法 |
| 1.4 国内外研究简析 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第2章 卫星定轨理论基础 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 时间系统及转换 |
| 2.2.1 时间系统 |
| 2.2.2 时间系统之间的转换 |
| 2.3 坐标系统及转换 |
| 2.3.1 月心天球坐标系 |
| 2.3.2 月心固连坐标系 |
| 2.3.3 月心赤道惯性坐标系 |
| 2.3.4 月球坐标系之间的转换 |
| 2.4 卫星轨道摄动模型 |
| 2.4.1 月球非球形引力摄动 |
| 2.4.2 日地第三体引力摄动 |
| 2.4.3 太阳光压摄动 |
| 2.4.4 精密星历概述 |
| 2.4.5 联合并行数值积分器 |
| 2.5 摄动加速度对卫星轨道的影响 |
| 2.5.1 摄动加速度的量级分析 |
| 2.5.2 J2项摄动对轨道的影响 |
| 2.5.3 主要摄动对轨道的影响 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 自主导航模型及能观性分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 自主导航系统模型 |
| 3.2.1 基于相对位置矢量测量的导航原理 |
| 3.2.2 导航系统观测方程 |
| 3.3 导航系统的能观性分析 |
| 3.3.1 线性系统能观性定义 |
| 3.3.2 线性系统能观性分析 |
| 3.3.3 非线性系统局部能观性 |
| 3.4 局部能观性几何学描述 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 双星编队的自主定轨 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 自主定轨方案设计 |
| 4.2.1 定轨算法的基本流程 |
| 4.2.2 变分方程 |
| 4.2.3 观测矩阵 |
| 4.2.4 UKF算法 |
| 4.3 同轨道面的双星系统自主导航 |
| 4.3.1 数值仿真的基本条件 |
| 4.3.2 UKF算法仿真 |
| 4.4 异轨道面的双星系统自主导航 |
| 4.4.1 数值仿真的基本条件 |
| 4.4.2 UKF算法仿真 |
| 4.5 影响自主导航精度因素分析 |
| 4.5.1 测量精度的影响 |
| 4.5.2 积分步长的影响 |
| 4.5.3 卫星轨道高度及偏心率的影响 |
| 4.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
四、月球卫星轨道力学综述（论文参考文献）
- [1]地球卫星动力学定轨中摄动模型的选取[J]. 张峰,张香莎,高旭东. 航天控制, 2021(04)
- [2]基于卫星轨道预测的GPS接收机快速启动关键技术研究[D]. 杨瑞红. 西安理工大学, 2021(01)
- [3]“太极”空间引力波探测编队飞行轨道优化设计与分析[D]. 李卓. 中国科学院大学(中国科学院国家空间科学中心), 2020(04)
- [4]月球重力场模型研究进展及展望[J]. 张刚强,郑伟,尹文杰,雷伟伟,吴庭涛,张文松. 科学技术与工程, 2020(24)
- [5]从太空竞赛到空间合作航天外交的理论建构与现实转型[D]. 蔺陆洲. 外交学院, 2020(08)
- [6]导航星座自主定轨与轨道保持控制一体化研究[D]. 游志成. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [7]月球微纳卫星长期有界编队轨道演化及控制问题研究[D]. 聂涛. 哈尔滨工业大学, 2019(02)
- [8]地月系L2点halo轨道特性在鹊桥卫星激光测距中的应用研究[D]. 高清鹏. 中国科学院大学(中国科学院云南天文台), 2019(04)
- [9]面向空间碎片编目的天基监测系统研究[D]. 杜建丽. 武汉大学, 2018(01)
- [10]基于星间相对测量的双星系统自主定轨算法研究[D]. 陈帅. 哈尔滨工业大学, 2018(01)