关于径向小推力下任意轨道要素冻结轨道的研究

简介：
本文探讨了在径向小推力作用下，航天器轨道中特定轨道要素被冻结的情况，分析并提出了维持这类轨道稳定性的方法和策略。研究为深空探测任务中的轨道设计提供了理论支持和技术指导。 冻结轨道是一种特殊的轨道形式，在对地观测任务（如卫星）的应用中非常关键。在这样的轨道上运行的空间飞行器能够保持其位置和形状的稳定性很长一段时间。例如SEASAT、LANDSAT、SPOT、RADARSAT以及TOPEX Poseidon等项目中的空间飞行器都采用了冻结轨道技术，该概念最早由Cutting等人于1978年提出。 设计这种特殊轨道时需要满足特定条件：偏心率和近地点幅角的长期变化项为零。然而，传统的冻结轨道存在诸多限制，特别是在考虑地球扁率导致的J2项摄动影响的情况下。传统方法通常要求轨道倾角达到临界值以抵消这些摄动力的影响，在实践中这可能难以实现。 随着电推进技术的发展和应用推广，研究者开始探索使用小推力来控制任意轨道要素冻结的技术路径。通过持续的小推力调整，飞行器的轨道可以被更灵活地操控并维持稳定状态，从而克服传统方法中的限制条件。 在这一背景下，“基于径向小推力的任意轨道要素冻结轨道”成为研究热点之一。利用这种技术能够更好地控制和保持轨道要素不变的状态。其中的关键是运用“平均化”技术分析各种作用力（如地球引力、推进器产生的推力）对轨道长期变化的影响规律，为理解和设计这类特殊轨道提供了理论依据。 本项研究所提出的两种基于径向小推力的任意轨道要素冻结策略已经通过仿真实验验证其有效性。同时，该研究还深入探讨了2J项摄动（即地球非球形引力势导致的一种扰动力）对轨道要素平均变化率的影响，并提出了相应的计算方法。 此外，与传统的大规模推进技术不同，“小推力机动轨道”的设计通常将微弱的持续推力视为一种干扰因素来研究其对飞行器运动轨迹的影响。这种新的分析和控制策略为实现任意轨道要素冻结提供了全新的途径和技术支持。 总的来说，这些研究成果不仅扩展了冻结轨道的研究领域，还显著提升了卫星轨道设计与空间任务规划的能力和效率，在未来将具有重要的应用前景和发展潜力。