感恩手抄报资料-考核制度

金星甩摆
新建以太阳为中心的场景，命名为Venus-Boosting
一、日心转移段
双击场景打开其属性窗口，将起止时刻修改为24 Dec 2016 06:01:26.400 和 30 Dec
2035 00:00:00.000，将历元时刻（epoch）改为 24 Dec 2016 06:01:26.400。在场景
属性的 2D Graphics -> Global Attributes -> Planets，勾选显示轨道 ‘Show
Orbits’、 显示惯性位置 ‘Show Inertial Positions’ 以及显示名称 ‘Show
Position Labels’，关闭其它选项。保存场景。
Astrogator 预先定义了很多力模型，但在这里需要创建新的力模型。点击主菜单
下的
View
-> Astrogator Browser -> propagators -> Heliocentric，单击Duplicate
按钮对其进行复制。改名为 'Copy of Heliocentric' ，增加用户说明（可以省略），
点击OK 会看到'Copy of Heliocentric'显示为绿色，表明其为用户自定义的且可以修
改。双击'Copy of Heliocentric'，将除了二体力模型(TwoBody Force)的其他力模型
的都删 除(Remove)。这样我们就有了一个自定义的日心二体问题轨道传播器力模型。
打开2D图形窗口，点击属性图标，设置：
 Projection -> type -> “Orthographic”
 Display Coordinate Frame -> “CBI.”
 Display Height -> 3.5e+008 km
 Center Lat ： 90 deg
 Center Lon： 0 deg
创建行星对象并双击其对象打开属性窗口，将中心天体(Central Body)选择为
Copy_of_Earth，同理建立行星对象Venus。
打开3D图形窗口，点击属性图标，设置：
 Advanced->Max Visible Distance -> 1e+015 km
创建卫星 YG，在其属性窗口的力模型（Propagator）中选择 “Astrogator.”，
则自动生成任务控制序列MCS。
1.初始状态段Initial State的设置：
 单击‘Satellite Propertities’按钮
 Spacecraft Parameters ->Dry：500 kg
 Fuel Tank->Fuel : 3000 kg ；Maximum Fuel : 3500 kg
 coordinate system：Sun MeanEclpJ2000
 element type：Cadrtesian
 orbit epoch： 24 Dec 2016 06:01:26.400
 x component： 5.37364e+006 km
 y component：1.4721e+008 km





z component：3125.11 km
Vx component：-27.6419 kmsec
Vy component：0.708802 kmsec
Vz component：-0.386272 kmsec
2.传播段 Propagate 设置：
 Propagator：Copy of Heliocentric
 ‘Advanced„’：关闭Maximum Propagation time
 Trip： 7.14903e+006 sec
在2D 和3D 窗口查看轨迹。若要去除星下点轨迹（ground track），双击卫星在其
2D Graphics -> Pass -> Lead Type of the Ground Track -> None，在其 3D Graphics
options -> Pass -> LeadingTrailing -> “Inherit from 2D Graphics”，点击OK
则关闭了星下点轨迹的显示功能。若卫星的名称或模型没有显示，则在其属性页的3D
Graphics -> Model -> Maximum Viewing Distance 拖动到最大显示距离。
在 3D 窗口中，点击 “View FromTo” 按钮，选择卫星 Pioneer 作为 view from
和 view to。分别在2D 和3D 窗口查看日心转移段轨道，保存场景。
二、金星甩摆段
创建target段，其目标：是卫 星减速，并在其后用尽量少的能量飞跃小行星‘153267’
并在其后交汇金星（由于本实习主要体现 金星引力甩摆的作用，所以不介绍金星教交汇
段，有兴趣的同学可以自己完成）。
在初始状态段和传播段之间创建Target 序列，命名为‘Slow down at Venus’，
它和其它段的性质相同。 点击其左侧的(+) 则展开，在其内部分别创建三个机动段
（Maneuver）和四个传播段（Propagate）。
1. Maneuver1 段设置：
Maneuver type：impulsive
Attitude：Thrust Vector
thrust axes： VNC(Sun)
Cartesian
 X = 0.0184466 kmsec
 Y= 0.0140362 kmsec
 Z= -0.0101679 kmsec
 勾选(X, Y, Z). 右侧的红色眼球（bull’s-eye）
具体选项如图1所示





图1
为了控制卫星在飞入行星影响球范围内能够及时将传播段的力模型由日心二体力模型转换为金星二体力模型，可以增加一个边界条件来控制查看卫星的航行轨迹。
2. P2 V in段设置：
 Propagator：Copy of Heliocentric
 ‘Advanced„’：关闭Maximum Propagation time
 Stopping condition -> ‘Insert„’ ：R Magnitude.
 删除 Duration 条件
 Trip: 616000 km
 Coord System：Venus Mean EclpJ200
具体选项如图1所示

图1
3.在Target内部的P2 V in之后创建传播段（propagate）‘P2 Periapsis’。




Propagator：Venus Point Mass
‘Advanced„’：关闭Maximum Propagation time
Stopping condition -> ‘Insert„’ ：Periapsis
删除 Duration 条件

Central Body：Venus （periapsis condition）

4.在Target内部的P2 Periapsis之后创建机动段（Maneuver）‘Maneuver2’




Maneuver type：impulsive
Attitude：AntiVelocity Vector
Delta V Magnitude： 1 kmsec
勾选Delta V Magnitude 右侧的红色眼球（bull’s-eye）
5. P3 V out 段设置





Propagator：Venus Point Mass
‘Advanced„’：关闭Maximum Propagation time
Stopping condition -> ‘Insert„’ ：R Magnitude.
删除 Duration 条件
Trip: 616000 km

 Coord System：Venus Mean EclpJ200
6. P3 propagator段设置
 Propagator：Copy of Heliocentric
 ‘Advanced„’：关闭Maximum Propagation time
 Trip： 4.78336e+006 sec
 ‘Advanced„’：关闭Maximum Propagation time
Result设置：
 选中Maneuver1段，单击Results按钮，Maneuver ->

DeltaV，FuelMass，
Total Mass。
 选中P2 Periapsis段，单击Results按钮，MultiBody ->

BDotR，BDotT。
 选中Maneuver2段，单击Results按钮，Maneuver ->

DeltaV，FuelMass，
Total Mass。
 选中P3 propagator段，单击Results按钮，Keplerian Elems ->

Eccentricity，Inclination，Semimajor Axis。将他们的中心天体（Central
Body）改为Sun。

图2
点击Target Sequence，设置：
 Action： ‘Run Active Profiles’
 the Profiles
 ‘Differential Corrector’
 Mode： ‘Iterate.’
 ‘Properties„’
 Control Parameters（勾选下列参数）
 Cartesian.X

 Cartesian.Y
 Cartesian.Z
 ude
 Stopping lue
StoppingConditions„.
 Max. Step：0.0001 kmsec
 Perturbation：0.1 kmsec
 Equality Constraints（勾选下列参数）
 Eccentricity
 Desired Value：0.035607
 Tolerance：0.0001
 Inclination
 Desired Value：3.72646 deg
 Tolerance：0.001 deg
 Semimajor Axis
 Desired Value：1.08565e+008 km
 Tolerance：1000 km
任务控制序列MCS的上面有运行图标‘Run Sequence’（绿色右箭头），单击则运
行这一段 Targeter，并弹出迭代计算窗口，反 映控制参数的调节过程以及约束条件参
数的符合程度。经过一段时间的计算，STK 给出其计算结果。注意：有时候，参数或参
数概略值选取不当，STK计算不一定收敛。
在 收敛计算完成后，可以选中相应机动段点击右侧绿色箭头右侧的（Summary）
按钮，在其中可以找 到各个机动所消耗的DeltaV和燃料量。

三、小行星飞跃段
建立行星对象，双击打开属性窗口，将中心天体改为（Central Body）‘copy of
153267’。
在初始状态段和传播段之间创建Target 序列，命名为‘Reach 153267’，它和其
它段的性质相同。 点击其左侧的(+) 则展开，在其内部分别创建一个机动段（Maneuver）
和一个传播段（Propagate）。
er extra1 段设置：




Maneuver type：impulsive
Attitude：Thrust Vector
thrust axes： VNC(Sun)
Cartesian
 X = 0 kmsec
 Y= 0 kmsec

 Z= 0 kmsec
 勾选(X, Y, Z) 右侧的红色眼球（bull’s-eye）
2. P3 Reach 153267 段设置
 Propagator：Copy of Heliocentric
 ‘Advanced„’：关闭Maximum Propagation time
 Stopping condition -> ‘Insert„’ ：Periapsis
 删除 Duration 条件
 Coord System：Venus Mean EclpJ200
Result设置：
 选中P3 Reach 153267段，单击Results按钮，Spherical Elems->

R Mag。
坐标系选择Venus MeanEcipJ2000

图3
点击Target Sequence，设置：
 Action： ‘Run Active Profiles’
 the Profiles
 ‘Differential Corrector’
 Mode： ‘Iterate.’
 ‘Properties„’
 Control Parameters（勾选下列参数）
 Cartesian.X

 Cartesian.Y
 Cartesian.Z
 Max. Step：0.0001 kmsec
 Perturbation：0.1 kmsec
 Equality Constraints（勾选下列参数）
 R mag
 Desired Value：500 km
 Tolerance：100 km
完成设置后，单击绿色运行箭头，除了观察查看迭代窗口，还可以查肯3-D窗口，
观察 其迭代计算的特性。