地月转移轨道的天基测向初轨确定研究

研究了利用天基测向数据对地月转移轨道的初轨确定。天基平台分别考虑采用单颗卫星和星座卫星,研究了观测数据的噪声平滑,分析了观测弧段长度和观测几何对两种平台的定轨精度的影响,基于数值分析结果,研究了初定轨中系统差的消除。研究结果表明,星座双星同步定轨比较适用于地月转移轨道的天基测向初定轨。     

基于压缩估计的单星观测定轨方法研究

分析了单星观测模式下的天基测控系统的可行性,并针对该观测模式下轨道确定中法矩阵的特点,提出了一种基于压缩估计的定轨方法,该方法对法矩阵进行变换,避免了法矩阵奇异造成的误差传递。证明了当满足一定条件时,该压缩方法的估计精度要高于传统的定轨方法。并结合单星观测的特殊性,提出了误差传递因子,设计了单星观测下的压缩估计定轨算法。最后以单星模式下的天基测控系统作为仿真背景进行了仿真试验。结果表明,该压缩估计可有效提高单星观测模式下的轨道确定精度。     

基于压缩估计的单星观测定轨方法

分析了单星观测模式下的天基测控系统的可行性,并针对该观测模式下轨道确定中法矩阵的特点,提出了一种基于压缩估计的定轨方法,对法矩阵进行压缩变换,避免了法矩阵奇异造成的误差传递。证明了当满足一定条件时,该压缩方法的估计精度要高于传统的定轨方法。结合单星观测的特殊性,提出了误差传递因子,设计了单星观测下的压缩估计定轨算法。最后以单星模式下的天基测控系统作为仿真背景进行了仿真试验。结果表明,该压缩估计可有效提高单星观测模式下轨道确定的精度。     

CODE新光压模型对北斗混合导航星座精密轨道确定的影响

运用卫星定轨软件工具包NUDTTK,分析了欧洲定轨中心扩展的经验光压模型(EECOM)对北斗二代混合导航星座精密轨道确定的影响。研究表明:对地球静止轨道卫星而言,EECOM能够明显改善定轨精度,相比于传统的ECOM-9和ECOM-5模型,卫星激光测距检核精度分别提高17.4%和35.1%。对倾斜地球同步轨道卫星和中轨道卫星而言,采用ECOM-5模型的定轨精度要优于采用EECOM和ECOM-9模型的,新光压模型EECOM并不能有效改善倾斜地球同步轨道卫星和中轨道卫星的定轨精度。与IGS数据分析中心WHU、GFZ和CODE的轨道产品相互比对的结果显示:目前,国防科技大学北斗精密轨道产品中,地球静止轨道卫星的定轨精度为1~4 m,倾斜地球同步轨道卫星的定轨精度为25~30 cm,中轨道卫星的定轨精度为10~20 cm。     

BDS在低轨卫星编队高精度相对轨道确定上的应用分析

分析基于北斗卫星导航系统(BeiDou satellite navigation System, BDS)的低轨卫星编队相对轨道确定问题,但由于缺乏实测数据,通过仿真实验展开研究。结果表明,500 km空域平均可视BDS卫星数约为9.7,由于地球静止轨道(GeoStationary earth Orbit,GEO)卫星和倾斜地球同步轨道(Inclined GeoSynchronous earth Orbit,IGSO)卫星的存在,亚太地区的可视BDS卫星数明显偏多。仅考虑观测噪声的影响时,基于BDS的相对定轨精度可达0.74 mm,加入星历误差的影响,对近距离编队系统的相对定轨而言,GEO卫星数米的星历误差可以忽略,但当星间距离增大到约200 km时,GEO卫星单差后的星历误差可达厘米量级,GEO+IGSO+中圆地球轨道(Medium Earth Orbit,MEO)卫星和IGSO+MEO卫星求解的相对轨道精度分别为1.09 mm和0.96 mm,GEO卫星的加入使得精度下降了13.54%。在其余误差得到有效处理后,BDS的相对定轨精度可达亚毫米量级,且无明显区域差异,GEO卫星和IGSO卫星能提高近距离编队系统的全球相对定轨精度,未来BDS将广泛应用于低轨卫星编队相对轨道确定。     

基于多源数据融合的GEO目标轨道改进分析

以美国新一代天基监视卫星SBSS为例,构建了天地联合方式观测GEO目标的观测模型。同时作为对比,介绍了传统地基雷达的距离测量模型;提出了将天地联合测量数据与传统地基测距数据融合,利用扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter,EKF)对GEO目标进行轨道改进的方法。仿真结果表明,利用2种不同方式的观测数据对GEO目标轨道进行改进,得到的定轨误差效果好于只有一种测量数据的结果。     

卫星位置视觉测量

目前卫星轨道参数的测量主要依靠地面测控站的无线电测量,使得测量受限于测控站的观测弧段;另一方面随着深空探测的不断深入,也对现有测控方法提出了新的挑战。利用卫星上已有的相机通过景象匹配对卫星自身位置进行精确测量,可以有效摆脱地面测量观测弧段和测量距离的约束。本文提出了一种基于星载实时图与基准图匹配的视觉测轨方法:通过景象匹配建立实时图中特征点与基准图的对应关系,再根据成像关系解算卫星的三维位置。利用卫星获取的立体图像和轨道测量数据进行了验证实验,证明了本文提出的方法具有较高的精度,实现了地基无线电测轨和视觉测轨的相互验证。本文提出的视觉测轨方法可以弥补现有测轨方式的不足,减轻地面测控系统负担,在深空探测等领域具有良好的应用前景。     

基于X射线脉冲星的Halo轨道卫星自主导航和控轨

讨论x射线脉冲星自主导航（X—raypulsar-basedautonomousnavigation,XNAV）技术应用于halo轨道卫星的可行性。给出halo轨道卫星的6维状态方程和基于x射线脉冲星导航的6维观测方程,对用x射线脉冲星导航和小推力方法控轨后的日地系第一平动点halo轨道卫星进行了数值模拟。结果表明：在现有的测量精度下,可以将卫星保持在标准轨道附近。最后对实验参数数值的选择给出了相应的分析讨论。     

嫦娥二号卫星视觉测轨研究

目前卫星轨道参数的测量主要依靠地面测控站的无线电测量,使得测量受限于测控站的观测弧段;另一方面随着深空探测的不断深入,也对现有测控方法提出了新的挑战。利用卫星上已有的像机通过景象匹配对卫星自身位置进行精确测量,可以有效摆脱地面测量观测弧段和测量距离的约束。本文提出了一种基于星载实时图与基准图匹配的视觉测轨方法：通过景象匹配建立实时图中特征点与基准图的对应关系,再根据成像关系解算卫星的三维位置。利用“嫦娥二号”获取的立体图像和轨道测量数据进行了验证实验,证明了本文提出的方法具有较高的精度,实现了地基无线电测轨和视觉测轨的相互验证。本文提出的视觉测轨方法可以弥补现有测轨方式的不足,减轻地面测控系统负担,在深空探测等领域具有良好的应用前景。     

地球静止轨道卫星系统兼容性多维度分析方法

针对地球静止轨道(Geostationary Satellite Orbit, GSO)卫星系统间的兼容性分析,设计了单波束和多波束GSO卫星系统间的上行及下行干扰场景,并在卫星的轨位、系统链路可用度及干扰系统地球站选址等多维度对GSO卫星系统间的干扰进行了评估,提出了不同轨位间隔条件下满足国际电信联盟干扰协调限值的干扰系统地球站最近选址的建议,细化了各维度研究上的颗粒度,在不同维度间进行横向对比,分析了GSO卫星系统在不同维度下的干扰变化特性曲线和各维度对干扰分析结果的影响程度。在系统链路可用度一定的条件下,两个卫星系统的轨位间隔>2°时,干扰数值变化缓慢;轨位间隔≤2°时,干扰数值变化较快;轨位间隔≤0.1°时,干扰数值急剧上升。以国际电信联盟实际登记的CHNSAT-81.5和INSAT-KA82.5E卫星的网络资料为例,将计算得到的GSO系统波束间的干扰噪声比、载波干扰比与Visualyse软件结果进行验证对比,结果误差保持在0.7 dB范围内,证明该方法具有有效的评估性能。     

环月轨道交会的奔月方案

研究了基于环月轨道共面交会的载人奔月方案.飞行方案设计采取人货分离的原则,包括3次发射,2次环月轨道交会.采用精确轨道动力学模型,得到了满足共面交会约束的发射窗口,以及地月转移轨道特性.进行了3次飞行任务的合理编排和规模估算,结果表明该方案在能量和时间需求上具备可行性.     

基于相对轨道根数的几种大椭圆轨道编队构形

大椭圆轨道航天器在较长轨道周期内运行于远地点上空,可以实现高纬度地区长时间的通信和预警,具有重要的军事应用价值.大椭圆轨道编队飞行可实现空间磁场探测、信息干扰等特殊空间任务.有必要研究大椭圆轨道的多航天器协同运动理论.完善了以相对轨道根数为变量的大椭圆编队相对运动模型,分析了模型的误差.推导并证明了几种特殊的伴随星相对运动轨迹:直线、圆、椭圆,给出了两颗以及三颗卫星形成特殊编队构形的条件.仿真结果表明,在二体条件下,对近距离大椭圆轨道航天器的相对运动,编队具有较高的精度.论文研究结论可为大椭圆轨道航天器编队构形初步设计提供理论指导.     

高精度空间非合作式相对轨道状态预报

为了解决接近空间非合作目标过程中的相对导航问题,提出一种基于相对轨道动力学方程和二阶龙格库塔积分公式的高精度空间非合作目标相对轨道预报模型。考虑地球J2摄动加速度,将目标轨道方程在参考轨道附近展开,保留至引力加速度差的二阶展开项,并进一步推导考虑J2摄动的参考轨道角速度和角加速度,建立相对轨道动力学微分方程;在给定相对轨道初值的情况下,采用二阶龙格库塔积分公式进行相对轨道预报。该模型采用数值积分方法,对相对轨道动力学模型形式没有限制,通用性好,适用范围广;选择低阶龙格库塔公式积分预报,既减少了计算量又保证了计算精度。设置高轨和低轨两种相对运动仿真场景,仿真结果表明了模型的通用性和精确性。     

经典 f 、g 级数的修正法

文中对开普勒轨道方程中的经典f、g 级数进行修正,使其适用于考虑主要带谐项的摄动情形,克服了f、g 级数仅用于开普勒轨道短弧段的限制。公式的推导借助计算机完成。使用此方法所得结果与使用数值积分方法所得结果比较:该方法速度快、精度高、可直接得到连续的状态。该方法简洁有效,在航天导航和制导领域具有很大实用价值。     

考虑J2项摄动的卫星编队飞行

针对参考卫星运行于圆轨道的编队飞行,分析了J2项摄动的影响.在此基础上提出了一种方法,通过调整环绕卫星的半长轴,大大减小了J2项摄动对编队飞行的破坏作用.此外,基于冲量假设估计了编队保持的代价.数值结果表明,调整长半轴的卫星编队可以长期保持,节省了大量的控制燃料.     

地月转移轨道设计的改进微分校正方法

地月转移轨道设计是探月关键技术之一,微分校正法是公认的解决非线性迭代问题的有效方法。针对探月任务中地月转移轨道设计精度高、计算速度快等要求,提出一种改进的微分校正快速设计方法。该方法基于DE405/LE405星历数据下日、地、月和地球J2项摄动真实轨道动力学模型,推导了近月点和入轨点设计参数偏导数关系,在积分轨道状态量的同时积分微分校正矩阵,用积分得到的准确微分校正矩阵求逆,快速迭代得到轨道设计结果。仿真结果表明,利用该方法设计地月转移轨道收敛速度远优于同等精度动力学模型—序列二次规划算法。     

基于Hill方程的编队卫星群运动分析与轨道设计

从Hill方程出发 ,研究了绕飞轨道的性质及编队卫星群的轨道设计方法。从三方面对绕飞轨道进行了描述 :坐标平面投影 ,与坐标平面的夹角 ,绕飞轨道根数。编队卫星群的轨道设计分两步进行 :先求基本环绕卫星的轨道根数 ;再求其它环绕卫星的轨道根数。仿真结果表明 ,此方法适用于编队飞行的初步设计     

MEO非共振轨道导航星座摄动补偿控制

针对我国新一代全球导航星座长期构型维持控制问题,提出了MEO星座构型状态描述方法,分析了主要摄动力和轨道参数偏差作用下的星座构型演化规律,结合实测数据对稳定性规律进行了验证;研究了参数偏置摄动补偿控制原理,提出了一种改进的解耦控制方案,分析了星座部署时间对摄动补偿控制量的影响规律,得到了一些有益的关键性结论,为我国全球导航系统的星座构型设计和运控策略制定奠定了基础。     

近地一次环月两次交会的载人登月任务规划

针对近地一次环月两次交会的载人登月任务飞行阶段多、周期长、约束复杂,导致各阶段飞行窗口与轨道衔接匹配复杂的难题,提出分层分解、正逆向结合的全任务标称飞行窗口与轨道衔接设计策略。介绍近地一次环月两次交会的载人登月任务飞行模式特点和应用前景,假定任务基本需求与工程约束,仿真验证所提方法的有效性,可以快速规划出近地一次环月两次交会的载人登月任务飞行轨道与窗口。     

力的空间连续条件及应用研究

分析了力的空间不连续性 ,导出了力的空间连续条件 ,并结合实例提出了两种实现力值连续变化的轨道计算方法