卫星定轨综述

对卫星定轨中的热点问题作一综述,内容包括短弧定轨和长弧精密定轨。对于短弧定轨(通常指初轨),不仅从原理上分析其关键之处,还介绍如何将适用于无摄运动的特殊定轨方法推广用于同时考虑各种摄动的受摄运动,并可同时适用于圆锥曲线的各种情况：变化的椭圆轨道、抛物线轨道和双曲线轨道,后者在深空探测器的运动过程中将会遇到。对于长弧精密定轨,阐述当今提高精密定轨精度的力模型补偿问题以及几何定轨的提法,天地基网联合定轨和星-星相对测量的自主定轨问题。     

导航卫星的短弧运动学定轨

导航卫星在姿轨控和轨道恢复期间,由于观测数据有限,传统的统计定轨理论难以实现导航卫星精密定轨。本文尝试采用一种不依赖轨道动力学的、新的运动学定轨方法来处理短弧和复杂动力学过程中的定轨,提出了基于多项式拟合的短弧运动学定轨算法,并提出2种不同的实现方案。该算法充分利用了高采样率的测轨数据,减少了结果的噪声,其优点在于不需要长时间累积测轨数据,可以实现近实时快速计算,克服了动力学法定轨发散和单点定位无法获得卫星速度信息等不足。对COMPASS M-01导航卫星实测数据的处理表明,10min左右短弧运动学定轨的位置精度可以优于10m,速度精度优于4cm/s,满足了短弧跟踪条件下RDSS对卫星轨道精度的要求,实现了短弧跟踪条件下卫星精密定轨,但从轨道预报精度来看,该方法仅仅适用于短期预报。     

联合定轨技术及其应用前景

研究了联合定轨的基本原理并给出了计算方法，通过对中继卫星系统和编队飞行星座两种不同应用的联合定轨的计算分析，总结出了联合定轨不同于一般传统定轨的基本特点。中继卫星与用户星的联合定轨在精度 上优于传统定轨，并能够降低对地面测量站的测量几何和测站数量的要求。编队飞行星座的联合定轨，能够显著提高星间相对位置的精度，且几乎不受动力学模型误差的影响，从而在轨道外推时误差不会扩大。     

关于初轨计算

初轨计算通常是指在二体问题意义下的短弧定轨,为了适应测量精度的提高和深空探测(包括月球探测)轨道器所涉及力学模型的需要,给出一种在测角资料背景下,同时适用于无摄和受摄运动的初轨计算方法。而且,该方法不仅适用于椭圆轨道,亦适用于双曲线轨道,拓宽初轨计算的传统范畴。     

天宫一号频繁轨控条件下快速测定轨精度及策略分析

2016年,中国将要执行空间站与货运飞船的快速交会对接试验,该试验要求飞船起飞后6 h完成与空间站的交会对接。工程实践中需要对飞船进行多次远导控制,其间留给快速定轨的数据时长最少可能只有5 min,这对短弧定轨精度提出了较高要求。利用天宫一号在轨运行期间实测数据开展了快速测定轨试验,试验频繁轨控条件下5 min数据时长的快速测定轨精度。试验结果表明,不同条件下短弧定轨精度差异较大,这为快速交会对接试验带来了较大风险。为了提高短弧定轨精度,制定了利用轨控前后数据联合解算轨控从而增加定轨数据弧段的方法提高短弧定轨精度的定轨策略。分析结果表明,该定轨策略有效提高了短弧定轨精度,可满足快速交会对接试验轨道维持控制要求。     

基于双星系统的卫星几何学精密定轨方法研究

双星导航系统的建立，为我国实现自主的卫星天基测控技术提供了可能。同时由于其全天候、全天时、相对定轨精度高等特点可望成为一种低、中轨卫星精密定轨的有效手段。但由于双星系统中静止卫星数目仅有两颗，要得到低、中轨卫星的三维定位信息，还需要额外的第三维观测量。本文根据双星系统的现状，结合国内对低、中轨卫星精密定轨的要求，提出了一种基于双星系统的卫星几何学精密定轨的方法，概述了其基本原理及其组成，给出了卫星定轨的方法和数学模型，同时根据数据仿真分析了该定轨系统的定轨精度，为下一步工程实现提供了理论基础。     

基于遗传算法的单站测速数据定初轨技术研究

只有单站测速数据的情况下,传统的定轨方法难以实现初轨确定.将遗传算法应用于定轨实践,实现了无初值条件下单站测速数据初始轨道确定,并能满足收敛要求,为缓解测控资源紧张提供了重要支持.在中巴“资源一号“卫星的长期测控任务中应用,证明了本方法的有效性.     

同伦算法在单位乔量法定轨中的应用

本文提出一种由三个观测方向确定卫星初轨的方法，在该法中卫星轨道直接由六个经典轨道根数表示。轨道根数的求解涉及对冗余非线性方程组的求解，结合同伦方法基本思想和冗余非线性方程组的最小二乘广义逆，本文给出了该卫星定轨的同伦求解法。初步仿真计算表明，同伦求解法较其它传统的非线性方程组求解法在全局收敛方面具有优越性，同时也就表明该定轨法是切实可行的。值得指出，本文方法很容易扩展到Ｎ（Ｎ〉３）个观测方向确定卫     

星载GPS相位非差低轨卫星定轨及其精度分析

星载GPS相位非差低轨卫星事后精密定轨无需考虑复杂的动力学模型和地面资料，只需低轨卫星上的GPS观测资料和IGS的GPS精密星历产品，而且对于不同高度的卫星定轨都适用，计算简单、方便，能快速、高精度地确定轨道，同时还能确定部分动力学参数。本文在研究相位非差定轨方法基础上，对低轨卫星的误差影响及其处理措施进行探讨，给出了GPS相位非差定轨流程，编写了相应的定轨软件（SHKINE），并利用CHAMP卫星资料对定轨的可靠性和精度进行分析，表明：利用自行编写的SHKINE定轨软件对CHAMP卫星定轨，3个方向坐标精度为10cm-20cm，点位精度为30cm-40cm，能满足一般定轨要求，是一种简单方便、行之有效的定轨方法。     

一种数值定轨方案

本文给出一种有别于习惯采用的人造卫星精密定轨方法，该方法仍以分析定轨法的轨道根数作为待估状态量，但却采用数值法计算精度要求较高的卫星受摄星历，而用分析法去计算条件方程中所需的状态转移矩阵。这样既保持了清晰的轨道图象，又使计算卫星受摄星历和状态转移矩阵得以简化，相应的软件形式简单。只要定轨弧段Ｓ不太长（Ｓ〈１０＾３），就能在一定精度条件下明显提高卫星定轨的计算效率。     

利用DORIS测轨系统实现高精度定轨

仿真研究DORIS测轨系统,重点考察了大气密度模型误差、测量精度、测轨网分布对定轨精度的影响。仿真结果表明,除了测轨网的地理分布,动力学模型中的大气模型误差对中低轨卫星精密定轨结果影响也较大。对ENVISAT卫星的DORIS实测数据进行了定轨分析,结果表明实测数据的定轨精度比仿真精度大约低1个量级不到。综合仿真结果和实测数据进行精度分析,推断对800km高度的太阳卫星轨道,采用8个DORIS信标站布设,24h定轨,定轨三维位置精度可以达到29cm(1σ),其中径向误差为3.4cm(1σ)。若采用30个DORIS信标站布设,定轨精度可提高30%。     

航天发射任务星箭分离前调姿段测轨数据定初轨精度分析

在对星箭分离前调姿段各类测轨数据的测量机理及其误差特性研究的基础上,通过仿真数据和实战任务数据计算,分析了调姿段各类测轨数据的常用定轨方法的定轨精度,给出了定轨时各类数据的使用方法和定轨结果的优选原则。     

单点定位与实时定轨的星载算法的比较研究

卫星单点定位方法和卫星定轨方法均采用GPS接收机测量得到的伪距和伪距率作为原始观测量。前者依据几何学原理,采用最小二乘法对单个历元的原始观测量进行处理,解算出卫星的位置和速度;而后者依据轨道动力学理论,采用卡尔曼滤波方法通过连续的原始观测量对滤波器状态量的修正使定轨结果收敛。通过比较,星载定轨方法能够明显改善定位测速的精度和数据的稳定性,其外推功能可以有效避免观测量短时间中断对定轨结果连续性的影响。我们已经将实时定轨算法应用到星载型号任务的工程中,并取得了较好的结果。     

基于中继测量的环月探测器定轨能力分析

嫦娥四号月球探测拟首次实现月球背面的软着陆,测控与数传依赖地月L2平动点的中继卫星,并有望获取四程测量与星间测量数据。对基于中继测量的环月探测器测定轨能力进行了仿真分析,结果表明,中继卫星可较好地实现环月探测器连续跟踪;在定轨能力方面,中继卫星自身轨道精度是制约环月探测器定轨精度的重要因素,当跟踪弧段达到5h以上时,定轨精度趋于稳定,但轨道精度较中继卫星的轨道精度相差1个量级;对于星间链路测量,除中继卫星自身的轨道精度外,星钟的稳定性是制约定轨精度的另一个重要因素,如果辅助以每天1h的地基跟踪亦可实现优于百m的定轨精度。     

单通道测量条件下DORIS实时定轨方法研究

重点研究了单通道测量条件下的DORIS实时定轨方法。推导了实时定轨的扩展卡尔曼滤波（EKF）公式,仿真生成了47个测站的观测数据文件,分析了单通道测量条件下EKF滤波器的收敛性及其精度。仿真实验表明,仅有单个测站的观测数据时,滤波难以收敛;但在不同测站的观测数据切换时,滤波收敛效果显著。对于轨道高度为800km的卫星,初轨各轴位置误差小于500m、速度误差小于5m/s时,滤波平均收敛时间约55min;若各项系统误差能准确建模,实时轨道的位置精度将优于40cm。     

空间飞行器的多普勒实时自主定轨精度分析

空间飞行器需要实时的高精度轨道信息来完成对栽荷的指令操作和遥感数据的实时处理。除了星栽GPS技术,星载多普勒无线电定轨定位系统（DORIS,Doppler Orbitography and Radio—positioning Intergrated by Satellite）是仅有的有能力提供分米级精度的实时在轨轨道确定技术,它可通过测量星地相对多普勒频移,在星上完成实时定轨和预报,目前该技术已在国外多个卫星上实现,达到了较好的效果,而我国还没有建立这样实时自主定轨系统。为此,结合我国高分辨率空间对地观测系统的建设需求和我国航天器对实时自主定轨及其精度的要求,利用扩展卡尔曼滤波算法对多普勒测量进行了实时自主定轨仿真计算,分析了频率偏差估计与否、初轨误差、地面信标站地理分布以及观测精度等对实时自主定轨的滤波收敛时间和定轨精度的影响,为我国利用DORIS技术进行实时在轨轨道确定提供方案和软件原型。仿真计算表明,基于28个全球分布的地面站,对于高度为800km的卫星,在忽略其动力学模型误差的假设下,若初轨三维位置、速度误差分别为100m（或差至1km）、1m／S（1d）,2h后滤波可以达到稳定收敛,收敛后的实时定轨误差可以达到0．1m（1d）。滤波估计参数除了6个卫星轨道状态参数,还估计了地面信标相对于卫星超稳定振荡器的频率偏差;     

基于伪距信息的COMPASS-MEO导航卫星单星定轨分析

COMPASS-MEO导航卫星的伪距观测量包含星站距离、接收机钟差和卫星钟差以及各种噪声。本文首先分析了接收机钟差和卫星钟差在一定间隔内主要表现为线性变化的特性,可以考虑将接收机和卫星钟差作为测距的偏差和偏差变化率和轨道一起进行求解。其次,利用实测的MEO导航单星伪距数据,进行了数据预处理和定轨试验,分别对站间无时间同步信息和有时间同步信息两种情况进行定轨、残差分析和参数解算。使用重叠弧段、轨道预报和激光观测数据验证定轨结果的精度。结果表明,两种情况下的定轨结果无明显差别。该定轨方法可以运用于MEO导航单星精密轨道的计算。     

测控设备误差对奔月轨道探测器定轨精度的影响

随着我国航天事业的发展，登月探测器的研究日益显得重要。本文主要探讨奔月探测器在停泊轨道、转移轨道运行中，地面测控设备的误差对探测器各重要弧段定轨精度的影响。得出当仅使用USB设备时，定轨位置误差随设备误差基本成等量级变化；加入测角设备时，设备误差变化时，位置误差基本没有变化，可使用奔月轨道定轨最大位置误差达到10m。     

基于地月三角平动点的卫星自主定轨

近年提出了利用地月系平动点建立深空导航星座的设想。在受太阳摄动的真实力模型下,地月系平动点是不稳定的,从而会导致导航星座必须通过控制才能定点在特定区域。针对此问题,引入一种特殊的平动点轨道,即动力学替代轨道。平动点轨道卫星星座可利用星间测距数据自主定轨,由于动力学替代轨道具有长期稳定性,整个自主定轨过程不需要来自地面的测控支持,且定轨精度可达到观测精度。研究结果表明,观测资料的长短、导航卫星垂直白道面的运动分量都将影响到导航星间的自主定轨精度。该研究成果可以应用在以后的地月系导航星座中。     

一种有效提高超大偏心率轨道初轨确定精度的新方法

针对某型号航天器的运行轨道偏心率大、轨控结束后可用于初轨确定的测轨数据少的特点,提出了一种能有效提高超大偏心率短弧段初轨确定精度的新方法。该新方法将轨道改进的思想融入初轨计算方法中,使之既适用于各种偏心率轨道的初轨计算,也适用于各种偏心率轨道的长弧段、多圈、多站数据的轨道改进;解决了传统初轨确定方法超大偏心率轨道短弧段初轨确定误差偏大的问题。通过任务实测数据的检验,新方法适用于各种偏心率轨道,并且超大偏心率轨道的初轨确定精度明显优于传统方法。