“嫦娥二号”小行星探测试验定轨计算与分析

嫦娥二号于2012-04-15开展对图塔蒂斯小行星的探测试验,至2012-12-13与图塔蒂斯交会,共飞行243 d,这是我国对小行星的首次探测.因为未安装星载导航设备,CE-2 在小行星探测试验的全过程均基于地基USB（Unified S-Band）与甚长基线干涉测量技术（VLBI,Very Long Baseline Interferometry）测量实现导航.对小行星探测期间的定轨计算及精度分析进行了讨论,对我国新建深空站的测量数据进行了分析.针对交会前最后一次轨道机动后,仅有13 d控后数据的现状,提出了快速轨道重建策略.计算结果表明该策略不仅可以有效改进定轨计算精度,还可以实现轨控速度增量的标定.基于重叠弧段的轨道分析比较表明,单独使用USB长弧数据计算可以获得10 km的定轨精度,综合USB与VLBI数据联合定轨,定轨精度可以提高1倍.     

对一种月球与火星探测多程微波测量链路定轨定位的数值模拟初步分析

轨道器精密定轨与着陆器的精确定位在深空探测任务中具有非常重要的科学意义。对一种月球与火星探测多程微波测量链路的定轨定位能力进行了初步仿真分析,推导了这种多程微波测量链路的测量模型,分析了该模型的优势。模拟仿真分析结果表明,此测量跟踪模式的数据具有提升轨道精度的潜在能力,并且同时求得着陆器的位置。定量分析表明,在考虑坐标系转换误差,重力场误差,行星历表误差以及星上转发误差的情况下,模拟1 mm/s的噪声,对于月球探测器来说,轨道器的定轨精度可达几米,着陆器的定位精度有望达到分米量级;对于火星探测器来说,轨道器的定轨精度可达到数10 m,着陆器的定位精度可达到几米。     

基于最小轨道交叉距离的小行星顺访探测目标预筛选方法

小行星探测有助于研究太阳系演化等重要科学问题,在深空探测任务转移途中实施小行星顺访探测可增加科学研究回报。直接通过轨道递推筛选小行星探测目标计算量大、效率低,针对该问题提出了基于最小轨道交叉距离的目标预筛选方法。在推导出适用于计算双曲线轨道的最小轨道交叉距离公式后,将此理论应用到小行星顺访探测目标筛选中。首先基于探测器与小行星轨道的形状、空间位置计算二者轨道在空间中的几何最近距离,预筛选出可能满足接近距离标准的小行星目标;然后基于轨道递推模型,筛选出真实最近距离小于可接近标准的目标小行星。仿真结果显示,基于最小轨道交叉距离的预筛选方法可有效减少计算量,降低计算时间,提高小行星顺访目标筛选的效率。      

基于伪距和观测量的地球同步卫星动力学定轨研究

利用伪距和观测量对同步卫星进行了动力学定轨的研究，给出了伪距和观测量的测量方程和修正方法，采用国内4个监测站的模拟数据进行了仿真计算．结果表明，采用7天弧长伪距和数据进行轨道改进及轨道外推的精度，与5天弧长数据的计算结果相当，但远优于3天数据的计算结果．在观测随机误差为3m时，7天弧长数据定轨精度约为5m，预报7天径向精度优于20m．     

太阳系最怪异的七颗小行星

美国航空航天局发射的“黎明”号小行星探测器目前正围绕小行星——灶神星的轨道飞行，按计划。“黎明”号在长达8年、近50亿千米的星际探索之旅中，将远赴火星和木星之间的小行星带，探测两颗人类以前从未尝试接触的天体——谷神星和灶神星。这是迄今为止人类最为直观地观测小行星，这个探测器揭示的秘密将有助于科学家回答有关这个天体和太阳系里其他几十万颗小行星的几个重要问题。     

深空探测航天器巡航段自主导航方法研究

对深空探测航天器自主导航方法进行了研究。为了应对深空探测中航天器轨道动力学模型的误差，在分光计测量航天器相对于太阳径向速度基础上，引入了小行星的视线矢量测量。通过最小二乘法计算出由小行星视线矢量所得到的位置信息，采用改进的信息融合方法修正扩展卡尔曼滤波中不精确的动力学模型造成的状态估计误差。同时计算了模型的能观度，对模型的可观性进行了分析。最后对算法进行了仿真分析，仿真结果表明，该算法对动力学模型的依赖性明显低于其他算法，在相同模型精度下，可获得更好的滤波精度。     

小行星探测电推进系统方案研究

小行星探测以及资源开发与利用对国家抢占深空探测主动权和制高点有着不可估量的战略意义。电推进具有高比冲、长寿命和高度自主巡航等特点,小行星探测器采用电推进执行巡航阶段轨道机动任务,将大幅减少推进剂重量和提高载重比。调研了国外小行星探测的电推进系统方案,针对我国小行星探测对电推进系统的任务需求及现有电推力器的技术基础,提出了5种电推进系统方案,并进行多维度对比,对最优方案进行了设计和关键技术梳理。     

主带小行星采样返回任务中的离子电推进应用方案

由于离子电推进的高比冲特性,采用它执行小行星探测器巡航阶段轨道机动任务时,将使探测器在同样的有效载荷下的发射重量大大减轻。针对我国规划中的主带小行星采样返回任务,调研了国外离子电推进在深空探测任务中的应用情况,在借鉴国外成功经验和任务需求分析的基础上,设计了主带小行星探测器离子电推进系统方案和应用策略,计算了在目前离子推力器寿命水平下,既定探测任务对离子电推进推力、比冲、推进剂量以及功耗需求。研究表明,目前研制的离子推力器可以满足规划中的主带小行星探测任务需求。研究成果对探测器的方案设计有参考价值。     

基于固定模糊度PPP的低轨卫星实时精密定轨

传统动力学定轨法受制于动力学模型精度,传统几何定轨法精度受限,只能达到亚米级,而基于精密单点定位（PPP）模式的几何定轨法一般采用浮点解,定轨精度及可靠性较基于双差模式的相对定位较差。为提高PPP模式低轨定轨的定位性能,利用中国区域内外的IGS测站计算出当前所有卫星的宽巷和窄巷相位小数偏差产品,对经过中国大陆区域上空的国产低轨卫星海洋二号（HY-2）和资源三号 (ZY-3) 卫星进行固定模糊度PPP的定轨解算,与事后精密轨道结果进行比较,分析其外符合精度。结果表明：仅利用约10min弧段的HY-2和ZY-3卫星数据,切向与径向的定轨精度可达2cm左右,法向为5cm左右,较浮点解定轨精度大幅提升。基于固定模糊度PPP的定轨方法能够满足厘米级的实时精密定轨。     

空间引力波探测器轨道确定及仿真分析

针对空间引力波探测器的精密轨道确定问题,选取LISA(Laser Interferometer Space Antenna)作为研究对象,建立了探测器的目标仿真环境,模拟生成美国深空网(Deep Space Network,DSN)和中国深空网(China Deep Space Network,CDSN)在不同测站下的测距测速数据,采用非线性加权最小二乘(Weighted Least Squares,WLS)和蒙特卡洛方法(Monte Carlo,MC)分析跟踪弧长、测轨数据类型、测站数量及其分布等因素对LISA探测器定轨精度的影响。仿真结果表明:①增加测站的定轨弧长,可有效提高轨道确定精度,当跟踪弧段达到20 d时,探测器位置确定精度可达92 m;②在现有测量精度条件下,测距信息对定轨精度的贡献较大,测距/测速组合定轨方式与仅利用测距、测速定轨相比,估计的位置精度分别提高了32.23%、99.52%;③采用多测控网定轨模式可以提高多站共视比率,有利于提高定轨精度和收敛速度,DSN/CDSN联合定轨比仅采用DSN定轨的平均位置精度提高43.73%。     

载人小行星探测轨道设计

文章应用Lambert理论对载人小行星探测的轨道进行设计。结合轨道设计的基本条件与假设,建立了基于Lambert问题的轨道模型,并进行了仿真验证,结果证明模型正确有效。采用该模型,以发射窗口在2045年编号为89136的载人探测小行星A为例,给出了轨道设计的结果,同时对不同的故障情况下任务中止轨道及其特性进行了分析,对探测器应急返回能力进行了探讨。     

载人小行星探测目标选择与轨道优化设计

针对2020-2040年载人小行星探测任务,研究了探测目标选择与轨道优化设计问题。首先,针对已编目的近地小行星,综合考虑绝对星等、燃料消耗等多方面因素与约束,给出了适合载人探测任务的候选小行星序列;然后,构建了载人小行星探测任务轨道的设计模型,采用参数优化算法对探测轨道进行了设计;进一步,为了获得最优探测轨道,利用主矢量原理对探测轨道进行了优化。该研究可为载人小行星探测任务设计提供有价值的参考。     

基于单站CCD漂移扫描光电设备的同步轨道目标测定轨

地基光电观测在同步轨道目标监测领域具有重要作用.为评估单站光电设备对同步轨道目标的实际测定轨能力,利用上海天文台佘山站1.56m望远镜,采用CCD漂移扫描光电技术,对3颗北斗同步卫星开展试验观测,基于卫星精密星历评估目标的测定轨外符精度.结果表明:同步轨道目标的天文定位在方位和俯仰方向上的外符精度均好于0.3";在单圈次观测情况下,尽管轨道预报精度较低,约为数千米量级,但是观测弧段内定轨精度可优于百米;在多圈次观测情况下,轨道改进效果显著,定轨精度优于50m,外推至4d的轨道预报精度为百米量级.此外,定量评估了每晚不同观测时间跨度下同步轨道目标的测定轨精度,为单站光电设备实际应用提供了参考.      

基于单频星载GPS数据的低轨卫星精密定轨

为满足搭载单频GPS接收机低轨卫星的精密定轨需求以及深化单频定轨研究,文中解决了单频星载GPS数据的周跳探测问题,并利用“海洋二号”（HY-2A）卫星及“资源三号”（ZY-3）卫星的单频星载GPS实测数据采用两种方法确定了二者的简化动力学轨道,并通过观测值残差分析、与双频精密轨道比较、激光测卫数据检核等方法对所得轨道精度进行评定。结果表明,在不考虑电离层延迟影响的情况下,HY-2A卫星定轨精度为2~3dm,ZY-3卫星为1m左右;而采用半和改正组合消除电离层延迟一阶项影响后,二者定轨精度均显著提高,HY-2A卫星三维精度提高至1dm左右,ZY-3卫星提高至1~2dm。文章的研究成果表明,搭载单频GPS接收机的低轨卫星也可获得厘米级的定轨精度。     

基于经验加速度的低轨卫星轨道预报新方法

研究将定轨过程中的经验加速度应用于地球低轨卫星轨道预报的新方法. 利用GPS伪距观测数据和简化动力学最小二乘批处理方法对地球低轨卫星定 轨, 其中卫星位置、速度及大气阻力系数和辐射光压系数可以直接用于轨道预报. 作为简化动力学最重要特征的经验加速度呈现准周期、余弦曲线特点, 可通过 傅里叶级数拟合建模. 确定性动力学模型与补偿大气阻力模型误差的切向经验 加速度级数拟合模型组成增强型动力学模型用于提高轨道预报精度. 应用 GRACE-A星载GPS伪距观测数据和IGS超快星历定轨并进行轨道预报, 结果表明 轨道预报初值位置精度达到0.2m, 速度精度达到1×10-4m·s-1, 预报3天位置精度优于60m, 比只利用确定性动力学模型进行预报精度平 均提高2.3倍. 先定轨后预报的模式可用在星上自主精确导航系统中.      

空间扫描

“罗塞塔”彗星探测器观测小行星“斯坦斯”欧洲“罗塞塔”彗星探测器从8月4日起,开始向小行星“斯坦斯”靠近,并在1个多月的时间里对其进行观测,测算出这颗小行星的轨道,了解它的一些特性。“罗塞塔”于9月5日在距离“斯坦斯”800km的高度飞掠这颗小行星。在整个观测过程中,“     

双站跟踪模式下“嫦娥4号”中继星定轨仿真分析

位于地月平动点的探测器因为较差的观测几何,需要地基USB/UXB与天文VLBI长时间的联合跟踪数据获取稳定精确的轨道。提出了利用中国深空网双站共视跟踪平动点探测器,获取双程、三程测距及VLBI测量数据,解算探测器精确轨道的模式。以"鹊桥"卫星为分析对象,首先评估中国深空网对"鹊桥"的跟踪能力。然后分析不同观测组合模式下的定轨计算精度。结果表明:双站共视约束下,深空站每天对"鹊桥"跟踪弧长大于5 h;使用长于6 h的双站跟踪数据进行定轨,系统差的解算更有利于轨道精度提升;跟踪时长超过2天时,必须在轨道解算的同时估计光压系数,并有望实现优于百米的轨道精度。     

星载GPS低轨卫星几何法精密定轨研究

本文讨论了星载ＧＰＳ接收机为单频情形的代轨卫星几何法定轨,包括载波一相对定轨法和动态网定轨法,并利用Ｔｏｐｅｘ／Ｐｏｓｅｉｄｏｎ卫星星载ＧＰＳ实测数据中Ｌ１载波相位观测值进行验证,结果表明,载波相位相对定轨精度与地面基准站的观测质量有关,其三轨道位置精度为分米级;载波相位动态风定轨精度介于各基准站皮相位相对定轨之间,它相当于在各基准站相对定轨之间加权均衡,而且提高了定轨的可靠性。     

基于脉冲星和紫外敏感器的自主定轨定姿授时研究

为提高深空探测器的自主导航能力, 利用脉冲星导航的脉冲到达时间和脉冲星 角位置测量值、紫外敏感器中心天体质心相对于探测器的方向矢量和距离测量 值以及紫外敏感器输出的航天器姿态角, 以探测器在惯性坐标系下的位置和速度、 探测器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态角、星载时钟钟差为系统状态变量, 通过联邦扩展卡尔曼滤波器估计组合导航系统的系统状态, 并利用火星环绕段 轨道数据进行仿真实验. 仿真结果表明, 该组合导航方法能够使火星轨道器 在环绕段飞行中同时进行定轨、定姿和授时, 且具有较高的导航精度和授时能力.      

钟差和动力学参数联合约束下的北斗卫星轨道快速确定

受地球非球形引力、第三体摄动和太阳光压等摄动因素的影响,导航卫星位置存在长周期变化趋势,需要定期对导航卫星进行轨道机动,以保持卫星轨位和导航服务区.导航卫星机动后的定轨,特别是GEO卫星,其频繁轨控后的轨道快速确定问题,是制约卫星可用度和导航系统服务性能的重要因素.在基于伪距相位数据的轨道测定中,轨道与钟差的统计相关是制约卫星轨道快速确定的关键因素,特别是在观测弧段短的情况下,待估参数之间的相关性更强,动力学参数估计结果严重失真会导致轨道预报精度衰减明显.当卫星钟差与测站钟差通过外部手段高精度测定后,可以减少待估参数的估计,同时利用长弧定轨的动力学与运动学参数先验信息,对短弧定轨模式进行参数约束,卫星定轨精度将有很大的提升空间.通过钟差与力学参数的联合约束,实现了北斗卫星短弧快速定轨,解决了卫星机动后的轨道快速确定问题,SLR评估的卫星机动后4 h定轨外符视向精度优于0.71 m,比常规方法提高了3倍,预报1 h轨道视向精度为1.89 m,用户等效距离误差(UERE)精度达到1.85 m.