大气密度模型用于近地卫星定轨预报的比较

大气阻力是低轨卫星主要的摄动力,与高层大气密度的变化密切相关。由于目前对高层大气密度变化的机制尚未完全掌握,所使用的各种大气密度模型多属于半经验公式。在这些模型中并没有一种在任何情况下都是最好的,因此,对于特定轨道选择合适的大气密度模型对提高定轨预报的精度是非常重要的。通过对资源2号卫星实测GPS数据的分析计算,比较了常用的8种大气密度模型的定轨预报精度,探讨了预报24h应采用的定轨数据长度和大气密度模型。     

地球卫星的运动理论 Ⅰ.线性摄动(续)

计算大气阻力引起的卫星运动摄动时,我们要用到大气密度ρ的表达式。在A·M·福米诺夫(1966,1974)的著作中提供了描述地球高层大气密度的最一般解析公式。由于在该著作中用时间作为独立变量,因此最好将大气模型改变一下,使之可以用卫星的平近点角表达得更简单一些。按照上述著作中提供的方法,我们采用下列关系式来表达地球大气层大气密度的分布:     

基于温度参数的经验密度模式修正方法

大气阻力是影响低轨航天器众多空间操作的重要因素,尤其是经验密度模式,固有的至少15%的误差已经严重制约航天器轨道计算精度的提高。针对广泛应用的经验密度模式,选择物理背景简明的Jacchia71模式,以温度参数Tc和Tx为对象,建立密度相对于上述温度参数的条件方程,推导了密度相对于温度参数的解析偏导数,并给出其最小二乘解。利用CHAMP卫星数据对模式修正结果进行验证,模式平均误差从40%降低至3%左右。通过TG01飞行器的轨道预报比较,修正前后轨道预报误差从2 km降低至1.3 km。经过CHAMP卫星和TG01飞行器的实测数据检验,验证了修正算法的正确性和有效性。     

基于机械能变化的超低轨道大气密度实时估计

在强大气阻力摄动作用下,超低轨道卫星的轨道高度会迅速衰减,大气密度的在轨实时估计对超低轨道卫星的轨道和姿态控制非常重要。研究了利用机械能变化率实现超低轨道卫星大气密度的实时估计方法,基于轨道摄动理论推导了在地球引力、大气阻力和控制力作用下大气密度的估计公式。仿真结果表明,该方法可有效地估计出大气密度。     

基于星载加速度计反演载人航天轨道大气密度

热层大气密度直接影响低轨道航天器的精密定轨,热层大气密度模型的误差是影响载人航天定轨精度的关键因素。选取400km为载人航天轨道的代表高度,利用CHAMP卫星数据修正热层大气密度模型,进而反演得到2002年的热层大气密度,统计其中长期变化特征,并分析大气密度与太阳活动和地磁活动的关系,得出热层大气密度与两种指数的总体变化趋势一致的结论,且地磁活动与大气密度的相关性更好。同时将大气密度的反演值与神舟三号飞船的实测密度值进行对比,结果显示二者有较好的一致性,其平均残差和均方根误差分别为0．03和0．24,并且地磁平静期的误差明显小于磁暴期。结果表明,利用星载加速度计数据反演载人航天轨道大气密度是一种有效的方法。     

磁暴下的LEO卫星精密轨道确定

对低轨卫星（LEO）,大气阻尼摄动是主要的定轨误差源.尤其在发生磁暴时,求解一个大气阻尼因子的定轨方法已不能充分吸收大气密度计算不准所造成的定轨误差,因而在标校统一S波段（USB）的测量系统差和随机差时往往计算失真.本文提出了一种求解折线型Cd因子的新方法,克服了动力学模型不准所带来的定轨误差,通过与独立的GPS数据比较,定轨精度有明显提高,同时给出的测量系统差和随机差更加真实可信.     

卫星激光测距中的大气折射修正

大气折射会使卫星激光测距(SLR)系统产生显著的误差。可用两种方法来修正这些误差。光线轨迹证明了基于地面压力、温度以及相对湿度测量值的大气模型,当仰角大于20°时,可精确到几个厘米以内。此模型中的残差主要是由折射率的水平梯度而产生的。尽管导出了几种模型来预测这种梯度影响,但初步研究表明它们对地形影响很敏感。大气湍流能使折射率产生随机起伏,但在仰角低于10°时仅产生厘米级的误差。双色脉冲系统能直接测量出卫星测距中的大气延迟。该系统需要用锁模多频激光器和基于高速扫描摄影机的接收机,目前可以0.5cm以上的精度测量大气延迟。     

利用行星大气制动形成环绕型目标轨道的耗时问题

为了研究利用行星大气制动形成环绕型目标轨道时,大气制动"主过程"需要的时间与卫星面质比、近星点允许的最大气动压力、行星大气密度标高等参数的关系,在维持近星点气动压力为常数的轨道控制策略下,采用近似方法构造了大气制动需要的时间与这些参数之间关系的分析表达式,并以火星大气制动为例,通过数值仿真验证了分析表达式的正确性。研究表明,大气制动需要的时间与卫星面质比和大气制动时近心点的气动压力之间有近似的反比关系,这一关系可以作为利用大气制动形成探测器目标轨道的设计依据。当然,在具体工程任务实现中,还需要考虑这种大气制动作用所涉及到的另一些制约因素。     

太阳同步卫星轨道参数的容许偏差分析

飞行任务对卫星轨道提出指标要求，这些指标决定了卫星轨道参数的容许偏差范围。结合太阳同步(准)回归轨道卫星的轨道特性，针对覆盖重叠率、太阳同步等指标，使用解析方法讨论了大气阻力摄动影响下轨道参数的容许偏差，通过分析可以初步确定轨道控制策略及能量需求，最终为轨道保持方法的设计提供参考和依据。     

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%。     

高动态GPS卫星信号模拟器电离层延迟误差模拟方法研究

电离层延迟误差是GPS测量中非常重要的一项误差源，也是高动态GPS卫星信号模拟器要解决的一项关键技术。电离层延迟误差与目标的空间位置有关，在分析地面用户和空问用户不同电离层延迟误差修正方法的基础上，研究了卫星信号模拟器电离层延迟误差产生的途径，并给出了相应的数学模型，解决了不同应用环境下导航电8个电离层修正参数的计算问题，通过仿真计算，验证了本所提出的电离层延迟计算模型的正确性。     

基于卫星温度遥测的数据处理与误差建模

针对使用卫星温度遥测进行温度测量产生的误差,结合卫星测温电路与温度遥测参数的传输过程,提出了一种卫星温度测量误差模型,确定了影响卫星温度测量准确性的关键因素:由热敏电阻分度表进行曲线拟合时产生的误差,由测温电路基准电压偏差造成的误差,由测温电路中匹配电阻阻值偏差造成的误差以及由测温过程中A/D(Analog to Digital,模数转换)量化产生的温度误差。并结合某卫星使用的热敏电阻进行了实例分析,给出了上述各项误差的计算方法,确定了由各因素造成的误差大小。分析结果表明:提出的卫星测温误差分析模型能够实现高精准温度遥测数据处理。     

大气折射对电视制导导弹定位精度的影响分析

为了提高电视制导导弹的定位精度,有必要研究大气折射效应的影响。基于大气折射率模型,采用高精度的4阶Runge-Kutta光线追迹方法,以定位误差和俯角误差为大气折射效应的评价标准,建立了电视制导导弹大气折射误差模型,并通过探空仪实测大气参数验证了模型的有效性以及精度测试验证了算法的可靠性。基于该模型,仿真分析了不同发射高度和俯角对定位精度的影响规律。研究结果发现：高海拔时,基于三段模型的大气折射误差要小于其他模型;相同高度下导弹发射的视在俯角扩大10倍,由大气折射造成的定位误差和俯角误差将分别缩小1 000倍和10倍;5 km高度、视在俯角为30°时的定位误差已减小到2 m以内。研究结果表明,该方法可以辅助电视制导导弹的设计,对提高其精确打击能力具有重要意义。     

轨道碎片探测:技术与问题

美国空间司令部的卫星档案和卫星编目,是分析所观测人造卫星群的主要数据源。大多数用户尚不完全了解这些数据的精度、局限和效用。由于目前又有200多个目标丢失了,实际编目的卫星总数已不到6500个。迄今已发表的卫星群分布和空间密度计算结果不足以说明数据库不完善的原因。美国空间司令部的另一数据源是雷达截面(RCS)编目。雷达截面数据容易受到很多因素的影响,这些影响可能导致很大的目标尺寸估计误差,可能达一个数量级甚至更大。由于弹道系数为假定值,且不能非常详尽地建立大气变化模型,因此往往过高地估计了低地球轨道(LEO)卫星碎片的轨道寿命。美国空间监视网(SSN)的个别探测器所提供的卫星数目和特征信息实际上比其整个网的还要多。     

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志，飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围，可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象，基于过失速机动飞行试验的数据，开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性，研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法；针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性，进一步构建深度神经网络，对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计，过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°，融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。     

人造卫星大气阻力摄动中的阻力函数

本文对阻力函数的计算进行了讨论,并提出了一种新的近似计算方法,不仅可以大大提高大气阻力摄动计算的速度,而且能符合精度要求。     

雷达方程中部分参数数学推导

用Blake算法计算雷达作用距离时,有部分参数是通过查阅相关的图表来求得的,如可见度因子D0、大气损耗La和天空噪声温度Ta'的值需要通过表来确定,因此在实际运用中发现其存在误差.提取出这3个参数的数学计算模型,并给出算例计算值,通过算例计算值与图表中所查找的值进行对比,精确度都在满意的范围之内.     

GNSS无线电掩星大气探测混合星座设计

针对目前GNSS无线电掩星大气探测卫星星座参数依赖大量仿真计算进行统计选取的研究现状,通过将探测卫星星下点与大气测点间地心角距作为观测半径提出了一种虚拟“星—地”遥感假设,给出了一种崭新的掩星测点预估方法,具有计算速度快的特点.基于该方法推导了探测星座参数与大气探测覆盖性之间的极值相关特性,建立了GNSS无线电掩星大气探测卫星星座设计准则,并以GPS和BD为兼容性观测信源完成了GNSS掩星大气探测混合卫星星座设计.通过仿真试验,验证了设计方法的快速性和可行性,GPS+BD掩星大气探测混合星座每日可实现掩星探测量为COSMIC星座的3倍以上,12h内掩星测点全球分布均匀度提升12％.     

天宫二号组合体与伴星有效迎风面积的一种分析计算模型

针对空间实验室任务阶段大型复杂结构航天器精密定轨中的大气阻力建模与迎风面积计算问题,分析了大气阻力模型的主要不确定性因素,采用了一种基于OpenGL和目标3ds模型文件的迎风面积计算方法,给出了航天器在正飞与连续偏航2种状态下的迎风面积计算方式,计算了天宫二号、神舟十一号组合体与伴星的迎风面积,分别求解得到两目标在相同轨道高度飞行24天时间里的大气阻力系数约为2.0,二者之差约0.01～0.07。     

月地高速再入返回器气动辨识数据偏差分析

飞行试验是获取返回器在真实飞行条件下气动力参数的重要途径,气动辨识结果对于评估理论计算和风洞实验气动数据,改进气动设计具有重要意义。月地高速再入气动环境复杂,气动力预测困难,结果具有很大不确定性,因此给出气动辨识结果的偏差是十分必要的。本文针对月地高速再入飞行试验,发展了返回器气动力参数辨识方法,并利用返回器飞行试验数据提取到了关键气动力参数。研究了返回器气动辨识数据偏差分析技术,剖析了各误差因素产生的气动偏差,并分析了产生气动参数辨识偏差的主要因素。在此基础上利用蒙特卡洛分析方法,计算得到了所有误差综合影响条件下返回器气动辨识结果的偏差区间。结果表明,大气密度、加速度、姿态角、高度、速度等参数的测量误差是产生辨识偏差的主要因素,全程配平迎角的估计结果精度很高,高空稀薄大气段气动力系数和升阻比等参数偏差较大,利用修正克拉马-罗界作为准则计算俯仰力矩导数和喷流推力辨识偏差是可行的。本文获取的月地高速再入返回器气动辨识偏差结果,可以为返回器设计分析提供依据。