相对轨道自主确定方法的改进

编队飞行卫星相对轨道的确定具有重要意义。本文提出一种完全自主的定轨方案,在利用星间测量信息实现编队飞行卫星自主定轨的基础上,引入太阳敏感器测量信息,利用扩展卡尔曼滤波算法提高环绕星相对轨道确定精度。仿真结果验证了这种导航方案和算法的有效性。     

卫星编队飞行相对轨道主被动结合测量方案研究

针对军用编队飞行卫星系统相对轨道测量隐蔽性要求，提出一种具有隐蔽性的主被动结合相对位置及速度测量方案，该方案采取激光测距仪间断工作的方式以减少向外界辐射能量。应用扩展kalman滤波算法，对编队卫星间相对位置及速度进行估计，并且采用计算可观测度方法对系统可观测性进行分析。滤波计算及可观测性分析结果表明该方案满足一定测量精度，验证了该方案的有效性，使该方案具有工程应用价值。     

卫星编队飞行相对轨道的确定

卫星之间相对轨道的确定对于多颗卫星编队飞行的控制和任务是十分重要的。结合空间圆形的编队飞行星座，本文给出了描述卫星近距离运动的C-W方程，讨论了空间圆形的编队卫星星座的构成，进而设定了利用激光仪测量星间位置矢量，并设计了Kalman滤波器来实现相对轨道的确定，分析和仿真结果表明，Kalman滤波器能够有效提高相对位置确定精度并给出相对速度的高精度估计。     

扩展卡尔曼粒子滤波在编队卫星相对轨道确定中的应用

考虑两星编队飞行情况,建立了惯性坐标系内卫星绝对运动方程,以激光和无线电测量获得相对观测量,利用扩展卡尔曼粒子滤波实现相对轨道高精度确定。结合实例进行了分析和仿真,结果表明EPF算法能够有效提高相对位置确定精度,并给出相对速度的高精度估计。     

基于GPS测量的编队飞行的主星轨道对星间基线确定的影响

针对编队飞行系统中的高精度星间基线确定问题,对编队主星轨道状态与星间基线进行了关联建模.基于GPS测量的相对导航模型解和测量基线与工作基线之间的坐标转换,建立了相应模型并分别给出了误差传播关系,讨论了主星状态对星间基线确定的影响.该影响的规律和大小与多方面因素有关,其中小卫星编队与GPS星座之间的观测几何特别是编队宽度是主导因素,在宽编队情形下,为得到高精度星间基线,对于主星轨道状态的精度要求较高.     

考虑J2项摄动的星座相对运动控制

利用轨道某些要素(偏心率，升交点赤经和倾角)的差别可以构成由一颗中心星和几个环绕星组成的近距离星座。在理想中心引力场下，环绕星运行轨迹在水平面投影可以呈现封闭圆形。在地球引力摄动时，这种空间形状将逐渐发散。为此，本文考虑J2项摄动的影响，设计了对其具有鲁棒性的环绕星相对轨道；进而导出了带有J2项摄动的环绕星相对运动方程，并给出了基于惯性笛卡尔坐标系运动学变量的相对轨道控制方法。分析和仿真结果表明，这种控制方法能够实现星座相对运动的高精度控制。     

主从式卫星编队相对轨道的自主确定

为实现主从式卫星编队飞行中心星与环绕星的自主定轨，采用微波雷达测量卫星间相对距离、距离速率、方位角和仰角。根据动力学方程给出了导航算法，并利用扩展卡尔曼滤波（EKF）提高微波雷达相对速度的测量精度。仿真结果表明，该导航算法对主从式卫星编队较有效，且能获得较佳的导航精度。     

编队卫星短弧段相对轨道确定方法研究

针对2颗星编队飞行的情况,描述了相对运动的3种动力学模型,利用GPS测量得到的相对位置矢量,选择了非线性最小二乘估计方法来实现相对轨道确定.结合空间圆编队构形进行了分析和仿真,结果表明该方法能得到高精度的相对状态信息,相对动力学模型越精确,相对状态信息精度越高.     

一种采用衰减记忆滤波的环月航天器自主导航方法研究

针对环绕月球运行的深卒探测航天器提出了一种新的自主导航方案，该方案是以两个环月航天器之间的相对位置矢量信息作为量测量，结合轨道动力学方程，对航天器的轨道自主估计确定，方案中考虑了符合实际的复杂摄动影响，并对描述动力学特性的数学模型与噪声的统计模型不准确而导致的滤波发散问题，提出利用一种经过衰减记忆改进的平方根非线性滤波（SRUKF）算法进行解决。对所提方案做了大量的计算机仿真，同时洋尽的分析和比较了由于衰减因子及采样周期变化所带来的影响。从仿真结果上看，衰减记忆滤波处理能够很好得抑制非线性状态转移条件下的滤波发散趋势。     

低低卫-卫跟踪重力测量物理模型及部分姿轨控技术需求

文章从低低卫-卫跟踪(SST-LL)重力测量的基本物理思想出发,导出了SST-LL重力测量的物理模型,并由此确定了SST-LL重力测量所需要的观测量;从重力测量对低低孪星的编队要求出发,得出了孪星轨道的平均半长轴之差最低控制需求,导出了卫星姿态俯仰角控制与孪星到地心的距离、及与孪星沿迹相对距离的关系,并估算了孪星两次编队保持机动的时间间隔。     

基于EKF容错滤波方法的编队卫星相对轨道自主确定

为避免因卫星测量野值导致的相对轨道估计与滤波精度下降,提出了一种基于残差正交性的扩展Kalman滤波（EKF）容错滤波算法的编队卫星相对轨道确定方法。根据卫星相对运动与相对位置量测方程,用残差序列方差的迹实现对野值的剔除及在线修正,保证滤波器有较强的鲁棒性、稳定性和精度。仿真结果表明：该法简单、有效,有较高的理论和工程应用价值。     

GPS-based relative navigation for the Proba-3 formation flying mission

The primary objective of the Proba-3 mission is to build a solar coronagraph composed of two satellites flying in close formation on a high elliptical orbit and tightly controlled at apogee. Both spacecraft will embark a low-cost GPS receiver, originally designed for low-Earth orbits, to support the mission operations and planning during the perigee passage, when the GPS constellation is visible. The paper demonstrates the possibility of extending the utilization range of the GPS-based navigation system to serve as sensor for formation acquisition and coarse formation keeping. The results presented in the paper aim at achieving an unprecedented degree of realism using a high-fidelity simulation environment with hardware-in-the-loop capabilities. A modified version of the flight-proven PRISMA navigation system, composed of two single-frequency Phoenix GPS receivers and an advanced real-time onboard navigation filter, has been retained for this analysis. For several-day long simulations, the GPS receivers are replaced by software emulation to accelerate the simulation process. Special attention has been paid to the receiver link budget and to the selection of a proper attitude profile. Overall the paper demonstrates that, despite a limited GPS tracking time, the onboard navigation filter gets enough measurements to perform a relative orbit determination accurate at the centimeter level at perigee. Afterwards, the orbit prediction performance depends mainly on the quality of the onboard modeling of the differential solar radiation pressure acting on the satellites. When not taken into account, this perturbation is responsible for relative navigation errors at apogee up to 50 m. The errors can be reduced to only 10 m if the navigation filter is able to model this disturbance with 70% fidelity.     

基于磁强计的卫星自主定轨

针对低轨小卫星 ,提出一种低成本的自主导航方法。该方法采用一个三轴磁强计作为测量手段 ,通过卫星所在位置的地磁场强度的量测值与国际地磁场模型 (IGRF)之间的差值来提供导航信息 ,利用推广的卡尔曼滤波技术来确定卫星的轨道。仿真研究的结果验证了该方法的可行性。     

InSAR卫星编队构型的e/i矢量设计方法

根据编队合成孔径雷达干涉（InSAR）卫星的轨道特点和星间紧密编队的特性,引入e/i矢量概念,推导了用e/i矢量表示的编队卫星相对运动学方程,分析了在满足测量基线条件和星间距离条件下编队构型设计约束,并给出了能实现全球测量的编队构型设计结果。对获得的编队飞行轨道参数的数学仿真结果表明：设计的编队构型正确。     

基于平均轨道要素的干涉SAR编队构形设计方法研究

提出了一种在整个轨道周期内沿轨迹向和垂直轨迹向均存在稳定基线组合的三星编队，并在考虑J2摄动基础上给出了其轨道设计方法。依据系统任务要求给出了该队形设计的约束条件，初步确定了编队的平均轨道参数。为了使得空间基线在摄动情况下保持相对稳定，对卫星平均半长轴进行了小量修正。最后在卫星工具包（STK）下进行了高精度轨道仿真验证。结果表明，该方法设计的编队初始轨道参数能使空间基线保持稳定，在一个轨道周期内，垂直轨迹方向存在两条相同的稳定基线，沿轨迹方向存在一条稳定基线和两条周期性变化基线，能够同时满足DEM和GMTI任务要求。     

卫星编队飞行相对轨道的摄动研究综述

卫星在编队飞行过程中总受到各种摄动力的作用，由于轨道摄动直接影响卫星的寿命，研究卫星编队飞行相对轨道的摄动问题具有重要的意义。本文综述了国内外有关编队飞行卫星相对轨道摄动问题的研究方法以及进展，最后针对目前相对轨道摄动的研究现状，指出了进一步的研究方向。     

分离模块异构航天器集群松散队形设计

针对近地轨道分离模块航天器集群,考虑航天器之间面质比差异,提出一种能在较长时间内维持两星之间相对距离的松散队形设计方法。该方法以相对偏心率向量和相对轨道倾角向量描述松散队形,以两颗卫星之间的轨道长半轴之差和相对相位角之差为优化变量,并且通过设置虚拟空间圆解决避碰问题,保证在考虑气动力摄动的情况下,异构航天器松散编队能够有较长时间满足距离要求。仿真研究表明,针对轨道高度为500 km的参考轨道,当两星面质比分别为0.003 m 2/kg和0.0032 m 2/kg时,两颗卫星之间的距离能够在50天内处于200 m到20 km之间。     

火星轨道交会自主导航与制导方法

对火星采样返回任务中的火星轨道交会自主导航和制导技术进行了研究。采用光学自主导航敏感器测量的火星中心方向和视半径，相对敏感器测量的相对位置等观测量，设计了导航滤波器同时估计轨返组合体和上升器的轨道。在导航滤波器设计中，针对光学自主导航敏感器更新频率远低于滤波解算频率的问题，设计了一种连续观测量构造算法，确保每个滤波周期均可进行测量更新，以提高导航精度。基于导航滤波器估计结果，采用T-H制导设计了4脉冲共椭圆交会策略实施轨道控制，从而构成近程交会自主导航和制导方案用于完成火星轨道交会任务。通过数学仿真校验了所提出方法的有效性。