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热层大气密度模式的误差,是影响载人航天定轨精度的关键因素。分析载人航天工程所用Jacchia、MSISE、DTM三类大气密度模式的误差特点,通过比较精度和稳定性,基于现有空间天气参数,选取MSISE模式作为基础模式。研究利用星载加速度计数据反演载人航天轨道大气密度的方法,以验证我国载人航天轨道实测数据的精度;同时利用天宫一号以及神舟二号、三号、四号实测密度数据,以及相应的航天测控数据,分析模式误差与地方时、纬度和高度因素之间的关系,讨论建立合适的三维误差库来存储模式误差的方法,研究平均误差修正法和加权误差修正法,建立NRLMSISE-00的误差修正模式。修正结果应用于交会对接任务,与完全不修正时模式平均11.44%的误差相比较,两种修正方法的误差均明显减小,分别为5.41%和4.99%;其中平均误差修正法和加权误差修正法在未来1天、2天、3天的修正结果的误差分别是4.06%、3.73%,6.06%、5.78%,6.13%、5.72%,表明提前1天的修正效果最好;同时比较累积1-5天的误差库滑动也可以看出,误差库累积1天的效果相对较好;比较两种方法的预测效果显示,加权误差修正法优于平均误差修正法。研究表明基于三维误差库的模式修正方法显著提高了载人航天轨道大气密度预测精度,可为交会对接等载人航天任务提供技术支持。 相似文献
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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。 相似文献
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基于温度参数的经验密度模式修正方法 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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GPS广域增强系统电离层延迟网格修正算法的研究 总被引:5,自引:0,他引:5
建立了一种广域增强系统地面监测网对电离层延迟的观测数据生成网格修正值算法,并在天津,长春,西安三地通过用双频接收机同时采集的电离层延迟实测数据,对广域增强系统的电离层网格修正法的修正精度进行验证,并与一般用户目前采用的Klobuchar模型修正法进行了比较,结果表明,电离层延迟网格修正法的修正精度普遍大于80%,优于Klobuchar模型修正法,是一种精度较高的电离层实时修正法。 相似文献
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环月快速交会调相策略设计与任务分析 总被引:1,自引:0,他引:1
《载人航天》2017,(1)
针对未来载人登月任务中登月前环月轨道交会对接与组装问题,基于我国现有近地两天交会对接飞行方案,设计了环月轨道一天快速降轨交会任务的调相变轨方案,采用四脉冲修正特殊点变轨算法进行求解。分析了快速交会的调相终端控制精度、最优初始相位角范围等任务特性参数,给出了满足调相段终端控制精度所需要的定轨精度,分析了环月轨道倾角、调相段终端瞄准相对状态和调相时间对最优初始相位角范围和变轨总速度增量的影响规律。仿真结果表明,实施环月快速交会任务,要求追踪器与目标器的定轨精度均较高,但追踪器的最优初始相位角范围较大。 相似文献
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载人航天器可以利用北斗卫星导航系统实现自主导航定位和相对测量以支持轨道确定和交会对接任务。为了评估当前星座条件下北斗卫星导航(区域)系统对中国载人航天器的服务能力,建立了当前北斗卫星导航(区域)系统的星座仿真场景。利用载人航天器轨道参数,对其轨道处北斗区域星座的覆盖特性和服务能力进行了仿真,分析了可以用于载人航天器绝对定位和相对定位的时间长度、可见卫星情况、位置精度因子等特性。分析结果表明,在载人航天轨道的一些持续时间段内,航天器可以利用北斗(区域)系统完成绝对和相对定位功能。 相似文献
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针对交会对接任务目标飞行器与追踪器轨道运行特性,综合考虑规避策略计算方法与工程实际相结合的问题,提出高度规避、时间规避以及与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法等三种空间目标碰撞规避策略计算方法.高度规避计算方法采用了Lambert飞行原理,用简化二体开普勒模型取代高精度轨道预报方法,迭代求解规避机动速度增量,实现了通过约束过交点与目标径向距离差得到速度增量的最优解;时间规避计算方法通过轨道周期与速度增量的关系,实现了通过约束过交点与目标的时间差得到速度增量的最优解;与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法,在正常控制考虑冗余控制量的基础上,对控制策略的控制开始时间或沿迹方向的速度增量进行较小的修正,使两者通过碰撞点的时刻或径向距离错开,达到碰撞规避的目的,该方法不仅可以节省燃料、而且对任务的影响较小.通过对三种空间目标碰撞规避策略计算方法仿真分析结果表明,完全适用于交会对接任务,可为我国载人航天任务飞行安全提供技术保障. 相似文献
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针对载人航天任务中高精度测速雷达在实时多主站外弹道融合时仅能采用单通道应答数据参与处理,获得的弹道精度较差,且测速雷达数据利用率仅有50%的问题,提出利用多普勒效应和应答机遥测参数两种方法对测速雷达跟踪模式进行实时准确识别,首先得到测速雷达双通道的应答数据,然后通过改进的非线性滤波+机动模型算法对火箭上升段外弹道测量数据进行高精度融合。最后采用仿真数据对传统方法和新方法的外弹道融合精度进行了比对分析。该方法的应用可有效提高测速雷达测元利用率和载人航天任务火箭上升段外弹道精度,具有较强的工程应用价值。 相似文献
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This paper presents an overview of the identification and selection process of experiments and payloads for manned space flight missions, emphasizing the scope and magnitude of the problem of doing activity planning and the need for a methodology to assure timely flight and appropriate spacecraft design. Conclusions and results derived from the past several years are presented together with an analysis of the current procedure for defining activity for the space station. 相似文献
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一种无人直升机飞行力学模型辨识方法研究 总被引:2,自引:0,他引:2
研究了一种无人直升机飞行力学模型辨识方法.将状态子空间辨识法和误差预报辨识法这两种不同机理的辨识方法相结合,用于无人直升机飞行力学模型的辨识.通过仿真计算,成功地辨识得到了悬停状态下算例无人直升机的高阶飞行力学模型.结果表明:提出的辨识方法具备状态子空间辨识法和误差预报辨识法各自的优点,不会出现经典辨识算法中寻优过程中出现的局部极小现象以及迭代带来的收敛性问题. 相似文献
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给出了一套智能的消除惯导陀螺漂移误差算法,即改进的BP(Back Propagation)神经网络模态识别算法。可根据即时的飞行区域、气压计和雷达高度表测量的地形高程数据等,在机载数字地图上实时地进行在线模态识别,找出最合适的匹配区,并对惯性导航系统指示的位置信息进行修正。该算法具有识别精度高、识别速度快和识别准确率高等特点,可用于各类有人驾驶飞行器和无人自主控制的飞行器的惯导误差修正。 相似文献
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杜毅 《中国民航学院学报》2007,25(6):9-10,18
基于灰色预测理论,给出了飞行事故率和事故症候率预测分析的新方法。分析结果表明,采用灰色预测理论对飞行事故率和事故症候率进行预测分析,可以得到满意的预测精度,从而为民用航空器运营管理提供决策依据。 相似文献
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通过分析预报误差与轨道确定参数误差的关系,提出一种使用二次多项式对沿迹差随时间变化的函数进行拟合,并根据拟合结果修正半长轴、面质比参数误差的定轨方法.仿真计算表明:对于稀疏观测数据,该方法的处理结果优于常规的最小二乘轨道确定方法;对于高度在400 km以上的低轨目标,根据该方法得到的定轨结果,预报5d的位置误差小于22 km,与SGP4(Simplified General Perturbations Version 4,简化普适摄动4)/SDP4(Simplified Deep space Perturbations Version 4,简化深空摄动4)水平相当.该方法是一种适用于双屏电子篱笆稀疏观测数据的批量数据轨道确定方法. 相似文献