空间站和GNSS共视的差别及精度对比分析

为了对比空间站和导航卫星共视的性能差异,深入分析影响共视性能的主要误差源特征,推进共视技术进一步发展,以对共视时间比对基本原理的分析为基础,从系统设计和关键误差源影响两个方面对比分析空间站和导航卫星共视的差异。理论研究结果表明,不同于导航卫星共视,轨道误差是影响空间站共视精度进一步提升的主要因素;此外,空间站共视还需考虑地球引力时延等精细误差的影响。最后,设计并实施了仿真实验和实测实验,通过实验数据进一步对比两者的性能差异。实验结果表明空间站和导航卫星共视各有利弊,虽然空间站共视的服务区域和连续性逊于导航卫星共视,但可以实现的共视精度至少比导航卫星高一个数量级。     

卫星双向时间频率传递中的Sagnac效应

 结合卫星双向时间频率传递技术,提出了在卫星运动情况下Sagnac效应解决方案。卫星双向时间频率传递技术是基于地球同步卫星进行的。地球同步卫星在各种摄动力的影响下,相对于地面上的某点不是绝对静止的,而是作小幅度日周期性运动。 Sagnac 效应与卫星和地面观测站的位置密切相关,卫星的运动直接导致了 Sagnac 效应也具有日周期变化的特征。使用高精度实测卫星轨道数据对 Sagnac 效应进行计算分析,结果表明：由卫星运动引起的Sagnac效应值具有与卫星运动一致的周日变化规律特征,大小达到几百皮秒的量级,与传统的将同步卫星作为静止点处理相比,提高了Sagnac效应误差的修正精度。该方案对于各种高精度卫星时间比对技术和卫星导航等领域具有重要的应用价值。     

航天器轨道机动的闭环控制精度分析

利用线性协方差分析法对航天器在闭环控制作用下轨道机动的精度问题进行了研究。首先,分析了存在的主要误差,给出了误差影响下航天器轨道机动闭环控制的系统框图。然后建立了开环和闭环控制系统协方差分析的数学模型,并根据轨道方程线性化给出了脉冲速度修正算法。对赤道大椭圆轨道卫星开环和闭环控制下轨道机动的精度问题进行了分析,与Monte Carlo仿真结果与一致,校验了方法的有效性与正确性。     

基于CEI的高精度相位干涉测量试验

基于被动式干涉测量的卫星轨道测定在测量精度、星上资源利用等方面具有明显优势。首先阐述群时延辅助的高精度相位干涉测量算法,然后利用连线干涉测量(CEI)系统对地球同步轨道(GEO)卫星实施观测试验,最后对试验数据进行相位干涉测量处理与轨道符合验证。结果表明,相位干涉测量可以获得皮秒量级的随机误差,远远优于群时延随机误差;修正系统性误差后,干涉测量得到的几何时延与卫星精密星历得到的理论几何时延差异仅约0.1ns,为利用干涉测量技术实现高精度卫星轨道确定奠定了基础。     

利用遭遇参数修正遥测与光测时统零点

针对靶场舰空导弹飞行试验中通信时统偶尔出现的遥测和光测时间零点不齐的问题,提出利用弹目光测坐标、激光引信启动角和启动距离等遭遇参数修正时间零点的三种方法。研究修正原理及计算方法,并对修正精度进行统计仿真。仿真结果表明,光测测量与处理误差、同帧画幅数和引信测距误差对修正精度影响较大,三种方法的修正精度均小于1ms,满足试验结果分析需要。     

交会椭圆轨道目标Hill制导误差分析

在交会椭圆轨道目标阶段,Hill制导受各种误差因素的影响。介绍了椭圆轨道目标Hill 制导的误差因素,并着重研究了导航误差和控制误差对终端位置的影响,给出了误差的基本 表达式。与交会圆轨道目标情况进行比较,分析了初始真近点角对导航误差引起的终端位置 偏差的影响。在此基础上给出了一种修正算法,理论上证明了修正算法能显著提高终端位置 的精度。通过Monte\|Carlo方法的仿真结果表明,合理改变初始真近点角能减小导航误差引 起的终端位置偏差,并且修正算法能更有效提高制导精度。
     

采用二次修正的立方星拦截仿真研究

针对空间攻防背景下立方星拦截问题，提出了一种Lambert求解与C-W方程结合的以燃料-时间为约束的拦截轨道快速设计方法。该方法首先在Lambert求解框架下，以燃料和拦截时间为限，建立了立方星转移时间与速度增量的模型，生成了初始拦截轨道；随后根据末端拦截精度需求，通过C-W方程进行末段导引，施加二次脉冲，对拦截轨道末端进行误差修正，使得最终误差可以满足任务要求。最后通过GMAT构建的轨道力学环境，在Matlab算法驱动下进行联合仿真验证，分析表明该算法在燃料和时间的共同约束下可获得一条优化轨道，并能兼顾末端拦截精度，具有工程借鉴意义。     

考虑J_2摄动作用的异面椭圆轨道双冲量交会轨道修正方法

重点研究了地球扁率J2摄动作用对固定时间双冲量异面椭圆轨道交会运动的影响以及相应的轨道修正方法.根据摄动理论,利用Eneke法计算了J2摄动作用引起的实际飞行轨迹与理论标称轨迹之间的位置偏差.在此基础上,提出了通过修正预定的交会位置来修正转移轨道偏差的控制方法.通过仿真计算,对修正前后的位置偏差进行了仿真分析,结果表明,文中提出的轨道修正方法能够有效地减小摄动作用引起的制导误差,且方法简洁、易于实现.     

低轨星载光学测量确定静止卫星轨道的方法

为了研究低地球轨道(LEO)卫星对地球静止轨道(GEO)卫星的跟踪定轨能力,文章提出利用LEO星载光学测量技术对GEO卫星进行轨道确定。文章充分考虑光学可视条件与星载相机的观测区域,对LEO卫星跟踪GEO卫星的空间环境以及测量模式进行模拟。利用模拟得到的测角数据采用数值方法对GEO卫星进行定轨并与参考轨道进行重叠对比。通过仿真算例对单圈及多圈跟踪情况下GEO目标定轨精度进行分析,结果表明,在平台轨道误差3m、测量精度5"情况下,随着观测圈数的叠加,GEO卫星的轨道确定精度可由500m量级提升至百米量级。若提升平台精度和测量精度,则轨道确定性可进一步提高。     

地磁扰动期间低轨目标轨道预报的误差修正

针对地磁扰动期间大气密度变化造成的低轨目标较大的轨道预报误差,提出一种根据POES卫星观测的极光能量注入数据改进短期轨道预报的方法。分析表明CHAMP卫星的沿迹大气密度及轨道衰减与极光能量注入具有较好的相关性。通过线性回归方法,建立轨道半长轴衰减及阻力调制系数的修正公式,并使用修正后的阻力调制系数取代两行元(TLE)中的该系数带入SGP4模型进行位置预报。该方案考虑了外推过程中地磁扰动引起的大气密度响应,能更准确地反映外推过程中大气阻力对轨道的影响。将其应用到2008年CHAMP卫星和国际空间站的轨道预报中,结果表明,半长轴和位置的预报误差可分别降低50%和30%左右。进一步对不同年份、不同轨道高度的目标进行了预报误差修正的分析,验证了该方法的普适性。     

非对称构型多站时差定位系统定位精度分析

以空间四站时差定位系统为例对多站时差定位系统原理进行阐述,推导定位系统的定位精度并分析影响系统定位精度的因素。通过仿真分析多站时差定位系统在不同空间构型、站间距、时差测量误差、位置误差条件下对地面辐射源的定位精度得出:多站时差定位系统的空间构型直接影响定位精度,主辅站间距长度越长定位精度越好;各站位置误差比时差测量误差对定位精度的影响更大;对于多站定位系统出现的非对称空间构型,通过合理的布站优化可以提升对某一固定辐射源的定位精度。     

基于GNSS的通信星座系统的时间同步研究

为近地通信卫星星座系统提出一个将星座各星上时钟同步到地面系统时钟的新技术方案,以GNSS导航系统时钟作为高精度、高稳定的时间基准,利用地面站和星座星上的GNSS接收机基于定位原理测得各自时钟相对于GNSS系统时钟的时差量（秒脉冲相位差）,进一步得出各星时钟相对于地面系统时钟的时差观测量。每个星上时间管理单元利用一个Kalman滤波器估计星地时差模型参数,周期性更新星上时差预报,并据此估计秒脉冲调相时机,以及按照最小调相残差原则估算的调相幅值,并令PPS发生器完成相关调相操作。还设计了上述时统方案在一个典型Walker（24/3/1）星座中的应用研究,并开展了数学仿真和半物理仿真。文章还设计了一个半实物仿真方案,通过数学仿真和半物理仿真,表明该时统方法可将星地秒脉冲相位差自动控制在指定误差范围内,证实其在近地通信卫星星座系统全网时间同步任务中应用的可能性和有效性。     

一种基于天文测速的火星捕获段天地联合导航方法

为提高火星捕获段探测器的导航精度,提出一种基于天文测速的天地联合导航方法。该方法在地面无线电测距、测速的基础上,引入探测器与恒星的视向速度作为新增观测量,采用扩展卡尔曼滤波(EKF)对探测器状态进行估计。理论分析与仿真结果均表明,与仅依靠地面无线电导航相比,采用基于天文测速的天地联合观测导航方法能有效提高探测器的位置与速度估计精度,且导航精度的提升效果与马尔柯夫最优估计理论的预测值有较好的吻合度。当天文测速精度与地面测速精度相当时,位置估计精度较地面无线电导航提高了近一倍。     

高低轨双星时频差无源定位精度

高低轨卫星联合定位是提高地面辐射源无源定位精度的有效方法。从时差基线、速度差增加方面分析了高低轨双星定位精度相对同轨卫星定位精度高的原因,推导出高低轨双星时频差定位误差分布表达式,分析了高低轨联合定位适用的时频差测量方法及其测量精度。仿真分析结果表明:在低轨卫星星下点附近较大范围内,定位精度达到百米量级。验证了双星相对位置变化、时频差测量误差、高低轨卫星自身位置速度测量误差等因素对高低轨双星定位精度的影响。     

接近和跟踪非合作机动目标的非线性最优控制

航天器在实施对空间非合作目标的近程操作任务中,需要接近目标并保持在目标附近的特定方位,对目标指定部位随动跟踪和观测。针对非合作机动目标的接近和视线跟踪的六自由度控制问题,根据视线坐标系下的相对轨道方程和体坐标系下的相对误差四元数姿态方程,建立了航天器间近距离相对运动的轨道和姿态联合控制模型。考虑模型的非线性、时变性和计算的快速性,采用θ-D控制方法进行接近和视线跟踪的轨道和姿态联合控制。为了减小跟踪同时存在轨道和姿态机动的非合作目标的控制误差,应用Lyapunov最小-最大定理设计了θ-D修正控制器,改善非合作目标同时进行姿态和轨道机动时的控制性能。仿真验证了模型的正确性和控制器良好的跟踪性能。     

PCE方法在空间实验室轨道预报误差分析中的应用

应用多项式混沌展开法(PCE)进行空间实验室轨道预报误差分析。通过构建PCE模型对轨道预报的不确定性传播过程进行近似，进而对轨道预报后航天器位置和速度的误差进行分析。分析了不同PCE模型阶数、预报时长以及样本点的数目对构建PCE模型的影响。综合考虑精度和计算效率，给出了适用于空间实验室轨道预报误差分析的PCE模型。将PCE方法与传统方法进行对比，结果表明PCE方法有较好的非线性近似能力，且计算效率高，验证了PCE方法应用于空间实验室轨道预报误差分析的有效性。     

一种区域定位系统的概念

区域定位系统是一种与GPS兼容的地基导航系统，可以完成轨道飞行器乃至弹道试验的定位和定轨任务。区域定位系统由若干地基导航发射台（也可增加一、二个天基导航台）网和卫星载接收机组成。其定位精度估计在100m以内，如地面导航台网与GPS差分导航台结合起来，将会发挥更大作用。     

面向空间目标相对轨道确定的编队优化方法

针对提高空间目标相对轨道确定精度的问题，研究了在主航天器轨道运动受限时，通过设计和优化辅航天器相对轨道要素的航天器编队优化方法。首先，介绍了基于扩展卡尔曼滤波的双视线测量相对轨道确定方法；之后，通过研究双视线测量下的空间目标定位误差变化规律，得到了减小定位误差的角度条件；然后，通过分析该角度条件和辅航天器相对轨道要素的关系，设计并采用遗传算法优化了辅航天器相对轨道；最后，数学仿真结果表明，设计的编队可保证目标相对位置估计误差收敛，优化后的编队可使目标相对位置估计误差减小至0.3 km且不超过1.2 km。     

星地动态双向时间同步与测距算法

针对卫星运动对星地距离和钟差测量的不利影响,提出一种基于最小二乘拟合的星地动态双向时间同步与测距算法。在建立星地可视模型基础上,仿真了MEO运动卫星与地面时间同步站之间星地距离的变化规律,分析了卫星运动对星地双向时间同步与测距的主要不利影响。该算法首先利用星地双向时间同步数据分别生成星地距离和钟差拟合多项式,然后联合求解出运动卫星误差最小的星地距离与钟差。实验结果表明了该算法的合理性和科学性,在包含仿真误差的条件下,其时间同步精度优于3ns,测距精度优于3m。将其应用到各种空天应用系统的星地时间同步与测距中,可以消除卫星运动对双向时间同步与测距的不利影响,提高时间同步与测距精度。