基于人工拉格朗日点太阳帆的导航卫星自主定轨技术

为提高导航星座的自主导航能力,提出一种基于人工拉格朗日点太阳帆的导航卫星自主定轨方法。在导航卫星星间测距的基础上,利用太阳帆提供的空间实时位置信息,来消除导航星座的整体旋转和漂移对自主定轨的影响。选用第一类无奇点根数作为状态变量,利用EKF滤波器融合卫星动力学信息及两类测距信息进行自主定轨。利用GPS导航星座的IGS精密星历进行了仿真试验,仿真结果表明了该方法不仅能够保证导航卫星自主定轨的长期稳定性,且与结合星间测距和星间测向的自主定轨方法相比,定轨精度更高。     

GPS+BDS组合的实时定轨技术

为了改善卫星几何分布,提高低轨（Low earth orbit, LEO）卫星实时定轨的精度与可靠性,提出了北斗卫星导航系统（Beidou navigation satellite sy stem, BDS）与全球定位导航系统（Global positioning system, GPS）组合模型。组合模型基于加权最小二乘法（Weighted least square, WLS）,利用伪距观测量建立观测模型,实时估计LEO卫星位置。目前,LEO卫星尚未装备星载BDS+GPS双模接收机,为验证算法可行性,利用GPS/BDS卫星星历文件与STK软件仿真生成实验数据。实验结果表明,BDS+GPS组合模型较GPS系统模型精度至少提高26%。     

GPS伪卫星组合定位方法及在变形监测中的应用

针对GPS在城市高楼密集区、深山峡谷等区域所跟踪的可见星数目少且分布不佳导致定位精度下降,以及GPS系统本身在垂直方向定位精度较差的问题,提出GPS伪卫星组合定位新方法,利用伪卫星增强GPS技术提高定位精度。建立了GPS和伪卫星组合定位的观测模型,分析了伪卫星多路径效应的特点,给出了减弱伪卫星多路径误差的有效方法。对某大坝坝区的实测数据进行处理的结果表明,文中所提出的方法能有效地减弱伪卫星多路径效应产生的误差,GPS和伪卫星组合定位方法提高了系统的定位精度,特别是垂直方向的精度。     

基于模糊调节无迹卡尔曼滤波器的地磁定轨研究（英文）

地磁定轨系统适合于对仪器复用率要求高的微纳卫星使用。考虑到地磁定轨系统的性能受限于地磁偏差,本文设计了模糊调节器,并构建了模糊调节无迹卡尔曼滤波器。将地磁偏差建模为随机游走,并将其变化率作为调节器的输入量,经模糊处理后,自适应调节滤波器的参数。SWARM-A卫星的实测数据实验表明,该算法可有效提升地磁偏差的估计精度,从而提升地磁定轨系统的性能。相较于传统的无迹卡尔曼滤波器,该算法的收敛速度更快,精度也更高,其位置误差均方根值为3.1 km.     

基于X射线脉冲星的新型卫星天文导航

基于X射线脉冲星导航（XNAV）是一种新型的卫星自主导航技术。使用卫星上的相位测量值和脉冲星钟预报的相位值,可以确定卫星的位置和速度。由探测到的脉冲相位,计算出沿着脉冲星视线方向的卫星相对于地心的距离。同时测量三颗脉冲星,就可以计算出卫星在惯性系下的位置。结合距离测量方程和轨道动力学,设计了广义卡尔曼滤波算法。仿真验证表明,该导航算法能实现卫星的精确导航,定轨精度在百米以内。此外还分析了影响导航性能的因素。     

基于图像位移的低轨卫星自主导航技术

利用高速相机测得的地面图形相对卫星的位移,结合星敏感器测得的姿态信息,基于卫星相对地面的速度是一个非线性变化过程这一事实,实现低轨卫星的自主导航.相对于传统的陆标识别自主导航,该方法不需识别地面物体或景象,只需利用图像之间的位移关系,经相关性分析后,便可获得卫星相对于地面的速度信息.因此,不需要存储地面物体或景象的先验信息,故减轻了存储负担.文中还构建了系统的状态方程和量测方程,采用卡尔曼滤波器进行信息滤波.仿真分析显示,该系统具有较好的自主导航精度,可以应用于低轨卫星的自主导航.     

对偶四元数曲线插值算法在编队卫星中的应用(英文)

传统的编队卫星位置和姿态算法是分开处理的。提出一种新的对偶四元数曲线插值算法,将卫星的姿态结合到轨道中去。首先采用曲线插值算法计算主星的运动轨迹,然后建立从星相对于主星的对偶四元数模型来确定从星的相对位置和姿态,将卫星的位置和姿态进行统一处理。与传统的轨道参数法及四元数法进行误差比较,仿真结果表明该方法不但可以实现编队卫星位置和姿态的统一确定,而且可以满足卫星编队的精度要求。     

人工蜂群优化BP神经网络的太阳电池阵电流预测

通过对卫星太阳电池阵输出电流影响因子进行分析,提出了一种基于人工蜂群（Artificial bee colony,ABC）算法优化BP神经网络的太阳电池阵输出电流预测方法。将太阳入射角、卫星太阳电池阵工作温度、卫星星时等遥测量变换后作为神经网络输入,进行输出电流预测。考虑到神经网络对初始权值及偏置敏感的特点,采用ABC改进算法对神经网络初始参数进行优化。该模型可用于卫星太阳电池阵电流输出能力分析、太阳电池阵预警及异常检测等。实验测试表明,模型能够取得较高预测精度,同星预测均方根误差（Mean squared error, MSE）为0.10 A,跨星预测均方根误差为0.12 A,其精度明显优于传统数据拟合方法。利用该模型及本文提出的预警策略进行预警,对于7年5个月的正常卫星数据没有发生误报,对于某异常卫星数据能够及时进行预警。     

高精度GPS定位的精密电离层模型

在长距离GPS实时动态定位(RTK)过程中,电离层延迟误差是影响定位精度的主要误差源.目前,由于采用全空间电离层模型精度不够,对长距离RTK定位主要采用双差电离层残差内插方式.本文提出一种新的电离层模型.该模型仅对每个卫星轨迹通过的电离层部分进行建模,可适用于高精度GPS定位.采用香港数据,结果表明,该模型可较好地模拟低纬度电离层变化,并可支持GPS厘米级定位精度.     

一种基于虚拟参考站的低轨双星时差频差精密修正方法

为了解决低轨双 星时差（Time difference of arrival, TDOA）、频差(Frequency difference of arrival,FDOA)定位精度低这一问题，提出了一种应用虚拟参考站（Virtual reference station，VRS)技术来实现对低轨双星TDOA/FDOA进行精密修正的方法。该方法利用合作辐射源在未知辐射 源附近建立一个物理上并不存在的虚拟参考站，然后再利用此虚拟参考站修正未知辐射源 的时频误差。通过仿真分析，VRS处虚拟时差构建误差比虚拟频差构建误差要小，并且VRS对 未知辐射源TDOA/FDOA系统误差的修正精度分别可以达到97%和95%。利用修正后 的时频差 对未知辐射源定位，其定位精度相对于未修正前有极大的提高。     

Impact Analysis of Solar Irradiance Change on Precision Orbit Determination of Navigation Satellites

Solar radiation pressure is the main driving force and error source for precision orbit determination of navigation satellites. It is proportional to the solar irradiance,which is the"sun constant". In regular calculation,the"solar constant"is regard as a constant. However,due to the existence of sunspots,flares,etc.,the solar constant is not fixed,the change in the year is about 1%. To investigate the variation of solar irradiance,we use interpolation and average segment modeling of total solar irradiance data of SORCE,establishing variance solar radiation pressure(VARSRP)model and average solar radiation pressure(AVESRP)model based on the built solar pressure model(SRPM)(constant model). According to observation data of global positioning system(GPS)and Beidou system(BDS)in 2015 and comparing the solar pressure acceleration of VARSRP,AVESRP and SRPM,the magnitude of change can reach 10-10 m/s~2. In addition,according to the satellite precise orbit determination,for GPS satellites,the results of VARSRP and AVESRP are slightly smaller than those of the SRPM model,and the improvement is between 0.1 to 0.5 mm. For geosynchronous orbit(GEO)satellites of BDS,The AVESRP and VARSRP have an improvement of 3.5 mm and 4.0 mm,respectively,based on overlapping arc,and SLR check results show the AVESRP model and the VARSRP model is improved by 2.3 mm and 3.5 mm,respectively. Moreover,the change of inclined geosynchronous orbit(IGSO)satellites and medium earth orbit(MEO)satellites is relatively small,and the improvement is smaller than 0.5 mm.     

An Orbit Determination Using SGP4 Propagator and Doppler Shifts for CubeSats

The two line elements(TLEs),released by the North American Aerospace Defense Command(NORAD),are chosen for CubeSats' mission operators.Unfortunately,they have errors and other accompanied problems,which cause large deviations in the in-track component.When a TLE value is available at a certain epoch,the dominant error is the angular error.It is proposed to correct the angular error by solving-for the mean argument of latitude at the desired epoch.A batch least squares technique and range rate measurements are used for the correction process.With the assistance of satellite tool kit(STK)software and Matlab,a simulation to verify the orbit determination(OD)technique is implemented.This paper provides an angular correction low cost OD method and presents a complete analysis for various test cases.This approach maintains high accuracy in cross-track and radial and makes great improvement in in-track at the same time,but it is exclusive for circular orbits.When it is applied to an elliptical orbit,the error will be unacceptable.Therefore,the angular error is corrected using the longitude of periapsis which totally mitigates the error at the epoch under consideration.For inclinations less than 20 o,the mean longitude is preferred for the angular correction as it provides more accuracy compared with the mean argument of latitude.     

航天器视场遮挡分析方法研究

敏感器视场遮挡分析是航天器构型布局设计的重要组成部分，针对大型在轨变构型航天器敏感器视场遮挡分析工作量大、出错率高、遮挡率无法量化等特点，本文提出一种基于敏感器第一视角的视场遮挡快速分析方法。该方法通过设置第一视角图像蒙版及图像映射，模拟方锥形、圆锥形、球形等各类敏感器视场，通过逐个像素比对，计算视场遮挡率和遮挡方位。使用此方法建立了空间站敏感器视场遮挡分析系统，结果表明新方法能够显著提高视场遮挡分析效率和准确率，并且为机构类部件运动过程对敏感器视场遮挡的分析提供了有效工具。     

基于多源数据融合的翼型表面压强精细化重构方法

在风洞试验模型表面布置测压孔是获得表面压力分布的重要手段，但受限于空间位置和试验成本，通常难以在复杂模型表面布置足量的测压孔获得完整的表面压力分布信息，直接积分获得的升力和力矩精度不足，因此提出了一种融合稀疏的风洞试验数据和数值计算（CFD）数据的方法，通过较少的风洞测压试验数据获得高精度的压力分布。首先通过本征正交分解技术提取数值计算数据的压力分布低维特征（POD基函数），然后利用稀疏的试验测压数据，通过压缩感知算法获得基函数的坐标，最后将坐标转化到物理空间重构出压力分布。利用定常固定翼型变状态以及变几何变来流状态算例验证该方法的精度，重构结果均能精确匹配试验结果。该重构方法可在一定程度上解决空间受限稀疏观测条件下的分布载荷精细化重构难题。     

低旋流数旋进射流流场结构演变的POD分析

利用粒子图像测速技术（PIV）对雷诺数Re = 4.5×104的低旋流数旋进射流流场进行了实验测量,并利用本征正交分解（POD）方法对测得的流场进行分解,提取流场中含能大尺度结构。针对3种不同旋流数（S = 0、 0.26和0.41）,对比分析了POD分解得到的空间模态以及用POD模态重构后的脉动速度场的变化规律。POD分析得到的结果表明:旋进导致流体交替地从腔体一侧沿着壁面流出,从另一侧流入;旋进刚发生时,上游剪切层内的旋涡结构尚未完全破坏,它们会一直向下游发展直至旋进起始点附近后,开始随着主流一起偏转,而下游剪切层内的大尺度结构被完全破坏;随着旋流数的增加,旋进以及射流的自身振荡被加强,从而导致流场结构更加复杂、大尺度旋涡结构被破坏。     

地基雷达测量精度自鉴定技术

精度鉴定是保证雷达有效工作的重要保证，目前我国的雷达精度鉴定方法都是硬比方法，鉴定周期较长、协调工作量大。针对该问题，提出了一种通过跟踪一般低轨卫星实现地基雷达测量精度自鉴定的方法，设计了采用自鉴定方法校准雷达测元零值的技术方案，明确了数据处理流程，给出了关键数学模型。通过无噪声仿真验证证明了本文方法的正确性和有效性，通过有噪声仿真验证发现了测元随机误差与估计轨道参数间的相互影响和耦合效应，为后续工程应用和技术改进积累了经验。     

GPS组合系统在飞机进场着陆中的应用

本文研究了用全球定位系统/捷联惯导/无线电高度表(GPS/SINS/RA)组合导航系统进行飞机精密进场着陆的可行性。提出了系统的组合方案。建立了组合系统的数学模型,应用组合卡尔曼滤波技术,按18颗导航星的布置方案,应用GPS仿真器,在考虑飞机沿3°倾斜角下滑线进行着陆飞行时,对组合系统进行了计算机仿真。仿真结果表明,当GPS接收机采用P码,或采用C/A码再使用差分和伪卫星技术时,组合导航系统能够达到国际民航组织(ICAO)提出的精密进场着陆时的定位精度要求。     

基于相空间重构的网络流量RBF神经网络预测

应用混沌理论，分析了网络流量，用单变量的网络流量时闯序列重构与网络动力系统等距同构的相空间，进而计算了实际网络的关维数和Lyapunov指数，并证实了网络流量存在混沌特性；据此建立了基于径向基函数（RBF）神经网络的模型，并对实际网络数据流进行了预测。仿真结果表明，相对于其他前馈神经网络预测，基于混沌理论的RBF神经网络预测方法学习速度快，预测精度高。     

样本量对空间碎片测距精度的影响

日益增多的空间碎片严重威胁着在轨航天器的运行安全，对空间碎片的监督与防御逐渐引起了关注。高重复率激光测距技术为空间碎片测量提供了有效手段。激光脉冲的高重复率意味着大样本量。而在满足精度要求下，对样本量需求的研究较少。本文基于高重复率取样，研究了样本量对测距精度的影响，并得到了满足精度要求的最小样本量。首先，将空间碎片的轨道根数作为先验信息对测量数据进行预处理。通过多项式拟合和迭代获得有效样本点，逐渐减少样本量，绘制精度随样本量的变化曲线。从精度曲线变化阈值中可以获得最小样本量，可以此选取激光测距系统激光发射重复频率。对一些空间碎片的测距实验结果表明，有效样本量可以获得30%—60%的降低。