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。     

天宫飞行器低轨控空气动力特性一体化建模与计算研究

对非规则板舱组合体天宫飞行器300~200 km低轨道飞行过程空气动力特性一体化计算建模,提出考虑复杂构型物面遮盖效应面元解析法与经修正的Boettcher/Legge非对称桥函数,发展基于三角形面元逼近复杂外形通用处理方法,建立适于天宫飞行器复杂物形处理与面元气动力系数计算规则;将DSMC方法与求解Boltzmann模型方程气体运动论统一算法应用于天宫飞行器简化外形,进行气动力当地化关联参数计算修正,建立针对大型复杂结构天宫飞行器低轨道飞行控制过程空气动力特性一体化快速算法与程序软件。对大尺度圆柱体外形与天宫飞行器300~200 km不同高度变轨飞行过程不同迎角与侧滑角及帆板平面与本体主轴不同夹角复杂构型气动力特性计算分析验证,表明天宫飞行器在200 km以上低轨道飞行控制过程中所受空气动力系数随飞行高度发生显著变化(8%~50%),证实长期在轨运行的大型航天器若采用统一固定的气动力系数,误差累积巨大,需要采取防护措施,低轨道飞控大气阻力仍是制约航天器定轨预报精度最关键因素。     

载人航天轨道大气密度模式修正研究

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。     

低轨航天器长期轨道预报的初步研究

低轨航天器的长期管理和维护需要较高精度的长期轨道预报,影响长期预报精度最主要的因素来自低轨航天器所受的大气阻力摄动.借助平均大气密度模型,以340 km高度的低轨航天器为例,研究了低轨长期轨道预报问题.利用基于长弧段的逐天精密定轨,可以修正参考点的平均密度.根据目前积累的数据,通过引入太阳自转周期27 d和半年180 d这2个周期拟合平均密度序列,未来的平均密度可以预报到较高精度.目前的计算结果表明,在此基础上低轨航天器的长期轨道预报精度可以得到保证,在不同算例中表现基本稳定可靠.     

利用经验正交函数分解的大气密度模式校准方法

热层大气密度产生的阻力是作用在低轨航天器上最大的非引力摄动,现有大气密度模式存在15%~20%的偏差,难以满足空间任务应用需要。采用NRLMSISE-00模式作为密度参考标准,通过修正Jacchia-Roberts经验大气模式温度参数校准密度,建立温度修正量与密度的参数方程。针对部分区域修正量迭代计算发散问题,采用改进高斯牛顿迭代法求解方程。选择经验正交函数（EOF）分解方法分析修正量的时空特征,并与传统球谐（SH）分析的结果进行比较。结果表明,前4阶EOF基函数与前9项球谐基函数分别可提取温度修正量超过85%与80%的变化特征,EOF分解方法对温度修正量的表示效率高于球谐分析方法。第1阶EOF基函数反映了温度参数的整体偏差,第2~4阶EOF基函数对应的时间系数表明温度修正量的变化具有天周期性,且球谐分析得到的时间系数同样具有天周期性的特点。利用前4阶EOF基函数和前9项球谐基函数重构的温度修正量校准Jacchia-Roberts模式,校准后的模式密度偏差分别下降了9.06%与5.37%,表明EOF分解方法与传统球谐分析方法相比,能够更有效地修正温度参数,改进模式精度。     

载人航天轨道大气密度模式修正研究简

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.     

MISI90大气密度模型在定轨中的参数输入方式探讨

大气密度模型对以载人飞船为代表的低轨航天器精密定轨及轨道预报有很大影响。在载人航天工程中使用的大气密度模型对于地磁指数和太阳辐射流量的输入有两种方式,即输入固定值和输入分段值。利用MSIS90模型,通过天宫一号目标飞行器的轨道数据分析对比了不同参数输入方式,不同数据长度以及不同地磁指数对定轨和轨道预报的影响。结果表明,数据弧段短且地磁变化不大时,输入固定值的方式获得的轨道预报精度较高;长弧段定轨和长期轨道预报的场合下输入分段值的方式预报精度高,稳定性好,适用范围广,操作更简单。     

空间飞行器的多普勒实时自主定轨精度分析

空间飞行器需要实时的高精度轨道信息来完成对栽荷的指令操作和遥感数据的实时处理。除了星栽GPS技术,星载多普勒无线电定轨定位系统（DORIS,Doppler Orbitography and Radio—positioning Intergrated by Satellite）是仅有的有能力提供分米级精度的实时在轨轨道确定技术,它可通过测量星地相对多普勒频移,在星上完成实时定轨和预报,目前该技术已在国外多个卫星上实现,达到了较好的效果,而我国还没有建立这样实时自主定轨系统。为此,结合我国高分辨率空间对地观测系统的建设需求和我国航天器对实时自主定轨及其精度的要求,利用扩展卡尔曼滤波算法对多普勒测量进行了实时自主定轨仿真计算,分析了频率偏差估计与否、初轨误差、地面信标站地理分布以及观测精度等对实时自主定轨的滤波收敛时间和定轨精度的影响,为我国利用DORIS技术进行实时在轨轨道确定提供方案和软件原型。仿真计算表明,基于28个全球分布的地面站,对于高度为800km的卫星,在忽略其动力学模型误差的假设下,若初轨三维位置、速度误差分别为100m（或差至1km）、1m／S（1d）,2h后滤波可以达到稳定收敛,收敛后的实时定轨误差可以达到0．1m（1d）。滤波估计参数除了6个卫星轨道状态参数,还估计了地面信标相对于卫星超稳定振荡器的频率偏差;     

大型航天器无控飞行再入时间短期预报的轨道摄动方法研究

针对寿命末期大型航天器临近再入前轨道衰降受到跨流域多尺度非平衡环境下气动力/力矩影响显著的问题,基于体坐标系下的气动力和力矩分量,建立了航天器轨道-姿态动力学摄动模型;结合航天器再入跨流域空气动力学统一计算理论与数值模拟手段,提出了大型航天器无控飞行轨道衰降过程气动特性一体化快速算法。基于地心惯性坐标系气动融合轨道动力学方程数值积分方法对航天器的轨道姿态摄动模型进行了外推计算,结合无迹卡尔曼滤波方法对外测轨道星历观测数据初值误差和模型误差进行了滤波。针对250～120 km高度范围的大型航天器短期轨道衰降变化进行仿真预测,对比了外测轨道星历数据,结果表明:本文提出的经卡尔曼滤波误差分析的轨道摄动模型方法对寿命末期大型航天器短期轨道预报具有较强的模拟能力与有效性,有助于推动近地轨道空间目标气动融合轨道数值预报领域发展。     

TG01/SZ08交会对接轨道确定与预报精度分析

以我国首次空间交会对接为背景,介绍了交会对接任务轨道计算和预报的新特点。针对TG01("天宫一号"目标飞行器)调相控制期间的中长期轨道预报问题,分析了影响预报精度的多种因素,定量给出了偏航飞行姿态对轨道预报的影响,通过对不同策略预报结果的比较,制定了轨道预报的最优策略;针对SZ08("神舟八号"飞船)远距离导引期间的短弧定轨,采用适应短弧情况下的定轨策略,分别利用3圈、6圈地基统一S频段和中继卫星数据的定轨位置精度优于50m。     

基于沿迹差修正部分轨道参数的两步法定轨

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.     

基于STK模型的伪距/伪距率组合导航算法研究

传统的组合导航仿真算法采用位置、速度信息组合模式,由于计算误差和测量误差的存在,导致结果误差偏大。本文针对轨道机动飞行器的特点,通过STK卫星仿真软件分别模拟GPS卫星星历及机动飞行器从初始轨道向目标轨道过渡真实轨迹,采用基于伪距、伪距率的SINS/GPS紧密组合导航系统对飞行器转移过程进行数学仿真计算。结果表明,基于伪距/伪距率组合导航方法,不仅可以修正惯性元件的常值漂移,并且对轨道转移段的速度、位置误差有很好的估计,获得较高的导航精度。     

基于等效迎角的气动融合轨道直接积分计算无控航天器轨道衰降研究

针对低地球轨道航天器服役期满离轨陨落、特别是功能失效处于无控飞行的航天器轨道衰降难以模拟的问题,在航天器轨道动力学方程直接积分计算框架中,把稀薄气体动力学与轨道动力学结合起来,发展了基于跨流域空气动力精细数值模拟驱动的低轨航天器气动特性一体化快速算法,提出了无控航天器轨道衰降失稳自旋飞行姿态等效迎角模拟法,初步建立了基于等效迎角的气动融合轨道直接积分高精度计算模型。对大型航天器A受控陨落开展计算分析,验证了本文发展提出的轨道计算、气动力一体化计算方法正确性与高精度。在大型航天器B无控失稳自旋飞行轨道衰降计算分析中,得到了与外测轨道星历数据吻合一致的长弧段和短弧段预报结果,在停止外测轨道数据供给5 h内,地心惯性系位置预报偏差低于1.5 km,验证了基于等效迎角的气动融合轨道直接积分计算模型对无控航天器轨道衰降预报的合理性。     

自主机动条件下的实时定轨方法

中继卫星在跟踪自主机动用户目标时,由于机动轨道未知,需要利用中继卫星下传的星载GNSS(Global Navigations Satellite System,全球导航卫星系统)数据进行实时轨道确定与预报,为中继卫星跟踪提供实时的引导信息,以方便中继卫星快速捕获目标和连续稳定跟踪。针对该类用户目标的任务需求,讨论了基于星载GNSS数据自主机动条件下的实时定轨方法,建立了连续推力机动力学模型。以某一型号卫星的实测数据进行分析验证,并对轨道机动进行辨识,计算的机动加速度和机动时间与试验单位提供的结果一致。针对卫星不同机动情况,5min的观测数据定轨预报10min的弧段,最大位置误差小于8km,可以为中继卫星快速捕获提供高精度的引导信息。     

GNSS广域差分改正数估计方法研究

随着我国北斗三号基本系统的正式运行，基于地面监测站的广域差分增强系统成为进一步提升卫星导航定位精度的手段之一。在码噪声多径误差修正（CNMC）的基础上，使用等效钟差方法实现GNSS卫星轨道与钟差误差的解耦，并依据卫星轨道运动的动力学特性，引入希尔差分方程描述卫星轨道误差变化，实现对轨道误差的实时卡尔曼滤波估计。基于GPS实测数据，对改正前后的用户等效测距误差（UERE）和定位精度进行了对比研究。实验结果表明，采用该方法，UERE标准差由改正前的0.456 m减小至0.227 m，降幅达到50.22%；整体水平定位误差（95%置信区间）由0.981 m减小至0.782 m，垂直定位误差（95%置信区间）由1.991 m减小至1.131 m，分别提升了20.29%和43.19%，差分改正效果明显。     

轨道机动模型在低轨航天器定轨中的应用研究

现代航天任务中,各类航天器由于工作的需要必须进行适时的变轨或进行其它轨道机动.由于这些轨道机动的动作导致前后数据不能有效的拟合,降低了定轨精度.为此,建立了适用于各类航天器轨道机动的动力学模型,通过运用测轨数据使用数值积分方法求解各类模型参数,着重探讨近地航天器的轨道机动的影响,并主要使用GPS导航定位数据分析其精度,实现了轨控参数的求解标定,同时提高了短弧段的定轨能力和预报精度.     

空间环境对超低轨道卫星轨迹规划的影响

针对超低轨道卫星受空间环境影响显著,对特定目标的轨迹规划难度大的问题,分析了经验大气模型中空间环境参数预报的预报误差以及空间环境参数预报对轨迹规划的影响.在目前空间环境参数预报的误差特性的基础上,建立了轨道控制量和空间环境参数双变量的轨迹评估规划的算法,通过轨迹规划评估后选取最优轨迹规划方案.该算法能够很好地适应空间环境参数的变化,降低空间环境参数预报误差带来的轨道控制风险.目前,该算法已在某超低轨道卫星的轨迹规划中得到成功应用,对需要考虑空间环境因素影响的较低轨道卫星的轨迹规划与控制具有一定的借鉴意义.     

飞越观测卫星的关键参数分析与设计

针对飞越观测卫星对目标有效成像的问题,分析与设计了飞越观测卫星的关键参数——飞越轨道相对于目标的轨道高度差。简要描述了卫星观测视场、目标飞行器(群)尺寸与飞越相对轨道高度差的几何关系;分析了观测图像效果对相对高度差的要求,从图像观测效果要求的角度给定了飞越轨道相对高度差的建议取值范围;最后分析了姿态指向偏差、轨道误差等对相对高度差的要求,分别给出了姿态指向偏差、卫星到达预期位置偏差的误差分解,并进行了仿真分析,提出了在考虑各项误差因素的条件下,为了保证在同一幅照片中获得目标完整景象,建议选择的飞越轨道相对轨道高度差。设计的飞越观测卫星关键参数可以兼顾成像效果、观测视场、姿态指向偏差、到达预期位置偏差等各方面约束,参数值设计合理,能够获得良好的观测收益,增加了飞越观测卫星的在轨应用价值。     

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。     

外测数据对流层折射误差修正及精度分析

针对对流层引起的航天器外测数据折射误差,基于对流层分段模型,以测站历史气象数据拟合折射衰减系数,建立测控站上空对流层折射率模型,并利用实测地面折射率对统计模型进行优化,进一步提高模型反映大气剖面的真实性.利用该模型对S频段多颗在轨卫星50多跟踪圈次的实测外测数据进行修正分析,并与微波辐射计实时修正结果进行比较,测距、测角、测速互差分别优于0.9m、0.02°、0.06 m/s.将该模型应用于卫星长管外测数据的实时修正,可提高轨道测量数据质量.