天基近地轨道空间监视雷达卫星重访效能分析

空间目标监视系统是空间态势感知的重要支撑，为克服地基观测系统时空监视能力的限制，基于天基平台的空间目标监视技术是空间目标监视领域技术发展的必然趋势。天基监视雷达是天基监视技术的重要组成部分，着眼于未来空间监视的需要，必须开展天基雷达相关技术的研究。本文分析了近地轨道空间卫星间相对距离变化的周期性，以此为基础给出了天基雷达对观测目标的重访特性，为天基空间监视雷达卫星星座系统的设计提供了理论基础。     

基于天基光学观测的空间目标可见性分析

基于天基光学观测的空间目标可见性分析是天基空间监视系统中的关键问题之一。对基于天基光学观测的单颗监视卫星，本文综合考虑其几何可见性、光学可见性和设备可见性，建立了获取其实际可观测区域的数学模型，并给出了仿真计算结果。     

废弃火箭体的光度变化分析

从辐射理论出发,对太阳在可见光波段(0．38～0．76μm)大气层外辐照度理论值进行了1／1．07倍的修正,推导出废弃火箭体漫反射表面地面照度计算公式,阐明了某一时刻太阳、翻滚目标和观测站的相互关系。在光学观测设备约束条件下,计算了废弃火箭体的等效视星等值,并讨论了不同轴定位方式时火箭体的光度变化。     

基于天基光学短弧观测的GEO卫星分选

提出一种基于天基光学短弧观测数据集分选同步带目标的方法,引入测量属性和约束域概念。为利用短弧观测数据中的有效信息,以目标和平台的相对距离和距离变化率为坐标轴,建立约束域平面。利用GEO（地球同步轨道）目标运动特点,通过能量约束和假设轨道反演2种方法,从多个目标轨迹中分选出GEO目标。仿真结果表明,该算法可在数据库不完备的条件下通过短弧观测分选出同步轨道卫星。     

基于连续同伦算法的天基仅测角初定轨方法

要进一步提高天基短弧初定轨的精度,在观测资料精度较高的情况下,仅考虑二体问题是不够的,还应考虑轨道摄动的影响。因此,基于无摄初轨的单位矢量法原理和矢量斜分解方法,给出了考虑摄动的天基仅测角初定轨单位矢量法。针对天基仅测角观测条件方程组求解过程中易出现迭代不收敛或收敛到平凡解的问题,引入连续同伦算法求解观测条件方程组,提出了单星观测方式下的空间目标天基仅测角初定轨方法,并通过数值仿真算例验证了该算法在较大范围的收敛性和数值稳定性。     

基于汇聚点观测的天基光学监视星座设计

针对地球静止轨道目标监视问题,提出了一种基于汇聚点观测的天基光学监视星座设计方法.研究分析了地球静止轨道目标分布特性,针对静止轨道目标在特定位置分布密度较大的特点,设计了监视星座对汇聚点区域进行重点观测的策略.分析了监视星座的轨道类型和传感器观测策略,提出采用太阳同步轨道设计监视星座和相应的汇聚点区域观测的方法.在满足对汇聚点观测要求及同步带重访周期为1d的条件下,对星座进行了设计.仿真结果表明：设计的4颗卫星组成的观测星座,对同步带目标的重访周期小于1d,24 h内的平均观测时间约为900 s,且能观测到更多的同步带目标.该方法可供工程应用参考.     

基于大椭圆单星无源探测弹道导弹射向估计

天基预警系统是国家战略预警系统的重要组成部分,而单星探测预警是天基预警系统发展的必经历程和重要环节,传统方法多基于地球同步轨道卫星,对于高纬度地区估计精度很低。本文主要讨论单颗大椭圆预警卫星能否及早给出导弹射向估计的问题。通过建立弹道导弹飞行的动量模型,提出了基于单星观测视线对来袭导弹射向的估计算法,提高了单星观测情况下的预警精度。仿真计算结果表明,本文方法对于天基预警系统引导地基预警雷达具有较高的精度和很好的实用价值。     

基于地球红外背景模拟的 水云大气影响初步分析

为支持地球红外背景的模拟研究,以天基观测为前提,计算了2个大气窗口下,4个具有典型大气和地表特征的区域在水云大气下的路径透过率和各成分辐射亮度。通过相对变化比例,讨论了地球背景模拟中水云与地表的图像区分以及地域的影响。结果表明,水云对地球背景辐射传输影响显著:云层下方辐射会被强烈衰减,同时观测路径中的散射辐射大幅增强。在同一选定区域下,积云大气的观测路径亮度相对无云大气下变化最大,在相同水云类型条件下,大气散射和太阳散射亮度在不同区域区别较大,说明在模拟水云地球背景时不能忽略地域的影响。计算和分析结果可为地球背景模拟中的水云红外图像生成提供一定的数据基础和技术支持。     

天/地基多平台空间目标光电观测时效性分析

针对如何部署光学探测设备才能更好实现对空间目标的高精度高频度监视问题,考虑光照条件、相对关系及探测性能,构建了天/地基空间目标探测与成像仿真模型;按照轨道特征选取了94颗LEO（Low Earth Orbit,低地球轨道）卫星、63颗GEO（Geosynchronous Earth Orbit,地球同步轨道）卫星和18颗大椭圆轨道卫星,选用春夏秋冬典型季节的特定时间长度,仿真分析了国内地基、南北极科考站、LEO卫星、准GEO卫星等多平台光电手段的位置探测和成像观测能力;比对分析地基平台纬度和季节、天基平台轨道高度和倾角对探测能力的影响得出：南北极科考站相比于国内站点可提高重点季节的探测时效性,98°倾角LEO平台对低轨目标成像时效性方面更具优势,等.在此基础上,提出了我国空间目标光电观测设备天地一体的布局构想.     

白天天空背景亮度仿真研究

天空背景辐射严重影响光电系统对空间目标的探测跟踪能力，克服背景辐射干扰是解决白天目标探测跟踪的重要工作。本文描述了通过求解大气辐射传输方程，仿真计算白天天空背景亮度的方法，分析了不同太阳天项角、观测方向以及不同大气光学厚度条件下天空背景亮度。     

日凌的计算及其对神六任务的影响分析

从信道链路上分析了日凌对卫星通信的影响,给出了日凌计算的几何模型与计算方法,并用该方法计算了神舟六号发射前后的日凌情况,分析了日凌对神舟六号发射的影响。该计算方法比较准确,并在实际观测中得到了验证。     

三轴稳定式卫星的热特性研究

热特性研究是卫星热控制系统、红外辐射特性研究、红外隐身设计的基础和重要组成部分。建立卫星运行轨道计算模型,获得不同时刻卫星三维坐标及轨道高度。根据太阳、卫星、地球三者位置关系,建立三轴稳定式卫星空间热流计算模型。综合考虑空间热流、向外辐射、内部热载荷等因素,对卫星进行传热分析计算,获得各时刻卫星各面温度分布。分析了太阳吸收系数和卫星内部热载荷对表面温度分布的影响。研究结果表明:卫星在地球阴影区各面温度明显降低;除了散热面,太阳吸收系数对卫星表面温度影响显著;可以根据散热面大致地判断卫星运行状况。     

Real Time Satellite Position Determination for TDMA Systems

A real time satellite position determination method using a single reference station is presented. The satellite position is determined from these three parameters: the distance between the reference station and the satellite that can be obtained by a single-hop measurement, the elevation angle, and the azimuth angle obtained from the antenna encoder. The error of the transmit frame delay is determined from the position equations, together with other possible errors. The accuracy is about ± 42 symbols for a 90 Mbit/s timedivision multiple access (TDMA) system using an encoder with a ± 0.001 ? resolution.     

Pico-satellite Autonomous Navigation with Magnetometer and Sun Sensor Data

This article presents a near-Earth satellite orbit estimation method for pico-satellite applications with light-weight and low-power requirements. The method provides orbit information autonomously from magnetometer and sun sensor, with an extended Kalman filter (EKF). Real-time position/velocity parameters are estimated with attitude independently from two quantities: the measured magnitude of the Earth’s magnetic field, and the measured dot product of the magnetic field vector and the sun vector. To guarantee the filter’s effectiveness, it is recommended that the sun sensor should at least have the same level of accuracy as magnetometer. Furthermore, to reduce filter’s computation expense, simplification methods in EKF’s Jacobian calculations are introduced and testified, and a polynomial model for fast magnetic field calculation is developed. With these methods, 50% of the computation expense in dynamic model propagation and 80% of the computation burden in measurement model calculation can be reduced. Tested with simulation data and compared with original magnetometer-only methods, filter achieves faster convergence and higher accuracy by 75% and 30% respectively, and the suggested simplification methods are proved to be harmless to filter’s estimation performance.     

基于非合作低轨卫星的测向交叉定位技术

根据非合作低轨卫星的特点，可以被动测量多颗卫星信号的来向，通过测向交叉的方式进行定位。但是通过星历解算出的卫星位置位于地心地固坐标系，用户测量的方位角和俯仰角基于站心坐标系。针对非合作低轨卫星测向交叉定位时目标用户角度信息与卫星位置基于不同坐标系的问题，提出了一种迭代最小二乘定位算法，通过迭代的方式不断收敛定位结果，能够在目标用户角度信息与卫星位置基于不同坐标系的情况下，解决非合作低轨卫星的测向交叉定位问题。仿真结果表明，基于迭代最小二乘定位算法能够实现非合作低轨卫星仅利用角度定位，并分析了测角精度、卫星轨道高度、参与定位卫星数与定位误差之间的关系。针对迭代的计算方法，分析了迭代过程中不同收敛条件下迭代次数与定位误差之间的关系。在保证定位精度的情况下，将迭代收敛范围设置为8~30 km，可以降低2~3次迭代次数。     

卡尔曼滤波在自旋卫星章动控制中的应用

细长体结构卫星的自旋运动是不稳定的,章动有发散趋势,须进行实时的章动监视,且章动角的测量值包含有误差.通过引入一个离散控制过程的系统,介绍了卡尔曼滤波器的基本原理,建立了自旋卫星自旋运动简化的动力学模型,给出了运动方程和观测方程,详细地推导了适用于自旋卫星章动控制的卡尔曼滤波处理过程,利用该模型对某自旋卫星章动进行仿真计算,并对姿态章动联合控制和应急章动控制情况下的章动控制应用情况进行分析,得出结论：基于卡尔曼滤波的卫星章动角计算的方法正确、结果准确.     

搭载小卫星轨道控制策略研究与实际应用

随着小卫星应用领域的日益广阔和小卫星数量的不断增长,对小卫星轨道控制技术的要求也越来越高。本文以某搭载小卫星(下面简称搭载星)为例,对太阳同步轨道小卫星的轨道特性、轨道控制策略等问题进行了较深入的探讨,并对变轨策略实施的理论计算结果和实测定轨结果进行了对比分析。     

Nonlinear adaptive spacecraft attitude control using solar radiation pressure

Spacecraft and interplanetary probes orbiting at high altitudes experience forces due to solar radiation pressure, which can be used for maneuvering. The question of large angle pitch attitude maneuvers of satellites using solar radiation torque is considered. For pitch axis maneuver, two highly reflective control surfaces are used to generate radiation moment. The solar radiation moment is a complex nonlinear function of the attitude and parameters of the satellite, the orbital parameters, and the deflection angles of the reflective control surfaces. It is assumed that the parameters of the satellite model are unknown. Based on a backstepping design technique, a nonlinear adaptive control law is derived for the control of the pitch angle. In the closed-loop system, the pitch angle asymptotically tracks prescribed reference trajectories. Simulation results are presented to show that the adaptive control system accomplishes attitude control of the satellite in spite of the parameter uncertainties in the system.     

复杂通道类零件五坐标加工全局干涉处理方法

 针对复杂通道类零件五坐标端铣加工中全局干涉问题,提出一种基于临界约束与临界位置精细化的干涉处理方法。通过分析刀杆碰撞干涉特点,以切触点处垂直于走刀方向平面与被加工曲面交线为基础,计算刀具的初始临界位置。在零件坐标系下,建立自动编程刀具轮廓函数,基于初始临界位置,选定与刀具临近点集。在刀具坐标系下,采用距离监视的方法计算点集到临界刀轴的距离,判断干涉点集,计算与之对应的刀具旋转角度集,选取最大的旋转角,从而确定出无干涉刀轴矢量。算例结果表明,该方法能够快速确定干涉检测范围,准确生成无干涉刀位轨迹。     

高超声速飞行器组合导航算法

以高超声速飞行器为对象,建立了卫星/惯性组合导航模型。选择组合系统的状态量并建立状态方程,推导位置观测方程和速度观测方程,通过位置、速度交替组合实现卫星/惯性系统的组合。通过仿真验证算法的有效性,仿真结果表明卫星/惯性组合导航可以得到较好的位置和速度信息,适中的姿态精度信息。