利用姿态测量数据确定卫星初始轨道

提出了一种利用姿态测量数据确定卫星初始轨道的新方法。姿态确定后,根据卫星姿态与位置函数的关系,可确定位置矢量的方向数。采用三个不同时刻的测量值,根据飞行时间定理和几何约束条件,得到卫星轨道的解析方程。利用微分校正法解方程即可得卫星轨道参数,最后对卫星多种姿态及飞行轨道进行了仿真计算,结果显示迭代算法收敛,证明此方法是可行的。     

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。     

卫星变轨初探

为了推算卫星变轨时刻和研究变轨过程中轨道变化规律,在仿真计算检验方案可行性的基础上,对有实际背景的某类卫星变轨进行了计算,大致复现了整个变轨过程。仿真和实例结果可为研究非合作目标的卫星轨道改变和变轨后再次捕获提供相关信息和参考依据。     

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。     

北斗卫星导航( 区域) 系统星座对中国载人航天器的服务能力仿真分析

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。     

C频段统一测控系统非相干测速功能探讨

针对目前国内C频段统一测控系统因不具备测速功能,在发遥控期间无法进行测距,导致其无法对卫星进行连续轨道测量的缺陷,提出了非相干测速方法。非相干测速利用卫星遥测信息中的上行载波多普勒信息以及地面站获取的下行载波多普勒信息,计算得到双向多普勒信息,对双向多普勒进行计算可获得连续的卫星运动速度信息。本文在理论上证明了这种方法的可行性,并以自旋式卫星同步控制过程中天地时延精确修正为例,说明了这种方法的应用价值。     

24小时地球同步卫星过渡段的轨道变化

发射24小时地球同步卫星,一般需经两个阶段,首先将卫星送入过渡段轨道(亦称转移轨道),其近地距离较近,而远地距离与同步轨道一致。在过渡段轨道上飞行若干圈之后,于远地点再一次点火变轨,从而进入同步轨道。关于同步轨道的特征、摄动变化及其位置计算,已在文中详细阐明,本文将讨论过渡段的轨道变化。这一飞行段的定轨问题也是重要的,为了给出必要的信息,以便最后将卫星准确地送入同步轨道,必须使定轨达到一定的精度。过渡段轨道变化的特征这一飞行段的轨道的主要特征是偏心率大。如果用数值方法直接计算卫星的位置,就涉及到变步长问题;而用分析方法研究其轨道变化,将遇到一定的困难(当积分轨道变化方程     

基于惯性递推原理的行人自主定位方法综述及展望

在室内环境或者卫星信号遮挡环境下,如何实现单兵或者行人的自主定位是目前研究的热点问题.其中,基于惯性递推原理的行人自主定位方法由于无需提前布设基础设施,且具有体积小、成本低、完全自主、不受干扰、实时性高等特点,因此具有广泛的研究价值和意义.本文围绕基于惯性递推原理的行人自主定位方法展开介绍,针对动态步态分析、零速区间检测、惯性器件误差约束、运动误差约束方法和融合算法等方面技术进行了综述.最后,对基于惯性递推原理的行人自主定位方法的发展方向进行了展望.     

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。     

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。     

Predicting the visibility of LEO satellites

We present a simple algorithm to determine the visibility-time function of a circular low Earth orbit (LEO) satellite at a terminal on the Earth's surface. The simplicity of the algorithm is based on approximating the ground trace of the satellite (which is not a great circle due to Earth's rotation) during a time interval of the order of in-view period, by a great-circle are. This enables us to use spherical geometry to compute the location and time epoch of the observation of the closest approach of the satellite's ground trace to the terminal. This is also the epoch of the observation of the maximum elevation angle from the terminal to the satellite. Applying a result derived relating the maximum elevation angle to the in-view period, we obtain the visibility-time function of the satellite at the terminal. Numerical results illustrate the accuracy of the algorithm for a wide range of LEO orbit altitudes     

摄动对编队飞行星座相对构型的影响分析

在近圆轨道编队飞行的假设条件下，根据动力学关系推导出了环绕卫星相对参考卫星的运动学简化模型，并以此简化模型为基础，分别研究了大气阻力摄动、日月引力摄动、太阳光压摄动和地球扁率摄动对编队飞行星座的构型影响，着重分析了地球扁率摄动周期项和长期项对构型的影响，并以此对编队轨道设计提出建议。     

基于海岸线状特征匹配的近海域卫星遥感影像定位

针对卫星轨道参数及传感器姿态角等信息缺乏且无控制点的近海域遥感影像定位难题,提出了基于海岸线状特征匹配的影像定位方法。首先,扩展应用Live-Wire算法,实现待定位影像的海岸线交互式提取;然后,设计一种改进的曲线形状签名和优化的部分匹配算法,实现海岸曲线匹配;最后,根据曲线匹配结果计算变换矩阵,实现近海域卫星遥感影像定位。利用Land Sat和SPOT影像的定位实验验证了该方法的有效性。     

基于双星定位系统和星敏感器的低轨卫星自主定轨方法研究

利用双星定位系统的两个测距信息外加星敏感器的测角信息,基于信息融合和信息守恒理论,采用联合推广卡尔曼滤波算法,对低轨卫星进行自主定轨仿真研究。计算结果表明,该方法可以显著提高定轨精度,达到低轨卫星自主定轨的精度要求。     

A novel approach for the SARSAT system

A novel method for determining the location of a 406-MHz emergency locator transmitter (ELT) for the search and rescue satellite aided tracking (SARSAT) system is proposed. The technique uses information from a geostationary satellite (Geosat) link, as well as the conventional polar orbiting satellite links. The method is based on solving a system of equations to determine the range from the ELT to the polar orbiting satellite (Polarsat) for each signal transmitted. Only two pulses need to be received from the ELT in order to obtain a location estimate. The main difference between the procedure outlined and the global positioning system (GPS) is that accurate time information is not available in the transmissions since aircraft and marine vessels seldom have accurate time standards onboard     

A geopause satellite system concept

The forthcoming 10 cm range tracking accuracy capability holds much promise in connection with a number of Earth and ocean dynamics investigations. These include a set of earthquake-related studies of fault motions and the Earth's tidal, polar and rotational motions, as well as studies of the gravity field and the sea surface topography which should furnish basic information about mass and heat flow in the oceans. The state of the orbit analysis art is presently at about the 10 m level, or about two orders of magnitude away from the 10 cm range accuracy capability expected in the next couple of years or so. The realization of a 10 cm orbit analysis capability awaits the solution of four kinds of problems, namely, those involving orbit determination and the lack of sufficient knowledge of tracking system biases, the gravity field, and tracking station locations. The Geopause satellite system concept offers promising approaches in connection with all of these areas. A typical Geopause satellite orbit has a 14 hour period, a mean height of about 4.6 Earth radii, and is nearly circular, polar, and normal to the ecliptic. At this height only a relatively few gravity terms have uncertainties corresponding to orbital perturbations above the decimeter level. The orbit s, in this sense, at the geopotential boundary, i.e., the geopause. The few remaining environmental quantities which may be significant can be determined by means of orbit analyses and accelerometers. The Geopause satellite system also provides the tracking geometery and coverage needed for determining the orbit, the tracking system biases and the station locations. Studies indicate that the Geopause satellite, tracked with a 2 cm ranging system from nine NASA affiliated sites, can yield decimeter station location accuracies. Five or more fundamental stations well distributed in longitude can view Geopause over the North Pole. This means not only that redundant data are available for determining tracking system biases, but also that both components of the polar motion can be observed frequently. When tracking Geopause, the NASA sites become a two-hemisphere configuration which is ideal for a number of Earth physics applications such as the observation of the polar motion with a time resolution of a fraction of a day. Geopause also provides the basic capability for satellite-to-satellite tracking of drag-free satellites for mapping the gravity field and altimeter satellites for surveying the sea surface topography. Geopause tracking a coplanar, drag-free satellite for two months to 0.03 mm per second accuracy can yield the geoid over the entire Earth to decimeter accuracy with 2.5° spatial resolution. Two Geopause satellites tracking a coplanar altimeter satellite can then yield ocean surface heights above the geoid with 7° spatial resolution every two weeks. These data will furnish basic boundary condition information about mass and heat flows in the oceans which are important in shaping weather and climate.     

基于卫星和星敏感器的冗余激光惯组在轨标定

采用高精度卫星导航速度、位置信息以及星敏感器提供的姿态信息设计十表冗余捷联惯组的标定模型,包含陀螺和加速度计的零次项和标度因数,对卫星和星敏感器辅助的冗余激光陀螺捷联惯组进行实时在轨标定.利用标准Kalman滤波和Sage-Husa自适应滤波作为估计算法,对十表冗余捷联惯组参数进行在线估计.数值仿真结果表明:参数标定精度均在7％以内,是一种实时的在轨标定方法,满足误差补偿要求.冗余惯组在轨标定方法为航天器高精度定姿和定轨提供了一种理论参考.     

关于大行星（或月球）轨道器的冻结轨道

关于人造地球卫星的冻结轨道问题早已为人们所熟知，而且已有相应的卫星在轨运行。在考虑该冻结轨道形成时，主要依据地球扁率J3项与J2项的相对关系，这是由地球非球形引力场的特征所决定的，原理十分清楚，但其原理和结论不能随意地用于其他大行星(或月球)的轨道器。在一般情况下，对于低轨卫星形成冻结轨道的条件，非球形引力位中的奇次带谐项(J21 1，l≥1)将起重要作用。不仅仅是一个J3项，例如月球轨道器，J3，J5，J7和J9均有不可忽视的影响，而且与轨道倾角有一定的关系。为此，本文根据轨道理论对冻结轨道的存在性及其有关问题作进一步的分析，给将来的深空探测提供轨道设计的有关信息和依据。     

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。