北斗系统地固系自主定轨算法

为避免传统惯性系自主定轨算法中的多次坐标转换，针对地固系分布式自主定轨算法原理及其中的关键技术开展研究。给出在地固系中进行自主星历生成的总体框图，推导了地固系自主定轨算法的基本方程，提出一种新的以地固系位置速度为状态量的状态转移矩阵解析计算方法并分析其计算量，证明了地固系自主定轨算法可以进一步降低定轨算法复杂度，且无需上注地球定向参数进行坐标转换。使用仿真数据和真实在轨测量数据的测试结果表明，提出的地固系分布式自主定轨算法与传统算法定轨精度相当，说明了所提算法的可行性，验证了星载自主定轨原型软件的有效性。     

The YORP effect on the GOES 8 and GOES 10 satellites: A case study

The Yarkovsky-O’Keefe-Radzievskii-Paddack (YORP) effect is a proposed explanation for the observed rotation behavior of inactive satellites in Earth orbit. This paper further explores the YORP effect for highly asymmetric inactive satellites. Satellite models are developed to represent the GOES 8 and GOES 10 satellites, both of which are currently inactive in geosynchronous Earth orbit (GEO). A simple satellite model for the GOES 8 satellite is used to analyze the short period variations of the angular velocity and obliquity as a result of the YORP effect. A more complex model for the rotational dynamics of the GOES 8 and GOES 10 satellites are developed to probe their sensitivity and to match observed spin periods and states of these satellites. The simulated rotation periods are compared to observations for both satellites. The comparison between YORP theory and observed rotation rates for both satellites show that the YORP effect could be the cause for the observed rotational behavior. The YORP model also predicts a novel state for the GOES 8 satellite, namely that it could periodically fall into a tumbling rotation state. Recent observations of this satellite are consistent with this prediction.     

地球静止轨道卫星碰撞碎片短期演化风险分析

地球静止轨道(GEO)卫星与空间碎片发生碰撞后短期内会出现无地面观测数据的情况。为解决该问题,筛选了所有运行或穿越GEO区域的空间目标,分析了数值法和解析法在进行接近分析时的优劣势,给出了基于弦截法的接近分析数值求解方法,运用SDP4模型进行轨道预报。运用质量守恒和动量守恒对NASA标准解体模型进行修正,生成空间碎片信息。针对短期演化风险,在无连锁碰撞研究需求时进行假设,进而简化碰撞概率计算方法。对GEO区域内碎片的碰撞和穿越GEO区域碎片的碰撞2类事件进行分析,在碰撞完全解体和非完全解体2种条件下,分析3 d内碰撞产生的碎片对GEO区域的威胁程度。仿真实验结果表明:在完全解体的情形下,新产生的空间碎片3 d内与原有空间目标会发生100多次小于20 km的接近,最近距离降低到214.4 m。在无地面对新生成空间碎片观测数据的条件下,该研究为航天器规避机动提供参考,为下一步的长期演化分析提供理论借鉴。     

基于一致性理论的卫星太阳能帆板分布式振动控制

针对卫星太阳能帆板的振动抑制问题，本文提出一种基于一致性理论的分布式振动控制方法。首先，依据智能组件的定义建立面向分布式控制的太阳能帆板整体结构动力学模型；然后，根据图论和一致性理论设计抑制帆板振动的分布式控制器，控制器由反馈镇定项和一致性协同项两部分构成；基于Lyapunov理论分析闭环系统的稳定性和鲁棒容错能力；最后，设计不同情况的数值算例，验证所提分布式控制方法的有效性。仿真结果显示，基于一致性理论的分布式振动控制方法不但能够有效地抑制卫星太阳能帆板的振动，提高系统的动态性能，还具有良好的鲁棒容错能力。     

Adjustable box-wing model for solar radiation pressure impacting GPS satellites

One of the major uncertainty sources affecting Global Positioning System (GPS) satellite orbits is the direct solar radiation pressure. In this paper a new model for the solar radiation pressure on GPS satellites is presented that is based on a box-wing satellite model, and assumes nominal attitude. The box-wing model is based on the physical interaction between solar radiation and satellite surfaces, and can be adjusted to fit the GPS tracking data.     

考虑高耗时约束的全电推进卫星多学科优化

为提高卫星系统整体性能与优化设计效率，本文采用多学科设计优化（MDO）方法进行全电推进卫星总体参数优化。主要考虑轨道转移、位置保持、空间环境、供配电、结构及质量六个学科，以整星质量最小为优化目标，考虑轨道转移时间等约束条件，建立了全电推进卫星MDO模型。提出一种基于增广拉格朗日乘子法的高效全局优化方法（ALM-EGO）以快速求解卫星MDO问题。标准数值算例对比研究表明，对于处理高耗时约束优化问题，ALM-EGO方法在全局收敛性与优化效率方面具有一定的优势。最后，采用ALM-EGO求解全电推进卫星MDO问题，优化后的全电推进卫星设计方案满足各类工程设计约束，实现整星减重161.09 kg，从而验证了本文所建立模型的合理性和ALM-EGO方法的有效性。     

激光驱动接力移除空间碎片的小卫星星座及可行性研究

在众多空间碎片移除技术中，天基激光烧蚀驱动是一种高效的、有广阔应用前景的移除技术，特别是针对移除海量的、尺寸在1~10 cm的危险碎片而言，更是具有独特优势。然而，这一技术对高能激光器单脉冲能量、光束质量、发射镜口径等要求很高，目前的硬件水平还达不到实用指标要求，制约了其天基应用。为了克服这些硬件技术障碍，本文另辟蹊径，利用小卫星概念，提出了由不同轨道高度小卫星平台组成小卫星星座，通过在每个小卫星平台上的激光驱动接力来逐步降低碎片轨道高度，最终达到移除空间碎片的小卫星接力移除星座的构想。基于现有的激光器性能参数，根据激光烧蚀驱动碎片动力学模型计算了单个卫星平台的移除能力，结果显示，10 J单脉冲能量激光器和0.5 m直径发射镜，能够对20 km范围内、尺寸小于10 cm碎片进行有效驱动。进而，针对空间碎片密集度高而应用最广的800 km轨道高度区域，设计了由分布在不同轨道高度的30颗小卫星组成接力驱动移除星座系统方案，通过仿真模拟计算验证了星座系统的移除碎片的可行性。该研究利用目前热门的小卫星星座，降低了天基激光移除空间碎片技术对硬件的性能要求，为该技术的应用提供了新的思路和途径，所提出的小卫星接力驱动星座系统方案也有工程参考价值。     

不同GNSS星载原子钟周期特性分析

高精度的卫星时钟修正是全球卫星导航系统实时精密单点定位和授时服务的重要基础。为了提高GNSS钟差预报精度，需要对GNSS星载原子钟的周期特性进行分析。基于2016年全年的GNSS精密卫星钟差数据，利用中位数方法进行了数据预处理，使用多项式拟合模型分析了卫星钟的拟合残差，利用频谱分析法分析了BDS、GPS卫星钟差的周期特性，全面分析了BDS、GPS星载原子钟的周期特性。分析结果表明：除Cs钟外，其他卫星钟差都表现出较好的周期特性，BDS、GPS的主周期项基本在12h、24h、6h附近；同时不同的轨道、原子钟，其钟差周期项不同，而相同的轨道类型，其钟差周期项也存在一定差异；卫星的钟差主周期分别近似为其卫星轨道周期的1/2倍、1倍、2倍。     

Spin rate and spin axis orientation of LARES spectrally determined from Satellite Laser Ranging data

Satellite Laser Ranging (SLR) is a powerful technique able to measure spin rate and spin axis orientation of the fully passive, geodetic satellites. This work presents results of the spin determination of LARES – a new satellite for testing General Relativity. 529 SLR passes measured between February 17 and June 9, 2012, were spectrally analyzed. Our results indicate that the initial spin frequency of LARES is f₀ = 86.906 mHz (RMS = 0.539 mHz). A new method for spin axis determination, developed for this analysis, gives orientation of the axis at RA = 12^h22^m48^s (RMS = 49^m), Dec = −70.4° (RMS = 5.2°) (J2000.0 celestial reference frame), and the clockwise (CW) spin direction. The half-life period of the satellite’s spin is 214.924 days and indicates fast slowing down of the spacecraft.     

全电推进卫星轨道优化的推力同伦解法

全电推进卫星的入轨过程是一个典型的多圈小推力轨道优化问题，由于其推力器加速度小，变轨圈数多，造成其最优理论解的求解较困难。为解决该问题，利用最优控制理论建立了全电推进卫星变轨优化的间接法模型，将变轨优化问题转化为协态变量初值猜测的两点边值问题。从大推力问题开始，通过遗传算法获得大范围猜测值并结合系列二次规划方法获得大推力的精确解。采用推力同伦思想，使用逐渐缩小推力的方式完成小推力问题的求解。仿真算例表明，采用推力同伦的方法，通过数十次的推力缩减即可有效解决多达上百圈变轨的静止轨道全电推进卫星入轨优化问题。