利用同步测距测速资料的卫星初轨计算新方法

本文给出了利用同步测距测速资料计算卫星初轨的一种新方法,其创新之处在于: (1)改进了初值选择方式。不仅适用于任意偏心率轨道;而且精度较高,从而可显著地改善迭代收敛过程。 (2)变换了条件方程的形式,使测距数据p和测速数据p分别独立地出现在方程右端,从而可方便地消减系统误差,并可进行加权处理,有效地提高初轨计算的定轨精度。实际计算表明,该方法是可靠的。     

关于初轨计算

初轨计算通常是指在二体问题意义下的短弧定轨,为了适应测量精度的提高和深空探测(包括月球探测)轨道器所涉及力学模型的需要,给出一种在测角资料背景下,同时适用于无摄和受摄运动的初轨计算方法。而且,该方法不仅适用于椭圆轨道,亦适用于双曲线轨道,拓宽初轨计算的传统范畴。     

基于改进UKF的小卫星磁测定轨方法

针对小卫星设计简单、功耗低的特点,提出一种利用三轴磁强计测量信息实现卫星磁测自主定轨的方法。为了提高自主定轨的计算效率,采用基于球体单形ε点采样的改进UKF(Unscented Kalman Filter)作为处理自主定轨的滤波算法。最后对这种定轨方法进行了仿真试验,结果表明,该滤波算法能有效保证收敛的速度和定轨精度。     

基于伪距信息的COMPASS-MEO导航卫星单星定轨分析

COMPASS-MEO导航卫星的伪距观测量包含星站距离、接收机钟差和卫星钟差以及各种噪声。本文首先分析了接收机钟差和卫星钟差在一定间隔内主要表现为线性变化的特性,可以考虑将接收机和卫星钟差作为测距的偏差和偏差变化率和轨道一起进行求解。其次,利用实测的MEO导航单星伪距数据,进行了数据预处理和定轨试验,分别对站间无时间同步信息和有时间同步信息两种情况进行定轨、残差分析和参数解算。使用重叠弧段、轨道预报和激光观测数据验证定轨结果的精度。结果表明,两种情况下的定轨结果无明显差别。该定轨方法可以运用于MEO导航单星精密轨道的计算。     

超长弧段的无摄初轨计算方法

本文提出了一种适用于超长弧段(Δθ>90°或相邻两圈甚至更长)的无摄初轨计算方法,不仅可解决多数初轨计算中长弧段轨道计算的发散问题,而且在可以忽略摄动量级的条件下,能提高轨道半长轴的测定精度。经测距、测角资料的初步实际计算表明,该方法是可靠的,在工程任务中尚可进一步考验和完善。     

TDRSS轨道确定方法的初步研究

本文针对TDRSS(跟踪和数据中继卫星系统)的中继卫星(地球赤道同步卫星)至用户星(被跟踪航天器)的测距、测速资料,给出了这种星-星跟踪定轨的条件方程。根据星-星跟踪定轨、星-星跟踪和星-地跟踪混合定轨的各种情况(是否同时确定中继卫星轨道,一颗或几颗中继卫星等),给出了不同的测轨流程和方法。为了进行仿真计算,本文针对TDRSS的具体情况,给出了生成仿真观测资料和相关数据的方法,分析了仿真计算的功能。初步的部分试算表明,星-星跟踪对提高我国用户星的测轨精度确实具有重要作用;努力提高地球赤道同步卫星(中继卫星)的测轨精度,可以大大简化TDRSS用户星的测轨流程,有利于用户星的轨道确定。     

CE-2小行星探测试验轨道快速重建研究

"嫦娥二号"实施小行星探测试验,与小行星交会时卫星距离地球约700万km,此飞行阶段卫星定轨计算精度非常依赖于测轨数据的弧长。卫星最后两次轨道修正只有13天时间,而实现小行星拍照试验指标要求轨道精度优于15km。如何利用有限的测轨数据实现高精度定轨是小行星探测试验必须解决的重要问题。针对控后跟踪弧段有限的特点,以10月9日控后飞行阶段为分析对象,设计了不同的定轨策略,并比较定轨计算的精度。计算结果表明,融合轨控前后的测轨数据开展定轨计算,可以有效提升定轨计算精度。利用控前1个月和控后10天的测轨数据进行定轨计算与控后6周数据定轨计算精度相当。     

超长弧段的无摄初轨计算方法

本文提出了一种适用于超长弧段(Δθ>90°或相邻两圈甚至更长)的无摄初轨计算方法，不仅可解决多数初轨计算中长弧段轨道计算的发散问题，而且在可以忽略摄动量级的条件下，能提高轨道半长轴的测定精度。经测距、测角资料的初步实际计算表明，该方法是可靠的，在工程任务中尚可进一步考验和完善。     

一种有效提高超大偏心率轨道初轨确定精度的新方法

针对某型号航天器的运行轨道偏心率大、轨控结束后可用于初轨确定的测轨数据少的特点,提出了一种能有效提高超大偏心率短弧段初轨确定精度的新方法。该新方法将轨道改进的思想融入初轨计算方法中,使之既适用于各种偏心率轨道的初轨计算,也适用于各种偏心率轨道的长弧段、多圈、多站数据的轨道改进;解决了传统初轨确定方法超大偏心率轨道短弧段初轨确定误差偏大的问题。通过任务实测数据的检验,新方法适用于各种偏心率轨道,并且超大偏心率轨道的初轨确定精度明显优于传统方法。     

单颗导航卫星的轨道确定

讨论在导航星座只有一颗卫星时,不依赖于时间同步系统的卫星定轨策略和精度分析。采用历元间差分算法,在消除钟差的主项（低频）误差后,将伪距和相位数据转化为等价的积分Doppler数据,并对其建立测量模型。仿真分析表明,此时不需要知道钟差参数而定轨算法收敛。为进一步验证此定轨方案的可行性及其定轨精度,利用实测的GPS数据进行轨道确定计算,计算结果表明,采用历元间差分算法,利用国内观测台站3天弧段的观测资料对单颗GPS卫星进行定轨,其径向精度优于10m,利用其对国内定位用户的用户距离误差URE可达13．8m。     

低测角精度下的轨道确定计算方法

根据单位矢量法测轨原理,给出了在测角精度比较低或没有测角资料的情况下,利用测距、测速资料进行初轨和轨道改进的计算方法。工程实践应用表明,在测角精度比较低而测距、测速精度相对高的情况下,该方法可有效地提高轨道确定的精度。     

空间飞行器综合定轨与参数分析软件COMPASS的研发——动力学统计定轨程序compass的编写及调试

介绍了空间飞行器综合定轨与参数分析软件COMPASS的开发过程。软件的初级阶段目标是可以利用SLR观测对多颗激光卫星进行同时定轨、可以利用非差GPS观测对GPS星座进行同时定轨,并估计有意叉的地学参数。COMPASS的开发采取了由简到繁、循序渐进的技术策略,软件开发经历了这样几个主要过程：多星多技术定轨框架的建立。利用SLR观测确定GPS卫星的轨道,利用IGS的SP3轨道确定GPS星座的轨道,利用非差GPS伪距观测确定GPS星座的轨道,利用非差GPS伪距和相位观测确定GPS星座的轨道。激光卫星的定轨精度已经达到国际水平,可以用于提供国际服务（如IERSEOP;ILRS快速分析）;GPS定轨内符精度达到国际先进水平,平均外符精度好于30cm。     

近地卫星定轨精度分析原理

前言轨道确定的目的是利用跟踪设备得到的观测数据估算出卫星的实际运动参数及其精度。精度是参数质量的主要指标,没有精度的参数是没有意义的。随着航天事业的发展,对定轨精度的要求也愈来愈高。因此,对定轨精度的分析和对如何提高定轨精度的研究,在航天任务规划、测控系统的设计和使用中就显得十分重要。研究和掌握定轨过程中各种误差产生的原因及其在不同条件下的变化规律,可以找到减小误差甚至消除某些误差的方法,或者减小误差对定轨精度的影响的方法,从而就有可能确保某种定轨精度或进一步提高定轨精度。但     

多源观测数据融合星箭分离初轨计算

星箭分离轨道计算是航天器发射过程的重要内容,但由于其可用数据弧段短、观测数据预处理精度受限、实时性要求高、无真实参考轨道等特点,其计算结果与事后精密定轨有较大差异,定轨精度受限,而星箭分离前后常常有多种类型的观测数据,将其联合使用对提高星箭分离定轨精度和可靠性有一定作用。从此思路出发,基于航天器摄动运动状态转移方程,建立了雷达外测数据、GPS及秒节点数据等不同类型观测数据的最小二乘短弧定轨方程,并使用转换测量、直接合成、联邦计算等不同方法对这几类数据进行了融合计算,给出了动态权重赋值和野值判断的方法。仿真及实测数据计算结果表明所给方法是可行的,并对各方法的优劣性进行了对比。研究结果对航天器轨道及定位计算有一定的工程参考价值。     

大偏心率卫星单圈短弧段观测的定轨精度分析

本文采用仿真计算的方法,对大偏心率(e≈0.7)卫星轨道近地点附近,短弧段观测的定轨精度进行了初步分析。给出了在有观测仪器误差、站址误差和测时误差条件下,定轨精度的最佳理论值。同时对如何提高定轨精度提出了几点建议。     

应用推广卡尔曼滤波实时定轨时的初轨确定方法研究

应用推广卡尔曼定轨方法实时时，要求在短时间内提供较精确的初始轨道。本文针对此问题，提出利用较短时间观测数据计算航天器运行轨道的较精确的初轨方法，并用理论轨道数据对算法进行软件仿真。结果表明，该方法所解算的初轨，在考虑一定的随机误差及系统误差条件下，基本满足定轨精度要求，是一种有效的初轨确定手段。在工程中具有实际应用价值。     

单点定位与实时定轨的星载算法的比较研究

卫星单点定位方法和卫星定轨方法均采用GPS接收机测量得到的伪距和伪距率作为原始观测量。前者依据几何学原理,采用最小二乘法对单个历元的原始观测量进行处理,解算出卫星的位置和速度;而后者依据轨道动力学理论,采用卡尔曼滤波方法通过连续的原始观测量对滤波器状态量的修正使定轨结果收敛。通过比较,星载定轨方法能够明显改善定位测速的精度和数据的稳定性,其外推功能可以有效避免观测量短时间中断对定轨结果连续性的影响。我们已经将实时定轨算法应用到星载型号任务的工程中,并取得了较好的结果。     

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。     

人造地球卫星有摄初轨计算的单位矢量法

本文根据单位矢量法测轨原理,给出了利用人造地球卫星测角资料测定有摄初轨的一种方法。其主要特点是: (1)既适用于测角资料,也适用于测距资料和测速资料,并适用于这些不同类型资料的各种组合; (2)适用于任意偏心率、任意轨道倾角的人造地球卫星; (3)有利于提高初轨测定精度,并改善整个计算过程的收敛性。 实际计算表明,只要具有适当的观测弧段,这种有摄初轨的单位矢量法是可靠的,有效的,可以推广应用。     

航天发射任务星箭分离前调姿段测轨数据定初轨精度分析

在对星箭分离前调姿段各类测轨数据的测量机理及其误差特性研究的基础上,通过仿真数据和实战任务数据计算,分析了调姿段各类测轨数据的常用定轨方法的定轨精度,给出了定轨时各类数据的使用方法和定轨结果的优选原则。