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。     

基于自适应SRCKF的空间非合作目标实时轨道确定

针对天基测角对非合作目标跟踪定轨的动力学模型简化误差问题,提出一种基于非线性预测滤波和SRCKF(Square Root Cubature Kalman Filter,平方根容积Kalman滤波)的自适应滤波方法.采用考虑地球J2摄动影响的轨道动力学模型作为状态方程,在跟踪滤波过程中,用NPF(Nonlinear Predictive Filter,非线性预测滤波)对动力学模型进行实时修正,利用SRCKF对修正后的动力学模型进行状态估计.将该方法应用于高轨航天器对非合作低轨目标的实时测角定轨任务中,进行数字仿真,仿真结果证明,该方法相比传统的滤波方法具有更高的精度、更强的鲁棒性和稳定性.     

联合星间测距和测速的导航星座自主定轨研究

导航卫星通过星间观测完成定位,是提高星座生存能力的一项重要技术。在测距资料的基础上,增加测速资料进行定轨。给出了基于星间观测的定轨数学模型,证明了联合测距和测速的定轨同样存在秩亏问题,使用参数加权平差算法,顾及先验信息对星间观测资料进行平差,以Walker星座为例对算法性能进行评估。结果表明:增加测速资料后,星座位置精度略有提高,速度精度显著提高。     

基于遗传算法的单站测速数据定初轨技术研究

只有单站测速数据的情况下,传统的定轨方法难以实现初轨确定.将遗传算法应用于定轨实践,实现了无初值条件下单站测速数据初始轨道确定,并能满足收敛要求,为缓解测控资源紧张提供了重要支持.在中巴“资源一号“卫星的长期测控任务中应用,证明了本方法的有效性.     

一种基于模型误差预测的UKF方法

UnscentedKalman滤波器（UKF）对本质非线性系统具有估计精度高、收敛速度快和容易实现等优点,但是对系统的模型误差比较敏感。针对这一问题,提出了一种基于模型误差预测的UKF方法,称为PUKF（PredictiveUnscentedKalmanFilter）。它利用非线性预测滤波器（NPF）的模型误差预测过程,能够对不准确的系统模型进行实时修正,弥补了UKF方法的不足。仿真结果表明,相对于原始的UKF方法,新方法从滤波精度、收敛速度和收敛的稳定性等几个方面,显著提高了非线性滤波的性能。PUKF可适用于模型不确定、非线性较强系统的滤波。     

卡尔曼滤波用于卫星定轨的研究

本文对卡尔曼滤波用于卫星定轨中的一些问题进行了探讨,对由力学模型误差引起的滤波发散,给出了合理选取动态噪声方差Q的方法,指出了应如何评定滤波精度。针对高精度的卫星定轨工作,给出了一套实用的算法,并通过实测资料的定轨计算,验证了所得结论。     

影响奔月飞行器定轨精度的误差源分析

以探月工程为背景,讨论在现有测控网分布、观测弧段以及尽可能接近真实情况的误差源等前提下,利用仿真模拟方法对影响奔月飞行器定轨精度的误差源进行分析。重点考察了观测量精度、初始时刻先验轨道误差、测量船点位误差以及观测资料类型等对奔月飞行器定轨精度的影响。结果表明提高观测量精度和减小测量船点位误差将有助于提高定轨精度,以及采用USB测距、测速和VLBI时延、时延率联合定轨能够提高定轨和轨道预报精度。     

基于GPS测速信息的不匹配误差诊断

利用多普勒频移观测量,采用双差技术可以确定高精度的测速信息,提出了利用测速信息对定位结果进行误差诊断的方法。应用此方法可以进行数据有效性检验、异常点与跳变系统误差的识别,提高定轨精度;还可以在定位数据有少量超差时对其进行重构。仿真与实测数据处理结果表明,该方法计算简单、精度较高、实用性好。     

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。     

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。     

卡尔曼滤波定轨算法的研究进展

本文对国外卡尔曼滤波定轨算法的研究与试验进行了综述。80年代关于地球引场模型误差的研究，有大地改善了滤波的稳定性，在滤波的同时加进卡尔曼平滑，又显著提高了卡尔曼滤波的定轨精度。90年代美国、法国继研制成功卡尔曼波滤定轨软件，并投入试验运行，NASA的TONS软件（中继星星上导航系统）从1992年7月14日开始，在EUVE星上连续运行了320天，定轨精度（RMS）为25m。法国的DIODE（DORIS实时轨道确定）软件从1998年3月26日开始在SPOT4上运行的两年中，最长连接运行12个月，定轨精度（RMS）为6m。     

单通道测量条件下DORIS实时定轨方法研究

重点研究了单通道测量条件下的DORIS实时定轨方法。推导了实时定轨的扩展卡尔曼滤波（EKF）公式,仿真生成了47个测站的观测数据文件,分析了单通道测量条件下EKF滤波器的收敛性及其精度。仿真实验表明,仅有单个测站的观测数据时,滤波难以收敛;但在不同测站的观测数据切换时,滤波收敛效果显著。对于轨道高度为800km的卫星,初轨各轴位置误差小于500m、速度误差小于5m/s时,滤波平均收敛时间约55min;若各项系统误差能准确建模,实时轨道的位置精度将优于40cm。     

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;     

同伦算法在单位矢量法定轨中的应用

本文提出一种由三个观测方向确定卫星初轨的方法,在该法中卫星轨道直接由六个经典轨道根数表示。轨道根数的求解涉及对冗余非线性方程组的求解,结合同伦方法基本思想和冗余非线性方程组的最小二乘广义逆,本文给出了该卫星定轨的同伦求解法。初步仿真计算表明,同伦求解法较其它传统的非线性方程组求解法在全局收敛方面具有优越性,同时也就表明该定轨法是切实可行的。值得指出,本文方法很容易扩展到N(N>3)个观测方向确定卫星初轨,此时定轨精度将进一步提高。     

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。     

航天器多普勒测速平均误差的分析与修正

对航天器多普勒测速平均误差进行了分析,详细推导了圆轨道和椭圆轨道时该误差的计算公式,计算了不同采样周期和轨道高度时的误差大小。经过分析指出,该项误差对于高轨航天器影响较小,对于低轨航天器可以通过缩短采样周期或利用3个点或多个点的连续测量数据进行修正。     

基于动力学约束的实时弹道滑动处理方法

应用卫星短弧定轨理论,根据导弹运动特性建立被动段弹道动力学模型来约束其运动,研究了基于动力学约束的实时弹道滑动处理方法,能有效地提高弹道的定轨精度和稳定性。同时通过设计合理的累积窗口和滑动窗口宽度,可实现弹道处理近实时的快速计算。仿真结果表明,将该方法用于被动段实时弹道处理,其速度精度可提高1～2个量级,明显地克服了滤波定轨的收敛时间较长和单点定位精度较差的不足。     

近地卫星磁测自主定轨及原型化

利用三轴磁强计的测量信息可实时地确定卫星轨道。采用扩展卡尔曼滤波作为处理磁测自主定轨问题的滤波算法．并以地磁场强度幅值作为测量值，建立了近地卫星磁测自主定轨的数学模型。在数学模型的基础上实现了基于PC机、dSPACE一体化系统的原型化(Prototyping)实验。该原型化实验对磁测自主定轨的方案、理论、算法及实时运行特性做了进一步的验证。     

金星探测器测定轨系统设计与试验验证

针对我国未来自主金星探测活动中的测量与导航实施问题,重点研究了地基测定轨系统的设计与实现,阐述了测距、测速和甚长基线干涉测量等能力,提出了基于我国金星探测测定轨系统设计方案,建立了高精度测量模型和定轨策略,并完成了软件实现。利用与欧空局联合开展的金星快车探测器跟踪试验,对该系统进行了初步验证,实测数据定轨结果与欧空局事后精密轨道的位置偏差优于485m,速度偏差优于5.5cm/s。试验结果验证了该系统的数据处理和轨道计算能力达到欧空局金星快车探测器同等水平,初步检验了该系统测量数据处理和轨道确定部分的正确性、有效性,可为后续我国自主金星探测提供测定轨技术支持。     

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。