卫星厘米级定轨的实施建议

对我国实现卫星厘米级定轨的技术途径 ,提出了下列建议 :利用我国在国外的卫星观测站和在国内的 IGS跟踪站 ,建立 GPS国际基准观测网 ,进行星载 GPS双频动态载波相位测量定轨 ;注重大气阻力摄动对低轨卫星定轨的精度损失 ,不仅要安装性能优良的星载 GPS双频接收机 ,而且要装备卫星加速度计 ;采用星载 GPS信号接收机 /激光后向反射镜阵列协同定轨法 ,确保卫星定轨测量的径向误差达到厘米级     

“嫦娥”卫星绕月飞行的星载激光定轨法

依据地月激光测距的成功实践和我们对卫星激光定轨的基础研究,笔者提出用地面对"嫦娥"卫星作激光测距的方法,高精度地测定"嫦娥"卫星绕月飞行时的实时轨道参数。为此,需要:a.给"嫦娥"卫星装备无电功耗需求的激光后向反射镜阵列,以便对它进行星载激光定轨测量;b.给"嫦娥"卫星装备 GPS 信号接收机,实现离地环行轨道米级精度的自主定轨,确保"嫦娥"卫星准确进入地月转移轨道,并为星载激光定轨提供初始值。     

基于星载GPS的资源三号卫星精密定轨

资源三号卫星是我国首颗民用立体测图卫星,于2012年1月9日发射。卫星上配备有国产双频GPS接收机。利用非差双频GPS数据,基于卫星动力学原理和事后批处理定轨模式,采用30小时弧段（重叠弧长为 6小时） 对资源三号卫星进行了精密定轨,卫星位置重叠弧段精度平均为4.95cm。利用卫星激光测距（SLR）观测数据对星载GPS定轨结果进行了检核,检核精度优于4cm,无明显系统偏差。结果表明,该定轨精度完全能够满足资源三号卫星任务的要求。     

基于半参数回归模型的批处理确定卫星轨道方法

由于卫星轨道观测数据中含有非线性影响因素,必然会降低定轨精度。在半参数 回归模型的基础上,应用小波阈值去噪算法估计并消除观测数据中存在的非线性影响因素, 提出了基于半参数回归模型的批处理确定卫星轨道的方法,以提高定轨精度;然后,在理论 上证明了在测量数据存在非线性影响因素的情形下,基于半参数回归模型的批处理确定卫星 轨道方法的定轨精度高于经典的批处理定轨精度;最后,对中低轨卫星应用批处理定轨进行 了仿真。结果表明：基于半参数回归模型的批处理确定卫星轨道方法分离出观测数据中的 白噪声和非线性影响因素,从而可以在观测数据中消除非线性影响因素,提高定轨的精度。     

天基照相跟踪空间碎片批处理轨道确定研究

随着国内外天基观测空间碎片研究的展开,文章提出了利用跟踪卫星的CCD(Charge
Coupled Device)相机对空间碎片进行轨道探测的方法,首先建立了CCD照相观测模型和基于 照相观测 的空间碎片批处理轨道确定模型。通过对CCD相机底片归算方法的分析可知,利用
CCD相机所获得的观测数据与跟踪卫星的姿态无关,且其精度只与测量和坐标转换计算的精 度有关,在测量和计算中可获得较高的精度。分别对分布密度较高的低轨道和地球同步 轨道区域的空间碎片进行了定轨分析。仿真结果表明,定轨时采用两个跟踪弧段的照相数据 定轨精度大大高于一个弧段照相数据的定轨精度;跟踪卫星距离空间碎片越近,定轨精度越 高;低轨道空间碎片的定轨精度高于地球同步轨道上的空间碎片定轨精度。
     

基于伪随机脉冲估计的简化动力学卫星定轨方法

采用简化动力学模型和星载GPS非差观测值,通过在确定性卫星运动方程中引入伪随机脉冲参数,将确定性参数和伪随机脉冲参数一起估计,对CHAMP卫星进行精密定轨.定轨软件采用自行研制的CASMORD精密定轨软件,定轨结果与GFZ事后定轨结果以及SLR结果进行了比较与分析.结果表明,采用简化动力学方法对CHAMP卫星定轨,在X、Y、Z三个方向的均方根误差(RMS)基本一致,轨道位置精度优于10cm,与SLR比较,测距精度优于5cm,定轨结果可靠,验证了算法的可行性和软件的定轨精度.     

利用GPS非差观测值的GRACE卫星精密定轨

参照GPS精密单点定位（PPP，Precise Point Positioning）模型设计了一种新的卫星定轨方法一组合星载加速度计测量数据和IGS提供的GPS精密星历及精密钟差数据进行低轨卫星的精密定轨。利用星载加速度计提高卫星受力模型准确性，使动力法定轨精度和可靠性都得到提升。同时，采用多种改正技术提高GPS非差观测值测量精度，保证最终高精度卫星定轨。本文建立了卫星定轨的轨道滤波模型，得出了有益的结论，即采用星载加速度计测量卫星非保守力可提高卫星定轨精度，在ITRF2000参考系下三轴精度优于18cm。这种方法不需要在全球建市基准观测站．定轨设备简单．费用低廉．     

卫星星座整网轨道确定分析与仿真

编队飞行的卫星或卫星星座对轨道确定自主性和精度提出了较高要求。针对这个问题,通过建立星座的轨道动力学模型和星间观测的测量模型,将星座中的星间观测数据和地面观测数据融合起来,将待估的卫星轨道参数和部分动力学参数进行适当的分类,研究卫星星座整网轨道确定的新方法,并在理论上分析了整网定轨方法能提高定轨精度的原因;最后采用自主开发的卫星星座整网轨道确定软件进行了仿真计算。计算表明,该方法能有效地减少对地面站的依赖,并较大幅度提高定轨时卫星绝对位置和相对位置精度。
     

基于半参数回归模型的双星系统定轨算法及精度分析

天基测控系统是航天测控的一个发展趋势.给出了双星定位系统的定轨原理;建立了基于半参数回归的双星系统定轨模型,包括对卫星轨道摄动误差的基函数表示和观测残差的函数拟合等;给出了基于半参数回归的轨道估计算法及计算步骤;并从理论上分析了基于半参数回归模型的轨道估计算法能有效的消除非线性因素对参数估计性能和精度的影响,其定轨精度优于经典的最小二乘处理算法;最后通过对卫星仿真观测数据的处理以及卫星定轨精度的分析,表明该算法确实有效,在相同仿真条件下,定轨位置精度和速度精度分别提高了41.5%和41.3%.     

基于测距观测的静地卫星定轨精度分析

在卫星动力法定轨的协方差分析基础上,提出了一种针对地球静止轨道(GEO)卫星的简化定轨精度分析方法。根据GEO卫星的线性化状态转移方程,通过设定地面跟踪网坐标和卫星星下点经度计算叠加矩阵,由观测弧长和采样间隔直接计算定轨精度评定公式中的主要部分。公式扩展后,能比较各种系统误差源对定轨精度的影响,并将影响较大的作为附加参数纳入估计过程并重新评价定轨精度。用该法对10 m定轨精度的测距跟踪网优化设计和测距偏差对定轨精度的影响特性进行分析的结果表明,测量系统中的系统性误差可能以近20的放大倍率传播到卫星沿迹方向和法向,且不能通过自校准测距常值偏差提高定轨精度。     

基于全球网和区域网SLR数据的低轨卫星定轨精度分析

卫星激光测距(SLR)是目前低轨卫星常用的定轨手段之一.文章以贾森-1(Jason-1)和"环境卫星"(EN VISAT)实测数据为例,讨论了不同弧段长度(1天、3天和7天)的全球网SLR数据对低轨卫星定轨精度的影响,分析了基于美国网、欧洲网和亚洲网等区域网SLR数据的低轨卫星精密定轨精度.检验定轨精度的参考轨道来自美...     

国外低轨道卫星综述

由于地球低轨道更利于收集情报信息 ,大多被军事侦察卫星所占有。随着太空军事化趋势的日益增强 ,了解和认识当前的低轨道卫星较为必要。介绍了典型低轨道卫星的军事作用和运作机理 ,并给出了当前在轨低轨道卫星的技术参数。最后分析了其发展趋势     

中低轨道卫星星座间的激光链路

阐述在中低轨道卫星星座全球通讯网络中应用的激光星间链路与在中继星间应用的激光星间链路相比，所具有的明显的优势。同时给出了应用于小卫星上的小光学用户终端的基本组成，并指出了当前在中低轨道卫星星座激光星间链路研究中所应当进行的主要研究方面。     

月球重力场环境对月球卫星轨道影响分析

文章分析了月球复杂的重力场环境对月球卫星轨道运行的影响。通过月球卫星冻结轨道与地球卫星冻结轨道的对比分析,结果表明月球重力场存在较大异常,并由此引起月球卫星轨道发生较大漂移。另外,月球冻结轨道在带谐项影响下还存在中等周期的漂移,仅简单考虑带谐项系数无法求得完美的月球冻结系数。由于月球重力场异常对绕月卫星的影响与地球轨道卫星情况相比存在很大差异,因此月球轨道卫星的长期运行与控制策略的设计必须充分考虑此影响。     

基于磁强计的卫星自主定轨

针对低轨小卫星 ,提出一种低成本的自主导航方法。该方法采用一个三轴磁强计作为测量手段 ,通过卫星所在位置的地磁场强度的量测值与国际地磁场模型 (IGRF)之间的差值来提供导航信息 ,利用推广的卡尔曼滤波技术来确定卫星的轨道。仿真研究的结果验证了该方法的可行性。     

FY-2气象卫星在轨管理工程测控关键技术(上)

介绍了风云二号(FY—2)地球静止轨道自旋气象卫星工程测控的关键技术。分析了位置保持、姿态确定、星蚀和日凌的原理，给出了位置保持、姿态控制策略和地影、月影、日凌预报算法。并提出了一种检验定姿结果正确性的方法，提供了相应的工程计算参数。这些策略都已成功地用于FY—2卫星的在轨管理工程测控。     

波带片衍射成像技术在对地观测卫星中的应用

介绍了国外波带片衍射成像技术在对地观测领域中的发展,论述了光子筛技术的演化历程,并总结了衍射成像技术在国外高轨和低轨卫星成像中的应用,提出了波带片衍射成像技术可使“低轨成像卫星小型化”和“高轨成像卫星高分（辨率）化”的优势,及目前国外在研究波带片衍射成像技术中存在的带宽较窄、薄膜折叠展开方法、衍射透镜面形保持等问题,并对中国开展用于对地观测的波带片衍射成像技术的研发提出了建议。     

用于对地观测定位的编队飞行卫星群轨道构形设计

编队飞行卫星群是一组小卫星,它们具有短的相对距离、相等的轨道半长轴和微小差别的其它轨道要素,它们形成相互伴随运动,并且具有一定的构形。提出将编队飞行卫星群的轨道设计技术应用于对地观测定位卫星系统中。根据设想的要求,针对由四颗伴随卫星围绕基准卫星(或一个虚拟的中心)飞行的轨道设计案例,初步分析了编队飞行卫星群的构形保持,地球引力和大气阻力的摄动影响等问题。     

分离模块异构航天器集群松散队形设计

针对近地轨道分离模块航天器集群,考虑航天器之间面质比差异,提出一种能在较长时间内维持两星之间相对距离的松散队形设计方法。该方法以相对偏心率向量和相对轨道倾角向量描述松散队形,以两颗卫星之间的轨道长半轴之差和相对相位角之差为优化变量,并且通过设置虚拟空间圆解决避碰问题,保证在考虑气动力摄动的情况下,异构航天器松散编队能够有较长时间满足距离要求。仿真研究表明,针对轨道高度为500 km的参考轨道,当两星面质比分别为0.003 m 2/kg和0.0032 m 2/kg时,两颗卫星之间的距离能够在50天内处于200 m到20 km之间。