航天器利用跟踪与数据中继卫星系统导航的评述

NASA将利用跟踪与数据中继卫星系统(TDRSS)对地球卫星进行跟踪和通信。本文评述了利用TDRSS为航天器导航的能力。用加权最小二乘批处理技术拟合跟踪测量值,得到东TDRS卫星和几个用户航天器的轨道解。所研究的用户航天器有太阳峰年卫星(SMM),陆地卫星-5,地球辐射预算卫星(ERBS)和太阳散逸层探测器(SME)。以相继轨道解的一致性作为度量,评定了东TDRS卫星的轨道精度。将TDRSS跟踪获得的用户航天器轨道与同一时间由地面跟踪获得的结果进行比较,确定了用户航天器的轨道精度。研究了跟踪测量值特性和摄动力模型计算对轨道解的影响。介绍了东TDRS卫星和用户航天器的轨道确定结果,对这些结果进行的分析和评价以及由此得出的一些重要结论。     

TDRSS利用成批最小二乘法和序贯法测定陆地星-4轨道的精度评定

哥达德航天中心飞行动力学部委托应用技术联合公司在基于DOS个人计算机上开发实时定轨/增强型系统(RTOD/E),作成卫星轨道序贯测定法的样机系统。本文介绍了研究结果,即比较了TDRSS用户星——陆地星—4利用在个人计算机上运行的RTOD/E的定轨精度和利用在主机上运行的哥达德测轨系统(GTDS)正规成批最小二乘系统的精度。陆地星—4测轨结果将为地球观测系统(EOS)系列卫星提供很有用的经验。确定了1992年5月18日到24日的陆地星—4的星历表,这一段时间有密集的TDRSS对其的跟踪数据。期间发生了二次独立的调轨机动,一次是TDRS卫星(东TDRS),另一次是陆地星—4轨道微调机动。对成批法和序贯法得出的轨道解进行了多种独立的一致性检验(成批法是重迭比对,序贯法是协方差和一次测量残差)。陆地星前向滤波的RTOD/E轨道解与确定性的GTDS轨道解进行比较;当滤波器进入稳态后,两轨道解的差一般小于30米。     

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。     

“科学实验11号”卫星的跟踪观测和测轨预报综述

我国第九次成功发射的一组空间物理探测卫星“科学实验9号”、“科学实验10号”和“科学实验11号”,于一九八一年九月二十日入轨。这是我国第一次利用一枚运载火箭发射三颗人造卫星。初始轨道参数为近地点地面高度: 230 公里远地点地面高度: 1610 公里轨道倾角: 59.4 度运行周期: 103.4 分钟“科学实验11号”卫星,由于它的面质比特别大,因此轨道寿命很短,已于一九八一年九月二十六日陨落。它在空间总共运行约六天,86圈多。科学院人造卫星观测系统,根据国家任务和科研工作的需要,对“科学实验11号”卫星,进行了重点的光学跟踪观测和测轨预报,积累了具有丰富轨道信息的大量观测资料,取得了对特大周期变率的卫星进行准实时测轨预报的实践经验。本文就是一份对“科学实验11号”卫星跟踪观测和测轨预报的初步总结。     

轨道测量差分精确定轨方法

航天器轨道精确测定重要环节之一是有效地消除观测系统误差,在轨道测量数据处理时,一类是利用轨道约束自校准技术来估算和校准系统误差,另一类可以应用测元差分方法来消除系统误差(例如导航卫星测定目标)。本文提出一种新的差分技术,即利用观测数据时序差分消除系统误差技术,并推导相应确定航天器轨道的公式。     

《飞行器测控技术》1994年总目录

测控总体 可靠性鉴定中利用验前信息的序贯验后加权方法…………………………“(一-)p.1—8 落点散布鉴定的最优统计决策………………………………………………”(--)p.1—7 确定星一一星跟踪区间的一种计算方法……………………………………(二)P.20—25 高级中继卫星系统计划概述…………………………………………………一(二)P.58二67 'I"DRSS利用成批最小二乘法和序贯法测定陆地星一4轨道精度评定……(--)p.68—80 欧洲数据中继系统的中继卫星………………………………………………(三)P.67—78 美国空军卫星控制网和国防部其它地面…     

用一种经济的跟踪系统进行米级同步卫星轨道确定

本文提出了一种精度高而费用低的地球同步(GEO)卫星的跟踪系统。其主要组成是:两个GEO卫星、四个自动化地面站和一个甚长基线干涉仪(VLBI)系统。已证明GEO卫星的位置精度可达1～1.5米,优于以往任何GEO卫星的定位精度。用一种快速简便的初始算法可产生一种高效稳定的两步准牛顿-莱弗森轨道确定方法。以90年代VLBI的预期特性为基础,研究了双差分测距、动力学模型以及取决于算法的线性协方差分析。结论是:主要误源是GM误差、站址误差和系统性测量误差;噪声最小协方差分析并不适用,良好的跟踪几何和可观测性远比高数据率和低测量噪声重要;其次,必须考虑太阳辐射压加速度的不确定性。     

用于精密定位的利用GPS的卫星跟踪系统

NASA正在研究一种以全球定位系统(GPS)为基础的测量系统,用以精密测量地球卫星轨道、测地基线、电离层电子含量和全球范围内跟踪站之间的时钟偏差。该系统将采用多种差分GPS观测技术,并将使用由九个固定地面终端所组成的网。GPS用于卫星跟踪时,卫星上或者配备GPS飞行接收机,或者配备星载GPS信标。整个系统将于1988年投入使用(卫星跟踪除外)。第一项大型卫星应用将是一项验证性应用,即在90年代初期确定TOPEX卫星的高度,使其精度达分米级。到那时,预计该系统对长基线测量的精度可达几厘米,而瞬时时间同步精度可达1毫微秒。     

实验直播卫星(BSE)轨道确定系统的简化及跟踪方式对轨道确定精度的影响

为获得足够的定点卫星定轨精度,一般将相距较远的几个测站的测距数据作为观测值,并将它用作与卫星运动模型化的理论值相比较的输入值,完成微分改正。正像几篇文章已介绍的那样,鹿岛主站的BS卫星轨道确定系统所用的观测值仅是单站的测距数据,而其软件使用了数值积分法和简化的运动模型。可是,主站为了进行K波段天线的自动跟踪,作为研究目的,轨道确定所用的观测值也有可能采用天线的角度数据。也就是说,同时并用角度数据和距离数据,采用鹿岛分所研制的小型轨道确定软件(KODS)进行轨道确定。因此,主站就可能有两种跟踪方式:仅测距的单站跟踪方式以及并用距离和角度数据的单站跟踪方式。另外,还可利用宇宙事业开发团(NASDA)的测站几乎同时测得的距离数据,以多站跟踪方式进行轨道确定,从而可以进行单站、多站跟踪方式的比较研究。基于多站跟踪的轨道确定精度高,但是跟踪站的维护和使用费用加大。因而,掌握单站跟踪方式的轨道确定精度是有重要意义的。根据上述的BS卫星条件,我们比较了基于单站和多站的轨道确定精度,并研究了简化软件而带来的精度下降,本文叙述了这些研究结果。     

哥达德距离和距离率系统与并置的激光系统跟踪测地卫星的相互比较

NASA正在进行测地卫星1号(GEOS—A)卫星观测系统的相互比较研究。作为该项研究的一部分,用并置的哥达德距离和距离变化率(GRARR)系统及哥达德激光跟踪系统对GEOS—A卫星进行了跟踪。从1966年7月至11月,北卡罗莱纳州罗斯曼的GRARR站对该卫星的17次过境做了观测,并对其中的10次做了鉴定。在该项研究中,激光系统的跟踪轨道用作GRARR系统的基准轨道。激光数据用GEOS—A数据调整程序(GDAP)进行了平滑,以笛卡尔座标位置和速度矢量的形式给出所选历元时刻的基准轨道。数据鉴定表明,可用激光跟踪轨道来检测距离和离变化率中的系统误差,其精度分别可达2米和1厘米/秒。利用所测的GRARR数据和激光轨道数据,由GDAP计算出每次过境(10次中的7次)中的平均距离零位偏倚误差为-5.3米,标准偏差为±2.5米。其他3次过境均被剔除,因为其偏离均值的偏差高达30米。测距-定时误差确定为-2.1±1.2毫秒。消除系统误差后,未经平滑的距离数据的均方根噪声分量为6.8米。认为应答机延迟曲线的误差导致了GRARR的距离偏倚和定时误差。对GDAP的距离变化率残差做了折射修正,并用序贯最小二乘回归程序估计了各距离变化率误差模型的系数。没有发现明显的距离变化率零位偏倚。观察到距离变化率总有-0.20±0.02毫秒的定时误差,但其原因不详。发现的频率换算因子误差为10~(-5)。消除了这些系统误差之后,未经平滑的距离变化率数据的均方根误差分量为1厘米/秒。     

同伦算法在单位乔量法定轨中的应用

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     

基于预警卫星系统的临近空间飞行器跟踪

系统地研究了如何对临近空间飞行器进行有效实时跟踪的问题,并提出了一种基于约束总体最小二乘与自适应交互式多模型（CTLS-AIMM）滤波相结合的实时跟踪滤波算法。首先考虑到临近空间飞行器的特点,选择使用红外预警卫星系统探测目标飞行器,并使用约束总体最小二乘算法（CTLS）对目标进行粗定位;然后在粗定位信息基础上,使用自适应交互式多模型滤波算法（AIMM）对目标飞行器进行实时跟踪。在AIMM中,根据临近空间飞行器机动特性,合理选择目标模型集,并使用迭代最小二乘算法对模型参数进行自适应调整。通过仿真,验证了该跟踪滤波算法的可行性。     

地球静止卫星精密测定轨技术的现状及发展

介绍并分析了针对地球静止卫星的各种高精度测定轨跟踪技术.指出测距系统的校正误差是常规测距跟踪网定轨在沿迹方向和法向的主要误差源,为保证一致的卫星三维位置解算精度,应利用高分辨率的角度观测约束信息来有效地降低测距偏差对轨道确定的影响,或者利用天地基联合定轨的低轨卫星运动几何在轨道改进的同时精化测距偏差.     

应用非线性模型预测控制的绳系卫星Halo轨道保持控制

针对哑铃型绳系卫星在圆形限制性三体问题(CRTBP)中的Halo轨道保持控制问题,应用非线性模型预测控制(NMPC)方法设计了Halo轨道保持控制器。首先采用摄动法得到目标Halo轨道,通过跟踪目标轨道上一运动点,将其转化为目标跟踪控制问题,然后设计非线性模型预测控制器对其进行跟踪控制。利用4阶Ronge-Kutta法对原非线性模型进行离散化,将预测控制中的有限时域最优问题转化为非线性规划问题进行求解,得到下一周期的控制量。最后通过数值仿真验证了即使在初始位置偏差较大的情况下,所设计的控制器只需要很少的速度增量就可使绳系卫星系统运动至目标轨道,并精确地保持在目标轨道上。     

基于预警卫星系统的临近空间飞行器跟踪简

 系统地研究了如何对临近空间飞行器进行有效实时跟踪的问题,并提出了一种基于约束总体最小二乘与自适应交互式多模型（CTLS-AIMM）滤波相结合的实时跟踪滤波算法。首先考虑到临近空间飞行器的特点,选择使用红外预警卫星系统探测目标飞行器,并使用约束总体最小二乘算法（CTLS）对目标进行粗定位;然后在粗定位信息基础上,使用自适应交互式多模型滤波算法（AIMM）对目标飞行器进行实时跟踪。在AIMM中,根据临近空间飞行器机动特性,合理选择目标模型集,并使用迭代最小二乘算法对模型参数进行自适应调整。通过仿真,验证了该跟踪滤波算法的可行性。     

确定近地卫星轨道的滤波理论

本报告介绍弘贤多用途轨道统计处理系统(KOSMOS)的数学说明及其在确定近地卫星轨道中的应用。数学说明包括时间、坐标、卫星动力学、摄动及其差分方程、雷达跟踪方程和轨道统计确定理论问题。为估计用于轨道确定的各种滤波理论方法的精度,我们利用KOSMOS程序做了广泛的仿真研究。从胜浦、增田和冲绳跟踪站所产生的距离和距离变化率观测数据,我们发现,利用推广序贯处理和状态噪声补偿法(SNC)可以获得同观测精度相当的准确度。我们给出的证据还表明,对于一组足够密的观测数据来说,通过动力学模型补偿法(DMC)按推广序贯处理可以获得非模型的加速度。同时还指出,DMC补偿法可以提高卫星状态的估算精度。但是,必须付出增加处理时间的代价,该补偿法的处理时间约为SNC补偿法的两倍。此外,还介绍了U—D协方差的因式分解法,并利用这种方法研究了观测数据的类型和精度的影响以及错误仿真观测噪声大小的影响。     

基于样条约束“EMBET”再入轨道测量数据融合方法

针对再入轨道最小二乘交会解算方法数据利用率低、轨道解算精度差的问题,提出并实现了基于样条约束“EMBET”的再入轨道测量数据融合处理方法.该方法认为再入飞行轨道在时序上是相关的,可以利用三次B样条函数精确表示,建立了关于样条函数参数和测量系统误差的测量模型,从而大量压缩了待估参数数量,准确自校准系统误差,提高了轨道估算的精度和稳定性.     

同步卫星跟踪系统的光学校准

为了减少跟踪系统的系统误差,研究了一种精确校准距离和角度观测值的方法,这样就提高了同步卫星的测轨准确度。该校准方法基于这样一种测轨原理,即采用单点光学角度观测值加上无线电跟踪观测的测轨。利用这种测轨方法,我们在确定轨道根数的同时,估计出观测偏倚参数,其中包括地球模型不准确而带来的影响。我们在鹿岛地面站进行过这种实际的校准实验,实验证明,测轨准确度极高,经过一天的测轨之后,卫星距离的预报误差在四天之内不会超过几米。     

低成本卫星地面控制设施的设计

该设计方法的核心是:卫星操作中的公共部分,即遥控、跟踪、子系统分析(包括遥测处理)、系统规划和调度、轨道确定和保持、数据传送和控制。特殊卫星任务的应用和操作另行考虑,以保证本设计方法可应用于许多种卫星系统。关于特殊卫星任务的讨论将限制在了解支持航天任务的地面控制设施总规模和业务范围。分离出“通用”卫星操作功能,可研究出一种低成本通用设计方法,该方法允许对系统作阶段性改进,而对在轨设施和测控性能影响极小。该方法的目标是提高卫星系统的可扩展性、可维护性和可操作性。