一种有效提高CE-1卫星卸载前后精密星历衔接精度的定轨策略

主要讨论了动量轮卸载对嫦娥一号卫星绕月轨道的影响以及这种影响对其精密星历衔接段精度的影响,分析了不同轨道改进策略下的精密星历衔接弧段的精度,认为使用2~3d的弧段进行轨道改进及卸载计算能得到较高精度的搭接星历,并通过使用实测数据进行定轨改进计算进行了验证,结果表明,该策略可以使星历衔接精度在沿迹方向(T)提高至优于100m量级。     

NPF算法在X射线脉冲星导航中的应用研究

针对X射线脉冲星导航中航天器模型的强非线性、高阶模型不确定性等问题,提出应用非线性预测滤波(NPF)算法实时估计航天器的轨道信息。首先,建立具有模型不确定性的X射线脉冲星导航定轨指标函数,优化得到满足指标函数最小的系统模型误差值,通过降低模型不确定性的影响来提高航天器自主定轨精度。对STK生成的“火星探路者”和“金星快车”及“北斗一号”三种航天器轨道数据进行分析,仿真结果表明,该算法比EKF算法具有更高的定轨精度,能够满足深空以及近地轨道航天器的自主定轨精度指标要求。     

基于干扰估计的航天器大角度姿态机动鲁棒次优控制

针对存在系统参数不确定与外界干扰的航天器大角度姿态机动问题,提出一种基于干扰估计的鲁棒次优控制方法。该方法通过引入总干扰的概念,将不确定参数与外界干扰对系统的影响统一为各控制通道总干扰,而后采用非线性干扰观测器实现对系统总干扰的估计;借鉴状态相关的黎卡提方程（SDRE）方法,将系统模型改写为状态相关的线性形式,并采用近似方法实现基于干扰估计的次优控制参数的在线求解。通过对航天器大角度姿态机动问题的仿真分析,校验所提方法不仅较传统SDRE方法计算效率更高,而且较大程度上提高系统对参数偏差与外界干扰的鲁棒性能。     

对空间碎片的相对位姿估计

针对几何、质量特性参数均未知的空间碎片,提出一种基于扩展卡尔曼滤波（EKF）的相对位姿估计算法。该算法以单目相机获得的目标图像特征视线信息作为测量输入,以目标姿态、姿态角速度、惯量比、相对位置、相对速度和特征位置作为滤波状态。对算法进行可观性分析,给出两个可以保证算法可观性的条件。分别针对不同条件进行数值仿真,仿真结果表明新算法能够对几何和质量参数未知的空间碎片进行有效的相对位姿 估计。     

挠性航天器退步自适应姿态机动及主动振动控制

针对带有分布式压电陶瓷执行机构的挠性航天器姿态机动与主动振动控制问题,提出了一种退步直接自适应一体化控制方法.首先,建立了挠性航天器姿态机动与主动振动控制的模型,并分析了动力学子系统的近似严格正实性;然后,采用退步直接自适应控制方法,设计了挠性航天器的姿态机动主动振动控制器,并证明了控制闭环系统的稳定性;最后,进行了不同仿真条件下的数学仿真验证.理论分析与数学仿真结果表明,该控制方法不依赖航天器参数,对系统参数不确定性具有强鲁棒性,能有效抑制挠性附件的振动,对挠性航天器的控制是有效的.     

多刚体卫星转动惯量在轨辨识

惯量辨识需要精确的动力学特性,针对动力学特性不可忽略太阳电池阵转动这一状况,提出一种惯量辨识方法,用于卫星本体惯量和太阳电池阵惯量的联合辨识.在建立多刚体姿态动力学基础上,针对辨识变量的耦合特性,推导带约束的优化辨识模型,再利用约束最小二乘算法求解.最后通过仿真计算验证了辨识方法的可行性.     

一种星载激光测距仪姿态的确定方法及误差分析

激光测距仪与立体测绘相机在对地目标定位方面具有较强的互补性,将两者结合可以获取较高的地面目标三维定位精度。利用激光测距仪辅助立体测绘相机实现全球大比例尺无控测图是当今测绘卫星的发展方向。激光测距仪的定位精度主要受俯仰角和侧摆角的影响,由于失重、热交变、微振动等外界环境的影响以及激光器发射激光束存在自身抖动,星载激光测距仪的激光出射方向是不断变化的。为实现高精度地面目标定位,满足大比例尺测绘需求,需要对激光出射方向进行精确测量。文章提出了一种基于足印记录相机的激光测距仪姿态确定方法,该方法采用足印记录相机、地相机图像联合处理的技术,解决了激光测距仪姿态角和激光指向高精度确定问题。通过误差分析,该方法能够满足1︰10 000比例尺定位精度的要求。     

A study of reaction wheel configurations for a 3-axis satellite attitude control

The satellite reaction wheel’s configuration plays also an important role in providing the attitude control torques. Several configurations based on three or four reaction wheels are investigated in order to identify the most suitable orientation that consumes a minimum power. Such information in a coherent form is not summarized in any publication; and therefore, an extensive literature search is required to obtain these results. In addition, most of the available results are from different test conditions; hence, making them difficult for comparison purposes. In this work, the standard reaction wheel control and angular momentum unloading schemes are adopted for all the reaction wheel configurations. The schemes will be presented together with their governing equations, making them fully amenable to numerical treatments. Numerical simulations are then performed for all the possible reaction wheel configurations with respect to an identical reference mission. All the configurations are analyzed in terms of their torques, momentums and attitude control performances. Based on the simulations, the reaction wheel configuration that has a minimum total control torque level is identified, which also corresponds to the configuration with minimum power consumption.     

Improved kHz-SLR tracking techniques and orbit quality analysis for LEO missions

Satellite gravity field missions such as CHAMP, GRACE and GOCE are designed as low Earth orbiting spacecraft (LEO) with orbit heights of about 250–500 km. The challenging mission objectives require a very precise knowledge of the satellite orbit position in space. For these missions precise orbit information is typically provided by GPS satellite-to-satellite tracking (SST) observations supported by satellite laser ranging (SLR).