DORIS星载实时定轨算法仿真及DSP实现

针对我国高分辨率空间对地观测专项的发展需求,文章在星载多普勒无线电定轨定位（Doppler Orbitography and Radio-positioning Intergrated by Satellite,DORIS）系统的实时定轨算法和流程验证基础上,进行了应用背景限制下的模型简化研究,用数字信号处理器（DSP）实现并验证了其星载实现的可行性和有效性。首先介绍法国星载实时定轨软件（DORIS Immediate Orbit Determination by Embarked,DIODE）及定轨原理,给出星载实时定轨算法的流程。通过网站下载的DORIS接收机搭载星数据,对星载多普勒实时定轨算法的观测量修正部分和卡尔曼滤波定轨算法进行验证。针对星载实现的计算简化要求,对算法中计算量较大的地球非球形引力摄动和章动模型进行研究,对比不同模型复杂度对定轨结果的影响,为定轨算法模型的选取提供依据。最后将移植到DSP的程序运行结果与个人计算机下的仿真结果进行了对比,验证其星载实现满足精度要求,同时运行时间满足实时性要求。对如何提高实时定轨算法的性能,文章给出了后续应用的改进方向。     

空间原子氧环境对常用热控涂层的影响

空间原子氧（AO）是影响低地球轨道（LEO）航天器在轨性能的主要空间环境因素之一,其强氧化性能够对热控涂层和组件造成危害。文章分析了空间AO及相关综合环境对白漆、黑漆、有色有机漆、薄膜、织物、二次表面镜等各类常用热控涂层在LEO长期使用时可能引起的环境效应和危害,提出了相关使用建议,以期为今后我国以空间站为代表的LEO长寿命航天器论证及研制提供技术参考。     

基于GA-PSO的低轨星座传感器资源优化调度方法

针对低轨星座目标跟踪传感器资源调度,基于函数优化和组合优化理论,建立了传感器资源优化调度模型,并设计了基于遗传算法-粒子群优化(GA-PSO)的优化调度算法。仿真结果表明,与现有的构造优化调度算法相比,该算法的性能更优,但运算量有所增加。     

基于相对轨道根数的航天器编队控制三冲量方法

在采用相对轨道根数描述航天器编队构形的基础上,把航天器平面内编队控制问题转化为航天器交会问题,根据编队构形的几何参数得到解决问题的三冲量控制方法,该方法具有燃料消耗少且只需沿航迹向安装推力器,便于工程应用的优点.最后对推力器的推力大小偏差、方向偏差对编队构形的尺寸以及相位控制精度的影响进行了理论分析.     

捷联惯导/星敏感器组合系统的在轨自标定方法研究

研究了捷联惯导/星敏感器组合系统中对陀螺仪和星敏感器进行在轨自标定的方法。分析捷联惯导系统和星敏感器的误差源,对陀螺仪随机漂移和星敏感器安装误差进行建模并列入系统状态,建立系统状态方程;利用捷联惯导输出的载体位置、姿态与星敏感器输出的姿态矩阵来构造量测,建立量测方程。设计卡尔曼滤波算法,经过滤波计算获得陀螺仪随机常值漂移和星敏感器安装误差的估计值,从而实现组合系统的在轨自标定。仿真结果表明,基于卡尔曼滤波的在轨自标定方法能够标定出85%以上的陀螺仪随机常值漂移和95%以上的星敏感器安装误差。     

登月飞行器软着陆的非线性最优控制

主要考虑登月飞行器软着陆控制的问题。制导律和控制器的设计分两步完成。首先，利用一个微分同胚变换和一个非线性输入补偿，可以将登月飞行器的非线性动态模型转换成一个线性系统。然后利用经典最优控制理论中的由拉方程，标准最优制导律的解析解既可给出。第二步，利用日。控制理论，我们设计了一个最优反馈控制器保证了实际系统可以鲁棒渐进追踪最优标准轨道。最后通过仿真，可以看出飞行器实现了软着陆控制，着月速度小于给定值，说明方法的可行性和有效性。     

摄动椭圆参考轨道的相对运动状态转移方程

当面质比不同的主从卫星在近地轨道上作编队飞行时,大气阻力摄动和J2项摄动就成为影响编队队形的两个最主要的因素,这样描述相对运动的状态转移方程必须考虑这两项摄动。该文利用相对轨道要素法推导了包含J2项摄动和大气阻力摄动参考轨道为椭圆的卫星编队相对运动较精确的状态转移方程。当主从卫星的面质比相等时大气阻力摄动对卫星编队队形的影响很小而可以忽略,这样上面的状态转移方程可以化为更简单的形式。仿真结果表明该状态转移方程能较精确的预测编队飞行的相对运动。     

FY-2C星控制分系统设计

介绍了风云二号(FY-2)气象卫星双自旋稳定控制分系统的组成、功能和技术指标,以及卫星起旋控制、章动角与摇摆角控制、敏感器设计和消旋子系统设计等关键技术.C星在轨运行情况表明,控制分系统工作正常、性能稳定,圆满完成了起旋、主动章动控制、测定姿、姿态机动、转速调整、定点捕获和天线消旋对地定向等任务,技术指标满足任务书要求.     

卫星自主轨道确定的自校准滤波

研究在导航敏感器测量带有系统偏差情况下的卫星自主轨道确定问题,已有的大量研究表明这类系统偏差是影响自主轨道确定系统性能的关键因素.针对这一问题,本文基于线性时变系统的可观性理论证明了系统偏差为未知常值时,自主导航系统的状态和常值偏差都是可观的.在此基础上设计了将系统偏差作为状态向量新增分量的自校准滤波器以估计轨道参数,同时校准系统偏差.数学仿真结果表明,采用自校准滤波可以将自主导航的位置精度从10km（3 σ）量级提高到200-500m（3σ）.     

考虑地球扁率的大椭圆轨道编队飞行优化设计

大椭圆轨道上卫星编队的相对运动特性及其所受摄动力的影响给编队轨道设计者提出了新的挑战.本文总结了大椭圆轨道卫星编队的五种基本形式,利用数值积分法计算了主星轨道倾角、近地点角和平近点角初值对地球扁率作用下基本编队形式相对位置极值点漂移量的影响规律.结合零J2项摄动条件,提出基于主星平近点角初值的J2项编队相对轨道优化设计方法,进而获得瞬时根数描述的编队初始条件.仿真算例表明：优化设计结果可以明显降低大椭圆轨道编队卫星的相对漂移量,与平根数描述的编队初始条件的设计结果相比,相对距离极大值点的漂移量降低约81.8681%,验证了基于主星平近点角初值的大椭圆轨道编队优化设计方法的可行性.