卫星精密轨道抗差估计的研究

建立了卫星精密轨道抗差估计批处理的模型，给出了抗差估计权函数、影响函数等方面论述了抗差估计批处理的抗差性，从理论上说明了抗差估计批处理能充分利用有效观测，限制了利用可用观测，排除了有害粗差影响，得到了正常模式下的最佳估值；给出了抗差估计批处理的计算步骤；应用激光测距数据对Lageos卫星进行了精密定轨，结果表明，抗差估计比经典最小二乘估计得到的卫星轨道更稳定，由实际情况进一步说明了抗差估计批处理具有明显的抗差性。     

太阳质子事件对太阳同步轨道空间辐射环境影响分析

介绍了南大西洋异常区的辐射环境及其特点，重点研究了发生于2000年7月14日的太阳质子事件对太阳同步轨道空间环境造成的影响，太阳质子事件期间，抵达近地空间的高能电子、质子及重离子对太阳同步轨道空间环境造成剧烈地扰动，并且不同种类不同能量的粒子扰动特征不尽相同。     

两种GPS广播星历参数算法的比较

介绍了新GPS广播星历参数,分析了新旧GPS广播星历参数及其用户算法的区别,导出了卫星位置矢量对新GPS广播星历参数的偏导数,并与旧GPS广播星历参数偏导数进行了简要的比较分析.计算结果表明,两种GPS广播星历参数算法都能很好地描述MEO卫星的轨道特性,且广播星历参数拟合算法的精度损失仅为数厘米.      

圆轨道串行卫星编队的相对运动研究

针对圆形轨道串行卫星编队进行研究,推导出满足开普勒轨道假设的相对运动方程,从物理概念上证明了这种描述关系的正确性;并在此基础上利用星间测量信息,设计扩展卡尔曼滤波器进行相对轨道自主确定,仿真结果验证了此相对运动方程与导航方案的有效性。     

利用大气阻力的横向编队维持控制

研究了航天器在近圆轨道面内横向固定间隔距离内伴飞编队维持问题。基于经典轨道要素偏差法分析了相对运动特性和大气阻力对相对运动的影响。根据利用大气阻力引起的横向相对运动漂移,设计了有利于长期伴飞编队维持的初始半长轴偏差和伴飞边界点的期望半长轴偏差,进一步给出了进行伴飞维持的边界点横向速度脉冲。仿真结果表明,该控制策略进行伴飞编队维持是可行的,维持所需的速度脉冲次数少、速度增量小,且算法简单,有利于航天器自主化实现。     

深空探测转移轨道自主中途修正方法研究

针对深空转移轨道,提出以B平面参数为终端参数,采用脉冲控制和线性制导的自主中途修正方法.由自主导航系统定期确定探测器的当前位置和速度,之后利用精确动力学积分递推状态至B平面,得到打靶误差,若误差超出目标精度范围又在自主修正系统修正能力范围内,则立即利用以B平面参数为终端参数的线性制导公式并结合牛顿迭代计算出修正轨道的速度增量.利用中心差分公式计算终端参数对控制参数的敏感矩阵.蒙特卡罗仿真表明,在小偏差前提下该方法能够达到制导目标.     

对卫星网络轨道／频率协调中若干问题的探讨

以国际电联的相关建议为基础,就卫星网络轨道及频率协调中所碰到的若干问题,诸如天线增益,极化隔离,雨衰及ＳＣＰＣ保护比,给出了合理及可实现的估算方法,同时强调了功率密度在不同的应用场合,常有不同的定义方式。     

基于改进萤火虫算法的小卫星质量特性调整 #br#

摘要： 为了消除小卫星在轨运行过程中因燃料消耗等原因造成质量特性变化的影响,提出一种基于改进萤火虫算法的卫星在轨质心调整方法.该方法运用萤火虫算法对PID控制器的参数整定进行优化,针对收敛速度慢和容易陷入局部极小值的问题,引入自适应步长因子对算法进行改进.算法通过编程注入星载计算机,进而控制电机调整机构完成卫星在轨质心调整.依托于地面气浮平台进行半物理仿真实验,实验结果表明改进算法在第48次迭代完成PID参数整定,相较于其他算法具有更快的收敛速度和动态响应特性.基于改进算法的调整系统可在59 s将单轴质心偏移量减小到精度要求,验证了系统在小卫星质量特性调整上的实时性和稳定性.     

天基激光清理低轨空间碎片的最佳角度分析与过程设计

针对天基高能脉冲激光清理低轨(LEO)空间碎片的问题,建立了高能脉冲激光清理LEO碎片作用过程和轨道演化的模型,推导了脉冲激光作用碎片的最佳角度与碎片轨道参数的解析关系,证明了最佳角度下的清理效果具有关于碎片轨道主轴对称的特性。以平台飞行时间和激光作用时间综合优化为目标,提出了一种天基激光清理空间碎片过程的简化设计方法,能快速有效地获得清理方案。选取典型的激光器与空间碎片参数进行仿真验证,结果表明:采用最佳作用角度能极大提高激光清理的效果;基于优化设计方法可使得在平台飞行时间仅增长10%情况下激光作用时间减少30%。     

一种基于轨道要素形式终端约束的航天器空间变轨迭代制导算法

针对航天器空间变轨任务的制导问题,研究了一种适用的迭代制导算法。在传统迭代制导方法的基础上,直接在地心惯性系中建立最优控制模型,以推力方向矢量为控制量来适应大姿态角变化情形;推导直接以目标轨道要素为终端约束的边界条件,给出终端约束方程求解精度和入轨精度的关系;得到一种简单有效的基于轨道要素形式终端约束的航天器空间变轨迭代制导算法。通过仿真验证了所给制导算法的有效性,相比传统迭代制导方法其具有更强的适应性。