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。     

地球轨道卫星电推进变轨控制方法

针对地球同步轨道（GEO）卫星,采用电推进系统完成转移轨道变轨。采用基于Lyapunov函数的反馈控制方法确定时间最短变轨策略。首先在开普勒模型下研究变轨过程,然后在开普勒模型的基础上考虑地球J2项摄动和地球阴影,最后在全引力模型下研究变轨过程,即在开普勒模型的基础上考虑地球非球形引力摄动、日月第三体引力摄动、太阳光压摄动和地球阴影。仿真结果显示在变轨过程中摄动项不可忽略,除地球J2项摄动外还应该考虑日月第三体引力摄动和太阳光压摄动。对比上述三组仿真结果,发现考虑摄动后轨道转移时间的增加比燃料消耗的增加更为明显。数值仿真结果表明本文研究对未来的全电推进任务具有良好的通用性和应用参考价值。     

GEO卫星电推进与化学推进组合变轨方案研究

针对GEO卫星采用电推进和化学推进系统进行变轨的问题,在给定轨道控制模型的基础上,给出实现轨道半长轴、偏心率和倾角3个参数单独调整和联合控制的控制律。结合假设的运载火箭发射能力约束,给出航天器不同入轨高度对应的初始质量。以此为约束,给出化学推进和电推进不同组合的6种GTO向GEO转移方案,并对比分析各方案完成变轨所需的时间、推进剂、速度增量以及完成变轨后的质量剩余情况,研究方法可为电推进系统在航天领域的应用提供参考。     

Estimation of the elastic Earth parameters (h2, l2) using SLR data

We present results for the global elastic parameters h₂ and l₂ derived from the analysis of Satellite Laser Ranging (SLR) data. SLR data for the two satellites LAGEOS 1 and LAGEOS 2 observed during 2.5 years from January 3, 2005 until July 1, 2007 with 18 globally distributed ground stations were analysed using different approaches. The analysis was done separately for the two satellites and approaches to estimate the two elastic parameters independently and together were performed. We do a sequential analysis and study the stability of the estimates as a function of length of the data set used. The adjusted final values for h₂ equal to 0.6151 ± 0.0008 and 0.6152 ± 0.0008, and those for l₂ equal to 0.0886 ± 0.0003 and 0.0881 ± 0.0003 for LAGEOS 1 and LAGEOS 2 tracking data are compared to other independently derived estimates. These parameters and their errors achieve stability at about the 24 and 27 month time interval for h₂ and l₂, respectively.     

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).     

仅有相对视线角测量时的椭圆轨道交会相对导航分析

对仅有相对视线角测量时的椭圆轨道交会相对导航问题进行了分析．借鉴已有研究成果,给出仅有相对视线角测量时,相对导航系统可观的定义,以及为使系统可观,加速度项所需满足的充分必要条件;分析指出由于相对动力学模型误差的存在,相对导航系统始终是可观的,但可观度很弱;而追踪器进行适当的机动可极大改善系统的可观性,给出为使系统可观,机动加速度具体所需满足的充分必要条件;指出当通过施加机动加速度改善系统的可观性时,获取零输入相对位置矢量方向是前提条件,并论证了利用相对视线角测量信息,可以对零输入相对位置矢量方向进行估计和预测．     

非合作目标追踪与相对状态保持控制技术研究

基于考虑J2摄动影响的改进Hill方程数学描述,将最优机动问题转化为标准线性规划问题,为在轨服务系统对非合作目标的接近过程进行路径规划,针对卫星跟踪以及悬停的特殊相对运动状态设计控制方法,实现近距离相对轨道的精确控制.最后通过数学仿真验证方案的正确性和有效性.     

静电电荷衰减试验仪校准装置建标研究

静电电荷衰减试验仪是测试静电耗散材料衰减时间的仪器,对该仪器校准标定时,主要针对半衰期这一指标进行比对验证。因此该校准装置系统需构建正、负极性可变,电压和时间可调的指数衰减曲线;研制测试用标准分压器和考核分压器;测试结果由数据采集卡和计算机完成;同时对整套系统的不确定度进行了评定。     

椭圆轨道卫星空间任意位置悬停的方法

对任务星施加持续的控制加速度,使其在飞行过程中相对于目标卫星的空间位置保持不变,即实现任意位置悬停飞行。通过对任务星与目标星的相对运行分析和重力差异补偿分析,给出了在飞行过程中任务星相对于运行在椭圆轨道上的目标星实现任意位置悬停所需的径向、切向和法向控制加速度公式。最后对典型悬停飞行过程进行了动力学仿真,并对不同悬停飞行任务的能量消耗进行了对比分析,表明在一段时间内对任务星进行轨道悬停是可行的。