美国高轨天基态势感知技术发展与启示

太空是国家新边疆,太空活动是国家意志和战略意图的重要体现,是国家利益拓展的重要保障,太空安全已成为国家安全的重要组成部分.经略太空感知先行,空间态势感知是指获取和认知空间态势信息,包括空间 目标监视和空间环境监测,是进一步开展空间操控和空间对抗的基础.本文首先梳理了美国空间态势感知领域相关条令的发展历程,介绍了美国高轨...     

基于扩展卡尔曼滤波的XPNAV-1卫星自主定轨算法研究

X射线脉冲星导航1号（XPNAV-1）是全球首颗脉冲星导航专用试验卫星。利用该卫星观测的单颗脉冲星数据,采用几何约束方法,能够有效抑制轨道误差增长,但存在长时间定轨发散问题。针对XPNAV-1卫星拓展试验任务及脉冲星导航后续发展需求,利用多颗脉冲星的观测数据,研究基于扩展卡尔曼滤波（EKF）的卫星自主定轨算法。首先,建立该卫星的轨道力学模型和观测方程;然后,详细论述EKF滤波算法和分段式定常系统（PWCS）的可观测性分析方法;最后,通过综合分析XPNAV-1卫星的观测数据、脉冲星对该卫星轨道的覆盖性以及系统状态的可观测性,进行自主定轨算法试验。试验结果表明,基于EKF的自主定轨算法滤波过程收敛,验证了该算法的合理性和有效性。     

一种适用于平动点周期轨道初值计算的简化路径搜索修正法

在限制性三体问题中,路径搜索修正法是一种基于平动点周期轨道垂直穿越Poincare截面的几何对称性计算平面及空间平动点周期轨道近似初值的方法.采用路径搜索修正法的一种简化形式,在圆形限制性三体模型中,对地月系中几种典型的平面及空间周期轨道近似初值进行了计算.结果表明,该简化方法得到的周期轨道近似初值不唯一,由近似初值经微分修正得到的精确结果中通常同时存在Halo轨道和大幅值逆行轨道（DRO）.进一步分析表明,在某些临界初值下,精确结果中Halo轨道将消失,同时可能出现平面Lyapunov轨道及Vertical轨道.上述计算中,搜索初值与结果中轨道类型的对应关系值得进一步研究.      

一种IGSO卫星轨道维持时的偏航角调整策略

针对倾斜地球同步轨道(IGSO)卫星的轨道维持问题,提出了在轨卫星在各种不同工况及约束下的偏航角调整策略。其目的在于减小偏航角的调整范围以及缩短偏航角调整时间,减小轨道维持过程对卫星业务连续性的影响。分析了偏航角的运动规律,以及升交点赤经对偏航角的影响。在此基础上,根据轨道维持时升交点赤经的不同、太阳高度角范围、轨道控制的时间约束、交叉点位置约束等不同情况,分别给出了卫星轨道维持时偏航角的调整方法及推力器选择方案。对于交叉点位置在中国境内的卫星,可以使偏航角调整范围不超过45°。此方法可应用于在轨卫星轨道维持管理的实践中。     

平动点周期轨道间小推力转移的Gauss伪谱法

针对三体问题共线平动点附近周期轨道间的小推力转移问题,构造了一种新的形状函数,在此基础上提出了一种基于Gauss伪谱法的优化设计方法。首先,建立小推力轨道转移动力学模型,参考初始轨道和目标轨道的类型,构造一种新的形状函数以近似小推力转移轨道。为满足不同的约束要求,提出了振幅和相位按多项式变化的假设,推导了小推力转移轨道的近似解析解;然后利用Gauss伪谱法将小推力轨道转移的最优控制问题转化为非线性规划问题,并对推导的近似解析解进行解算和处理,为Gauss伪谱法求解非线性规划问题提供较为有效的控制变量的初始猜测值;最后以地月系统L1点附近Halo轨道间的小推力转移问题为例进行了仿真分析。仿真结果表明,小推力转移轨道近似解析解具备有效性和普适性,使得Gauss伪谱法的迭代效率提高55%以上,同时也表明Gauss伪谱法可有效解决平动点周期轨道间的小推力转移轨道优化设计问题。     

日心悬浮轨道混合推进航天器编队构型保持研究

针对混合推进航天器编队日心悬浮轨道保持控制问题进行了研究.首先推导出在日心悬浮轨道附近的航天器编队相对运动方程,考虑到航天器间距离变化值较小且航天器间距离与航天器到太阳的距离的比值为小量,将其在悬浮轨道附近线性化.基于该线性化方程,设计了一种LQR编队控制方式,该控制方式可通过调节太阳帆的姿态及航天器间库仑力的大小对编队构型进行改变或保持,具有响应速度快和控制简单的特点.最后对控制律进行数值仿真,表明该控制方法能实现编队.     

在轨服务软体机器人应用展望

软体机器人以其安全性高、功能多样、易于驱动等独特的优势,近些年来受到了广泛的关注。对软体机器人应用于未来空间在轨服务任务的设想,首先从现有用于在轨服务任务的空间机器人抓捕装置入手,分析了软体机器人用于在轨服务任务的可行性与优势,然后以软体抓捕装置为例,介绍了软体机器人的发展现状,最后提出了软体机器人用于在轨服务任务的建议。最终目标是通过将软体机器人引入在轨服务任务,提升我国在轨服务的智能化水平。     

静止轨道光学成像卫星研究现状及建议

本文分别对美国及欧洲的静止轨道高分成像卫星发展路径进行详细分析,其中美国主要发展由NASA提出的基于衍射成像原理的薄膜光学成像卫星;欧洲主要发展由ESA提出的地球静止高分辨率任务(Geostationary High Resolution Mission, GEO-HR),GEO-HR包含三个项目:GEO-Oculus(孔径1.5 m,分辨率10m); Astrium GO3S(孔径4m,分辨率3m);光学合成孔径系统(合成孔径7m,分辨率2m)。最后,根据美国及欧洲的静止轨道成像卫星发展的路线,结合我国静止轨道卫星发展现状,分析地球静止轨道高分辨率成像卫星的发展趋势及启示。     

环火星测量数据处理及精密轨道确定

为支持我国首次火星探测任务取得圆满成功,宇航动力学国家重点实验室将全自主开发的精密定轨平台系统,应用于环火星轨道确定中。为满足多对象、多弧段、多中心天体的定轨需求,平台系统设计了卫星结构、测站结构、观测结构和天体结构4大基础结构,并在4大基础结构之上,设计了灵活的弧段结构和估计结构。为验证平台系统是否具备环火星定轨能力,平台系统首先使用2020年上半年跟踪火星快车实验的数据对测量模型进行了检核,得到了理论测距和实测测距偏差（11m~21m）;其次,使用2009年实测双程测速和三程测速数据定轨,单独使用双程测速定轨,轨道与欧空局精密星历位置偏差最大不超过100m,测速残差的均方根（Root Mean Square, RMS）为0.0137(cm/s)。使用三程测速定轨,位置偏差不超过250m,三程测速RMS为0.0119（cm/s）;最后,使用两天三站测距仿真进行了自定轨验证,初轨和随机差都基本收敛回仿真初值。结果显示,宇航动力学国家重点实验室精密定轨系统能够满足我国首次火星探测任务的基本需求。     

转发式测轨系统地面设备时延测量方法

受地面设备时延误差的影响,转发式测轨系统的卫星定轨精度受到严重制约。为实现卫星精密定轨,地面设备时延误差的精确补偿至关重要,因此需要对地面设备时延进行精确测量。采用一种外环设备时延测量方法,实现对转发式测轨系统地面设备时延的实时测量。经过试验验证和分析,结果表明地面设备时延测量稳定度优于0.3ns,修正地面设备时延误差后的卫星重叠弧段的轨道差RMS值优于2m。