“用户故事”在姿轨控软件需求分析中的应用

需求分析是软件开发过程中的重要环节.在国内卫星姿轨控软件设计过程中,需求分析阶段描述和定义用户需求的工作多数仍采用传统方法,过于关注软件的设计过程,而忽略了软件需要实现的功能,常常引发需求分析结果与任务方期望不一致的情况,影响开发进度.针对姿轨控软件的特点,在软件需求分析工作中引入敏捷开发所采用的＂用户故事（＂User Story）方法,可以高效清晰地描述和定义用户所需要的软件功能,提高任务方在需求分析阶段的参与程度,显著提高需求分析的准确性.     

Assessing attitude error of FORMOSAT-3/COSMIC satellites and its impact on orbit determination

An attitude determination and control system (ADCS) is critical to satellite attitude maneuvers and to the coordinate transformation from the inertial frame to the spacecraft frame. This paper shows specific sensors in the ADCS of the satellite mission FORMOSAT-3/COSMIC (F3/C) and the impact of the ADCS quality on orbit accuracy. The selection of main POD antenna depends on the beta angles of the different F3/C satellites (for FM2 and FM4) during the inflight phase. In particular, under the eclipse, alternative attitude sensors are activated to replace the Sun sensors, and such a sensor change leads to anomalous GPS phase residuals and a degraded orbit accuracy. Since the nominal attitude serves as a reference for ADCS, the 3-dimensional attitude-induced errors in reduced dynamic orbits over selected days in 2010 show 9.35, 10.78, 4.97, 5.48, 7.18, and 6.89 cm for FM1–FM6. Besides, the 3-dimensional velocity errors induced by the attitude effect are 0.10, 0.10, 0.07, 0.08, 0.09, and 0.10 for FM1–FM6. We analyze the quality of the observed attitude transformation matrix of F3/C and its impact on kinematic orbit determination. With 249 days of GPS in 2008, the analysis leads to the following averaged 3-dimensional attitude-induced orbit errors: 2.72, 2.62, 2.37, 1.90, 1.70, and 1.99 cm for satellites FM1–FM6. Critical suggestions of geodetic payloads for the follow-on mission of F3/C are presented based on the current result.     

On the problem of optimal control of the thrust value of the electric propulsion rocket with solar energy source

Under consideration is the optimal control problem on a spacecraft motion in Newtonian central gravity field. With the use of the mathematical model of electrojet propulsion device (EPD) with solar energy source, proposed earlier in paper [1], the dependence of the EPD working substance choice on both the duration of the given dynamic maneuver and the propellant expenditures for its fulfillment is investigated. The efficiency evaluation is carrying out of optimal control of variable valued thrust as well as that for relay mode thrust and relay mode thrust with optimal fixed thrust value.     

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。     

对我国商业航天测控管理有关问题的初步探讨

国际商业航天的蓬勃发展带动了国内商业航天的兴起。以实现商业卫星高效便捷管理为目的,调研了国内外商业航天与商业航天测控的发展现状,分析了国外商业航天以及商业航天测控发展对我国商业航天测控管理的有关启示,得出了测控管理多元化大势所趋、适度鼓励商业航天测控发展势在必行等结论。同时,对我国商业航天测控管理中加强航天立法、探索商业航天测控管理新模式、加强商业卫星管理服务等问题进行了初步探讨,建议从国家层面、行业规范层面制定航天法规,卫星任务中心应支持对外联网,并加强商业航天测控地面站的国际合作,从而提高商业卫星频率、轨位、空间目标编目、发射与回收等管理服务能力。     

地月系共线平动点探测器的星上轨道预报问题

针对定点在地月系共线平动点附近运动的探测器,研究其轨道预报问题,并探讨了星上外推预报时的力模型简化问题。首先定量分析了共线平动点L1和L2附近探测器的受力情形;然后构造了真实力模型下这些点附近的目标轨道并研究了其误差传播规律,指出这类轨道相比一般卫星轨道预报的不同特征;最后结合星上有限的计算和存储资源限制探讨了力模型的简化问题。此项工作可为定点在平动点附近的探测器的星上预报提供参考。     

基于地月三角平动点的卫星自主定轨

近年提出了利用地月系平动点建立深空导航星座的设想。在受太阳摄动的真实力模型下,地月系平动点是不稳定的,从而会导致导航星座必须通过控制才能定点在特定区域。针对此问题,引入一种特殊的平动点轨道,即动力学替代轨道。平动点轨道卫星星座可利用星间测距数据自主定轨,由于动力学替代轨道具有长期稳定性,整个自主定轨过程不需要来自地面的测控支持,且定轨精度可达到观测精度。研究结果表明,观测资料的长短、导航卫星垂直白道面的运动分量都将影响到导航星间的自主定轨精度。该研究成果可以应用在以后的地月系导航星座中。     

HOI延迟对LEO卫星简化动力学POD的影响

通常使用无电离层(IF)线性组合(LC)消除低地球轨道(LEO)卫星简化动力学精密定轨(POD)一阶电离层延迟误差,忽略了高阶电离层(HOI)延迟误差。随着LEO卫星POD技术的发展,计算不同轨道高度的HOI延迟并探索其变化已成为进一步提高POD精度的重要手段。首先,使用国际参考电离层-2016(IRI-2016)和国际地磁参考场第13代(IGRF-13)模型,计算电离层穿刺点(IPP)位置和地磁场强度。其次,使用平滑星载GNSS数据计算电离层斜路径总电子含量(STEC)。然后,分别计算GOCE、GRACE-A和SWARM-A/B卫星的二阶和三阶电离层延迟。最后,评估了HOI延迟对LEO卫星重叠轨道分析、卫星激光测距(SLR)检核和精密科学轨道(PSO)比较结果的影响。实验结果表明：HOI延迟对LEO卫星简化动力学POD的影响大约在毫米至厘米的数量级上;HOI延迟对LEO卫星简化动力学POD外符合精度的影响分别达到0.92,0.22,0.21和0.18 mm;随着LEO卫星轨道高度的增加,HOI延迟对LEO卫星简化动力学POD的影响减小。     

双线程滑动窗口多系统GNSS超快精密定轨实现及评估

全球导航卫星系统（GNSS）超快精密定轨为GNSS实时应用提供了高精度空间基准。基于天地协同定位、导航与授时（PNT）网络服务中心实现了四系统GNSS卫星超快精密定轨,并对定轨结果进行精度评价。介绍了天地协同PNT网络的概念内涵以及网络服务中心部署的超快精密定轨软件架构和详细功能,并针对实时应用需求提出了一种双线程滑动窗口超快精密定轨策略。最后利用重叠弧段比较、与外部轨道产品比较以及卫星激光测距（SLR）检核3种方式对定轨结果进行了精度评价。结果表明,与武汉大学分析中心的最终事后精密轨道产品相比,四系统GNSS MEO卫星预报6 h弧段的径向均方根（RMS）误差整体在2~5 cm水平,BDS2 IGSO卫星最小一维RMS误差在10~15 cm水平;GPS和Galileo卫星的SLR检核残差均值在1~3 cm水平,标准差在3~6 cm水平,能够满足后续厘米级实时应用对空间基准的精度需求。     

“嫦娥4号”中继星使命轨道段定轨计算与分析

"嫦娥4号"中继星是"嫦娥4号"探测器实现月球背面着陆与巡视的关键,目前正稳定运行在地-月L2点使命轨道上,该使命轨道为平均周期约14天的南族Halo轨道。因任务的需要,中继星本体系+Z轴需调整指向,处于正对太阳和非正对太阳两种状态。太阳光压在中继星+Z轴对日的情况下会加速卫星的角动量累积,增加卫星卸载喷气频次。基于中继星使命轨道段测控支持条件,采用重叠弧段法对两种状态下的中继星定轨精度进行分析与评估。结果表明,在中继星+Z轴非对日运行状态下,重叠弧段位置误差为1.6 km,速度误差为8 mm/s;在中继星+Z轴对日运行状态下,重叠弧段位置误差为0.6 km,速度误差为3 mm/s,这对中继星的长期运行具有重要参考价值。