太阳系真实力模型下Halo轨道的寻找

在总结现阶段共线平动点附近周期和拟周期轨道寻找方法的基础上,在JPL星历提供的真实力模型下利用目标轨道法(Target Shooting Method)实现了Halo轨道的寻找.即利用Lagrange乘数法作为迭代工具,利用圆型限制性三体问题下的分析解结果作为迭代初始值,迭代出真实力模型下的拟Halo轨道.重点构建了真实力模型下的虚拟平动点准惯性坐标系,极大地简化了轨道坐标从CRTBP模型向真实力模型的转换,加快了迭代收敛速度.     

共线平动点附近周期轨道的分析研究方法

首先介绍了圆型限制性三体问题的非线性常微分运动方程组,利用定性分析方法、级数解法和数值解法,系统地介绍了这个问题的求解分析方法,相应地给出了共线平动点附近的力学特性、条件周期(和拟周期)轨道,并通过分析一个周期处的状态转移矩阵(Monodromy矩阵)分析了各类轨道的稳定性以及几种周期和拟周期轨道之间的关系。另外,还给出了圆型限制型三体模型下Halo轨道的牛顿迭代算法。     

圆型限制性三体问题下Halo-绕月轨道的星间测距定轨

在传统星座自主定轨中,SST(satellite to satellite tracking)可以同时提供轨道的大小、形状和星座相对方位信息,但不能确定星座的绝对定向。针对这一亏秩问题,联合圆型限制性三体模型CRTBP(circle restricted three bodyproblem)下的一种平动点周期轨道-Halo轨道飞行器,与二体问题轨道卫星组成扩展星座。利用两种力模型的特性差异,可以去除星座系统上的相关性,避免星座的整体旋转,从而确定星座的全部轨道状态参量。分析Halo轨道的力模型及性态特点,从系数矩阵的相关性角度讨论引进Halo轨道对定轨法矩阵正定性的改善作用,利用地月系L1平动点附近的Halo轨道与月球低轨卫星(LMO)的星间链路,在理想CRTBP框架下进行自主定轨仿真。初步验证了LMO-Halo星座定轨可行性,为开展附加平动点轨道的星座SST定轨提供了参考依据。     

地月系Halo轨道族的分岔研究

讨论了利用单值矩阵的特征值研究Halo周期轨道稳定性和分岔特性的方法;建立了稳定阶数用于对周期轨道稳定性进行定性评判;系统地研究了对周期轨道拟周期分岔、正切分岔和n倍周期分岔。最后计算了地月系L1点附近Halo轨道族的稳定性和分岔,指出分岔轨道将在深空探测轨道设计中发挥独特的作用。     

地月系Halo轨道族的分岔研究

讨论了利用单值矩阵的特征值研究Halo周期轨道稳定性和分岔特性的方法;建立了稳定阶数用于对周期轨道稳定性进行定性评判;系统地研究了对周期轨道拟周期分岔、正切分岔和n倍周期分岔.最后计算了地月系L1点附近Halo轨道族的稳定性和分岔,指出分岔轨道将在深空探测轨道设计中发挥独特的作用.     

地月系L1点低能耗探月轨道设计

利用三体问题平动点附近存在的流形实现低能耗轨道转移是当前飞行动力学研究中的热点。由于三体问题没有严格的解析解,因此往往采用数值算法来设计轨道。这种方法计算量大,耗费大量的时间和资源。在已有理论的基础上,这里提出了一种基于二体模型和三体模型相结合的轨道设计方法,在相空间中实现轨道的加速匹配与搜索,提高整个设计过程的效率。最后,利用该方法实现了一条从月球驻留轨道到地月系L1点Halo轨道的低能耗转移轨道。仿真结果表明,该方法是高效和可靠的。     

低轨卫星精密定轨中重力场模型误差的补偿

分析了不同重力场对低轨卫星运动影响的特征，并基于CHAMP卫星和GRACE卫星的真实轨道，利用轨道积分和轨道拟舍的方法，研究了线性分段加速度、周期性分段加速度以厦虚拟随机脉冲加速度在精密定轨中对重力场模型误差的补偿效果。     

导航电文星历参数对卫星轨道精度的影响

卫星导航定位的关键是获知导航卫星的精确位置,其轨道精度与导航电文中广播星历参数密切相关。分析了由广播星历参数计算的卫星广播轨道与精密星历确定的真实轨道之间的误差,并将其投影到卫星切向、径向和法向进行仿真研究。比较了民用导航电文（CNAV）和旧民用导航电文（NAV）的星历参数的差异,利用精密星历拟和出对应的广播星历参数,研究其星历参数的变化对卫星轨道精度的影响。分析了GPS不同频点播发的导航电文中星历参数在数据帧内的结构。研究结果表明：GPS卫星广播轨道误差一周内在2到4m内变化,而其在切向、径向和法向的投影值呈现周期性余弦变化,其演变周期与GPS轨道周期近似相等,而选取改进后的17个广播轨道参数表示的星历数据于15个星历参数对比,其轨道拟和误差值改善2～3cm.     

几种机动力建模方法的分析比较

我国COMPASS卫星导航系统利用GEO卫星作为导航星座。由于GEO卫星要进行位置保持及倾角保持,需要定期进行轨道机动,因此,如何实现机动期间的精密定轨及轨道预报是COMPASS导航系统正常运行需要解决的问题。本文利用国内基于C波段转发测距体制获取的实测GEO卫星机动期间测轨数据,分别用常数经验力模型、脉冲经验力模型、脉冲机动力模型、短弧动力学法进行机动期间动力学定轨试验,用轨道重叠弧段法、定轨残差分析法对四种模型轨道确定及预报效果进行评价。结果表明,脉冲力模型具有最好的轨道拟合及轨道预报效果;脉冲机动力模型尽管增加了解算参数,但对预报结果改善有限。     

低轨道卫星重复周期的设计方法及其对重力场反演的影响

研究低轨卫星重复周期的设计原理,给出相应的计算公式。基于此对不同轨道高度卫星的重复周期进行数值仿真,并利用动力学方法分析不同重复周期轨道星下点轨迹的空间采样对重力场反演精度的影响。结果表明,卫星的重复周期与其轨道高度的变化并不成线性关系,并且在顾及重力场时间分辨率的情况下,长重复周期能够提高卫星地面轨迹的空间采样,为重力场解算提供较好的条件。     

基于改进高斯-牛顿法的位场向下延拓

本文针对位场向下延拓的不适定问题,在分析最优化算法中高斯-牛顿法基本原理及滤波函数滤波特性的基础之上,提出基于正则参数指数递增计算方法和残差最小步长准则的改进高斯-牛顿法。基于理论重力模型和航磁实测数据的对比实验表明,改进后得到的自适应迭代法具有相对较高的位场向下延拓精度和很好的收敛性。     

无准确初轨信息时星载GPS低轨卫星定轨方法研究

本文提出了适用于星载GPS低轨卫星定轨的一种精密自主定轨方法。该方法利用星载GPS观测资料直接解算GPS方程求得卫星初轨,避免了早期使用短弧资料定初轨时法方程的病态性的影响,为精密定轨提供了较准确的近似值,并以此展开观测方程进行精密定轨,保证了迭代过程的收敛,减少了迭代次数,节约了时间,适用于低轨卫星的自主定轨和实时定轨。     

极轨道卫星上测量太阳常数的新方法

该文提出了一种在极轨道太阳同步卫星上，利用指向太阳矢量方向安装的绝对辐射汁，以非跟踪方式测量太阳常数的方法，非跟踪模式下简化模型热力学微分方程解与跟踪模式的解形式相似，微机模拟画出二模式下的能量响应曲线，二曲线在最高点基本重合，表明这种方法同样能够达到太阳进行测量的精度，且结构简单，测量方便。     

差分GPS水下立体定位系统的迭代算法分析

差分GPS水下立体定位系统通过将差分GPS定位技术和水下声学定位技术进行集成,实现高精度水下定位。本文基于差分GPS水下立体定位系统的基本观测方程,简要介绍了迭代法的基本原理,从双曲线差分定位观测方程出发,使用求解非线性方程组常用的牛顿迭代法构造迭代方程式,并用实测数据验证了该算法的可行性。     

自适应滤波在LEO星载GPS实时定轨中的应用

针对低轨卫星LEO星载GPS实时定轨中存在的问题,提出了以单点定位结果为观测值,采用自适应卡尔曼滤波(AKF)方法进行动力平滑来实现LEO星载GPS实时动力法定轨。采用2004-03-29~31日的GRACE-A卫星实测数据进行了实时定轨计算,并分析了自适应因子、噪声补偿方差、GPS信号中断对自适应定轨的影响。通过计算分析发现,采用AKF进行LEO星载GPS实时定轨可有效解决采用EKF噪声补偿方差难以确定的难题。同时还发现,采用AKF进行LEO星载GPS实时定轨具有较强的稳定性。     

北斗卫星轨道预报精度分析及改进

针对北斗GEO、IGSO、MEO的3种卫星类型和动态偏航、零偏航两种姿态控制模式,进行了以ECOM光压模型为基础的轨道预报精度分析。确定了北斗3类卫星的短期、中期、长期预报光压参数选择策略。采用光压参数修正法,通过对北斗卫星光压参数长期变化规律建模,有效提升了地影段轨道长期预报精度。研究结果可同时服务于北斗卫星轨道确定及历书参数生成。     

北斗卫星超短弧运动学定轨方法优化与试验分析

针对北斗卫星姿轨控后的轨道快速确定难题,系统地研究了基于多项式拟合和基于星历拟合两种运动学定轨方法,推导建立了相应的运动学定轨模型。同时针对接收机系统差和顽固多径问题,利用基于并置比对的接收机系统差解算方法和CNMC的多径削弱方法,实现了超短弧跟踪条件下接收机数据质量的有效控制。利用北斗GEO/IGSO/MEO卫星的实测伪距数据进行了试验验证,结果表明在10min超短弧跟踪条件下,GEO、IGSO和MEO卫星的运动学定轨位置精度分别为3.27m、8.19m和5.90m,实现了超短弧跟踪条件下的北斗卫星快速定轨,满足了卫星机动期间的北斗RDSS服务对轨道精度的需求,为北斗RDSS服务走向全球提供了技术支撑。     

Energy integral method for gravity field determination from satellite orbit coordinates

A fast iterative method for gravity field determination from low Earth satellite orbit coordinates has been developed and implemented successfully. The method is based on energy conservation and avoids problems related to orbit dynamics and initial state. In addition, the particular geometry of a repeat orbit is exploited by using a very efficient iterative estimation scheme, in which a set of normal equations is approximated by a sparse block-diagonal equivalent. Recovery experiments for spherical harmonic gravity field models up to degree and order 80 and 120 were conducted based on a 29-day simulated data set of orbit coordinates. The method was found to be very flexible and could be easily adapted to include observations of non-conservative accelerations, such as (to be) provided by satellites like CHAMP, GRACE, and GOCE. A serious drawback of the method is its large sensitivity to satellite velocity errors. Existing orbit determination strategies need to be altered or augmented to include algorithms that focus on optimizing the accuracy of estimated velocities.     

复杂结构卫星太阳辐射压模型的建立与分析

在卫星动力学定轨中,太阳辐射压是一个重要的摄动因素,特别是对中高轨卫星的轨道。为了消弱太阳辐射压的影响,已经建立有诸多太阳辐射压模型,对应方法主要包括解析和经验两类,但各有优缺点和适用范围。基于现有方法的优点和卫星实际运行环境,对复杂结构卫星建立了一种结合预先解析法采样和运行后自适应改正的联合方法以趋近卫星真实辐射压环境的太阳辐射压模型;并对该模型进行了模拟计算。结果表明,该模型在轨道计算和自校正过程均取得了良好的效果。