不同轨道类型LEO卫星轨道拟合及预报精度研究

低轨道地球卫星(LEO)的精度直接影响到LEO卫星的应用领域,因此研究合适的模型提高LEO卫星轨道插值/预报精度是一项很有意义且必要的工作. 本文详细研究了滑动切比雪夫多项式、克里金算法在不同类型LEO轨道的拟合、预报精度. 结果表明:采用合适的拟合策略,两种算法均能获得毫米级的插值精度;相较于滑动切比雪夫多项式,克里金算法拟合轨道的空间误差分布更为集中,未随着历元变化出现大幅波动. 克里金算法预报轨道的精度低于滑动切比雪夫多项式;采用克里金算法预报60 s,各颗LEO卫星轨道预报的精度在1~2.5 m;采用滑动切比雪夫多项式预报120 s,各颗LEO卫星可获得优于5 m的轨道精度.      

近圆轨道遥感卫星星下点轨迹的计算

根据遥感卫星轨道的特点,提出了计算近圆轨道卫星星下点轨迹的算法,并对其进行了精度评估.结果表明这种算法是快捷和有效的,能够满足卫星规划阶段对轨道精度的要求.     

面向精密位置服务的低轨卫星轨道预报精度分析EI北大核心CSCD

LEO卫星精密轨道预报是LEO导航增强系统中重要的技术环节之一,本文使用多种算法来实现不同任务需求下的轨道预报。对于在地面处理系统实现的LEO轨道预报,算法1采用定轨预报同时处理的策略,算法2将离散轨道点进行动力学拟合再进行积分外推。GRACE-C卫星预报5、10、15 min的URE平均精度分别为5.25、5.67、6.25 cm;HY2A卫星为7.83、8.69、9.66 cm;SWARM-A卫星为8.88、9.22、9.63 cm;SWARM-B卫星为8.49、8.98、9.63 cm。对于计算条件受限的LEO星上轨道预报,本文利用单个轨道点及简单动力学模型进行轨道积分外推的算法。该算法主要考虑地球中心引力及非球形引力摄动,因此地球重力场阶次对轨道预报精度产生较大影响。平均高度为500 km的LEO卫星选取60阶重力场,高度为1000 km的LEO卫星选取30阶重力场,可实现预报10 min轨道优于10 cm的预报精度。     

多系统GNSS卫星轨道快速积分方法

快速高效且高精度的轨道数值积分算法是多系统GNSS卫星联合快速精密定轨的重要基础。本文从自适应变换Admas积分步长和多卫星同步积分两方面研究了多系统GNSS卫星轨道快速积分方法。为了验证该方法的精度和效率,利用武汉大学(WHU)与欧洲定轨中心(CODE)发布的事后精密星历进行轨道动力学拟合。试验结果表明:GPS/GLONASS/BDS/Galileo 4个系统卫星平均三维RMS均优于20mm;在不损失传统方法精度的前提下,单颗卫星平均积分与拟合耗时仅需0.09s,较传统逐颗卫星固定步长积分算法提升了14倍,并且随着卫星数的增加,效率提升越明显。     

高轨卫星轨道预报中神经网络模型优化设计

高轨卫星是我国卫星导航系统的重要组成部分。提升该类卫星的轨道预报精度有利于用户定位精度的提高。提出了一种改进高轨卫星轨道预报精度的新方法。该方法避开了精化动力学模型的困难,尝试从轨道预报误差的规律中寻找突破。利用神经网络作为建立预报模型的工具,将某历史时刻的轨道预报误差作为训练样本,利用训练好的神经网络模型补偿当前时刻的预报轨道以提高轨道预报精度。对影响神经网络模型补偿效果的各因素进行了详细分析,制定了适应于高轨卫星短期、中期和长期预报的神经网络最优模型。利用实测数据进行了试验分析,结果表明:预报8,15及30 d应选择的训练步长分别为10,20及25 min;轨道预报8~30 d时,训练噪声均选取0.01。神经网络模型有效地改进了高轨卫星的轨道预报精度,预报4~30 d,轨道精度提高幅度为34.67%~82.37%不等。     

GPS精密星历的外推精度分析

列出了轨道拟合和轨道外推所用的摄动力模型,讨论了轨道拟合和轨道积分的过程。利用轨道拟合的方法拟合出高精度的初始轨道参数,在此基础上外推7天的轨道,将结果与IGS提供的最终星历比较,得出GPS轨道的外推精度:每颗卫星都是切向误差最显著,径向和法向的误差不明显;星蚀卫星的轨道外推精度明显低于一般卫星;问题卫星的轨道外推误差特别大。     

地球静止轨道卫星数目对BDS单点定位的影响

针对相同条件下地球静止轨道卫星星历引入的测距误差约为中地球轨道卫星2倍的问题,该文分析了北斗导航系统中地球静止轨道卫星数目对定位的影响。采用实测数据在观测时段内可见的倾斜地球同步轨道、中地球轨道卫星的基础上,逐次增加一颗高度角最大的地球静止轨道卫星参与定位;对比分析了不同数目地球静止轨道卫星参与定位时位置精度因子值的变化,以及在北、东、高方向分量误差及总误差的内外符合精度。数据分析表明,按高度角逐次增加1~4颗地球静止轨道卫星时,系统的位置精度因子值有不同程度的改善,定位精度与增加一颗高度角最大的地球静止轨道卫星时基本相当;对高度角最小的地球静止轨道卫星降权处理,定位精度比未降权时提高。     

一种改进的GOCE卫星几何法轨道速度确定方法

对目前常用内插方法确定GOCE卫星速度的精度进行深入分析与比较,结果表明:常规方法在GOCE几何法轨道速度确定中精度欠佳。在分析切比雪夫多项式拟合方法基本原理及算法的基础上,提出含有多余观测量的切比雪夫多项式拟合方法,该方法在获取几何法轨道速度时,通过选取合适的内插节点数,内插精度较常规方法有了很大提高,三维精度可达到0.3 mm/s。新方法能为基于GOCE卫星几何法轨道的重力场恢复提供强有力的支撑。     

静止轨道共位卫星相对轨道确定

静止轨道共位卫星相对轨道的确定,对于多星共位任务是十分重要的。根据静止轨道的特性,推导了标准静止轨道定点经度坐标系下共位卫星的相对运动状态方程,提出了采用微波测距和比相测角法获取多颗共位卫星星间测量信息;利用自适应Kalman滤波进行了相对轨道估计。仿真结果表明,利用该算法能够获得较理想的相对位置精度,且自适应滤波解好于标准滤波解。     

静止轨道共位卫星相对轨道确定

静止轨道共位卫星相对轨道的确定,对于多星共位任务是十分重要的.根据静止轨道的特性,推导了标准静止轨道定点经度坐标系下共位卫星的相对运动状态方程,提出了采用微波测距和比相测角法获取多颗共位卫星星间测量信息;利用自适应Kalman滤波进行了相对轨道估计.仿真结果表明,利用该算法能够获得较理想的相对位置精度,且自适应滤波解好于标准滤波解.     

基于全球导航卫星系统的高轨卫星定轨理论研究及仿真实现

由于地基定轨系统的局限性,提出基于全球导航卫星系统(GNSS)的高轨卫星定轨方法,并设计实现了高轨卫星天基定轨仿真软件。结合高轨卫星天基定轨的特点和GNSS的建设现状,研究卫星可见性算法和星间观测模型,综合轨道积分和Kalman滤波方法的优点,提出确定高轨卫星轨道的积分滤波方法。仿真结果表明基于GNSS完成天基定轨增加了卫星的观测量,提高了定轨精度。最后在理论研究的基础上,自主开发了集STK、Matlab和Visual C++为一体的高轨卫星天基定轨仿真平台。为北斗系统应用于高轨卫星天基定轨提供了理论上的参考依据和模拟工具。     

GPS纯几何法在低轨卫星定轨中的应用

在近地低轨卫星上安装GPS接收机,并同时能捕获到四颗GPS卫星的话,我们就可以直接利用GPS观测值来组成观测方程,解算被求卫星的轨道位置。但由于GPS卫星是为地面上的用户设计的,其主要是满足地面用户的导航定位要求,再加上近地卫星的高动态性、高速度性,有时还不能同时捕获到四颗GPS卫星,这都给近地卫星的定轨带来了不确定的因素。本文主要对这一想法进行了试验,并分析了定轨的精度。     

北斗卫星多天轨道合成方法及其精度分析

目前,北斗卫星多天解轨道主要是通过常规的数据累积解算获得,处理效率较低。此外,由于开通运行不久,北斗卫星力学模型尚未完善,限制了多天解轨道精度的进一步提高。针对以上问题,本文提出了附加伪随机脉冲的北斗卫星多天轨道合成方法,利用法方程叠加实现北斗卫星多天轨道合成,可有效提高轨道解算效率。同时,利用伪随机脉冲对力学模型的补偿作用,进一步提高了多天轨道合成的精度水平。实测数据分析表明:在多天轨道合成中,单天边界附加伪随机脉冲对北斗卫星轨道精度有明显改进作用。其中,3类卫星切向、法向轨道精度的改善程度大于径向,GEO和IGSO卫星轨道精度的提高幅度大于MEO卫星。一定范围内,随着定轨弧段的增长,北斗卫星定轨精度能够得到不同程度的改善,且主要表现在轨道切向。     

VLBI在探月卫星定位中的应用分析

中国实施的"嫦娥"探月工程中,探月卫星的定轨测控系统由我国现有的S频段航天测控网(USB)和甚长基线干涉测量(VLBI)系统组成。系统中,VLBI技术主要为绕月卫星定轨提供卫星的角位置。本文分析了在探月项目中,VLBI单点定位的必要性。探讨了VLBI技术用于探月卫星单点定位的基本原理及其实现方法。通过算例对模拟数据进行处理,检验了方法的正确性。对结果进行分析,得出一些结论。     

导航卫星有效载荷的在轨测试

本文简述了全球卫星导航系统的发展现状，导航卫星有效载荷的设备组成，构建了用于进行导航卫星有效载荷在轨测试的地面系统设备，并对通过该设备进行导航卫星在轨测试的方法进行了简单分析，提出了一套行之有效的导航卫星在轨测试方案。     

广播星历参数拟合算法研究

导航卫星一般采用近圆轨道,当卫星轨道偏心率或者轨道倾角接近于0时,利用GPS卫星开普勒轨道根数拟合卫星广播星历会出现一些问题。当高轨卫星轨道偏心率接近0时,广播星历拟合精度下降甚至拟合失败,为此本文提出了减少拟合参数个数、固定轨道根数M0或者延长星历参数拟合弧段长度的方法;针对GEO卫星在小倾角情况下,广播星历可能拟合失败的情况,本文提出了改变坐标系参考轨道面,在新的坐标系下拟合广播星历的方法。结果表明,改进后的拟合方法能适用于各种类型的导航卫星轨道,拟合精度在cm级或者mm级。     

导航卫星自主定轨时轨道机动问题的处理方法

在各种摄动因素的作用下,导航卫星将逐渐偏离其预定轨道,因而需要通过轨道机动的方法来予以纠正。但轨道机动后,由预报轨道所提供的轨道先验信息将失去作用,这是用星间距离观测值和先验轨道信息进行导航卫星自主定轨时必须要解决的问题。提出机动后,机动卫星采用几何法来确定自己的位置,然后用动力学法来进行轨道拟合和轨道预报,在机动后第二天就能恢复正常的自主定轨。即使有多个卫星在同一天发生机动,个别卫星因可观测卫星不足4个而无法定轨,在第二天就能实现几何法定位,不会影响整个系统的导航定位功能。     

GPS卫星精密星历的实时确定

建立了一种GPS卫星实时轨道确定的新算法。该算法用法方程叠加方法更新卫星轨道参数,然后根据卫星轨道与卫星轨道参数之间的数值微分关系计算新的卫星轨道,并详细分析了用中国GPS跟踪网数据实时定轨的结果。     

重力卫星星载GPS简化动力学精密定轨

利用GRACE和SWARM重力卫星星载GPS观测数据,基于简化动力学方法进行精密定轨,通过相位观测值残差分析、重叠轨道对比和科学轨道对比进行轨道精度检核。GRACE和SWARM卫星相位观测值残差RMS值稳定在6 mm左右,重叠轨道对比差值RMS在径向、切向和法向均优于1.24 cm;通过与GFZ和ESA提供的GRACE卫星与SWARM卫星精密轨道对比,GRACE卫星简化动力学轨道在R,T,N方向的轨道精度分别达到1.3 cm、2.1 cm和1.3 cm;SWARM卫星简化动力学轨道在径向、切向和法向的轨道精度分别达到0.8 cm、1.3 cm和1.6 cm。实验表明,基于简化动力学方法,GRACE和SWARM卫星定轨精度均到达厘米级。