GPS星历对LEO星载GPS精密定轨精度的影响

目前,越来越多的低轨卫星上都搭载了用于精密定轨的星载GPs接收机,星载GPS已成为低轨卫星精密定轨的主要手段之一.星载GPS精密定轨精度依赖于GPS星历及钟差精度.基于SHORDE-Ⅲ非差动力学定轨功能,以2005年8月1日至8月7日一周的GRACE卫星实测数据为例,采用事后精密轨道(igs)、快速轨道(igr)和超快速轨道(igu)三种GPS星历在同等条件下定轨,估计GPS星历精度对低轨卫星定轨精度的影响,实际计算结果表明igs和igr两类GPS星历定轨精度相当,约为9.5 cm,igu星历定轨精度略低于igs和igr星历,约为10.5cm:高频GPS卫星钟差数据对定轨精度会产生1-6cm影响.     

抗差估计在星载GPS卫星非差运动学定轨中的应用

针对星载GPS卫星非差运动学定轨的特点,提出将抗差估计应用于星载GPS卫星运动学定轨,一方面尽量保留来自每颗GPS卫星的观测值,保持较强的卫星几何强度,避免轨道求解出现奇异;另一方面,采用等价权思想,有效地降低质量较差的观测值对定轨结果的影响,保证定轨精度．还采用CHAMP卫星的实测GPS数据验证了新方案的可行性和有效性．     

星载GPS低轨卫星运动学定轨及研究进展

重点论述了星载GPS低轨卫星运动学定轨的基本原理和方法,指出了各种运动学定轨法的优点和不足,分析了各种运动学定轨法解算的特点,并给出了相应的处理策略,同时着重介绍了星载GPS低轨卫星运动学定轨及相关研究的进展。     

同步卫星短弧定轨

同步卫星受到摄动力的影响,它的实际轨道有一点漂移．卫星需要不断的调轨调姿,以保证其正常运行．为了研究卫星在几小时,甚至更短的时间内的轨迹情况,采用短弧段定轨法．用动力学方法进行短弧定轨,分别研究1小时和15分钟定轨并进行比较,目的是为了在同步轨道卫星变轨后,能尽快地为卫星提供精密的预报轨道．此外,在系列短弧定轨后,得到精密轨道系列,为研究轨道变化的力学因素及研究短弧中卫星转发器时延变化规律等提供依据．     

探测双星轨道演变及定轨精度分析

探测双星是中国目前在轨运行的大椭圆轨道卫星.自发射以来,双星轨道不断演变,对定轨和预报精度产生了一定影响.定性定量地分析了探测双星的轨道演变规律.在当前的跟踪模式下,根据轨道演变的不同阶段分析了相应的定轨预报精度,从而为卫星应用部门调整计划模式,确保卫星有效载荷正常提供依据.最后,通过轨道演变的趋势预测了双星的轨道寿命.     

星载GPS相位观测值非差运动学定轨探讨

在几何法、动力学法和减缩动力学法定轨基础上，探讨了星载GPS相位观测值非差运动学定轨方法及其实现程序。该方法无需复杂的力学模型和地面资料，只需LEO(Low Earth Orbit)卫星上的GPS数据和IGS的GPS精密星历产品，它计算简单、方便，能快速、高精度地确定轨道，同时，还能确定一些动力学参数，但没有轨道预报功能；针对法方程系数矩阵比较庞大，提出了矩阵分块、上三角化的参数解算方法，并用CHAMP卫星资料分析了上述方法的定轨精度。     

SGP4/SDP4模型精度分析

本文基于最新发布的SGP4/SDP4(Simplified General Perturbation Version 4/Simplified Deep-space Perturbation Version 4)模型设计了一套定轨方案,从空间目标库中挑选出不同类型和轨道参数的1120个目标进行计算,定量给出了SGP4/SDP4模型处理不同类型空间目标的定轨预报精度.结果表明:近地目标定轨精度为百米量级;半同步和同步轨道定轨精度平均为0.7和1.9km.椭圆轨道目标的定轨精度与偏心率有关,除少数e>0.8的椭圆轨道目标,绝大多数椭圆轨道目标定轨误差均小于10km.用SGP4/SDP4模型对近地目标预报3天,半同步轨道预报30天,同步轨道预报15天,椭圆轨道预报1天,预报误差一般不超过40km.     

GIM在LEO卫星单频GPS定轨中的应用

电离层延迟误差是单频GPS(Global Positioning System)数据最主要的误差源,为提高基于单频GPS数据的LEO(Low Earth Orbiting)卫星定轨精度,必须消除/减弱GPS观测数据中电离层延迟影响.研究了全球电离层模型GIM(Global IonosphericMaps)在基于单频GPS伪距数据的低轨卫星运动学和动力学定轨中的应用,并通过估算电离层尺度因子的方法消除C/A码伪距观测量中电离层延迟影响.由于LEO卫星星载GPS信号受电离层延迟影响与卫星轨道高度相关,选取了轨道高度在300～800 km的CHAMP(CHAllenging Mini-satellite Payload)、GRACE(Gravity Recovery AndClimate Experiment)、TerraSAR-X及SAC-C等LEO卫星C/A码伪距观测量作为试算数据.CHAMP等卫星实测数据计算结果表明:以JPL(Jet Propulsion Laboratory)发布的GIM模型作为背景模型,通过电离层比例因子法能很好地消除C/A码伪距观测量中电离层延迟影响,提高LEO卫星运动学和动力学定轨精度,其中,CHAMP卫星轨道最低,受电离层延迟影响最严重,定轨精度提高最显著,分别为55.6%和47.6%;SAC-C卫星轨道高度最高,受电离层延迟影响最小,相应的定轨精度提高幅度也最低,分别为47.8%和38.2%.     

数据深度加权半参数估计法在方差分量估计中的应用研究

针对天地基联合测控中多源异质数据存在多耦合性系统模型误差和粗差的情况,提出了基于数据深度加权半参数估计的方差分量估计法.利用半参数估计法补偿不确定性模型误差,同时构建数据深度权抑制粗差的影响,使半参数估计不受粗差的影响,为方差分量估计提供合理的权矩阵,使得方差分量估计能对存在不确定性模型误差和粗差的结构定权.进行了天地基对空间目标的联合测控仿真试验.结果表明,改进的方差分量估计法能有效补偿不确定性模型误差并抑制粗差的影响,确定更加合理的权值.     

月球探测器过渡轨道的短弧定轨方法

论述的短弧定轨,是指在无先验信息情况下又避开多变元迭代的初轨计算方法,它需要相应的动力学问题有一能反映短弧内达到一定精度的近似分析解．探测器进入月球引力作用范围后接近月球时可以处理成相对月球的受摄二体问题,而在地球附近,则可处理成相对地球的受摄二体问题,但在整个过渡段的力模型只能处理成一个受摄的限制性三体问题．而限制性三体问题无分析解,即使在月球引力作用范围外,对于大推力脉冲式的过渡方式,相对地球的变化椭圆轨道的偏心率很大(超过Laplace极限),在考虑月球引力摄动时亦无法构造摄动分析解．就此问题,考虑在地球非球形引力(只包含J2项)和月球引力共同作用下,构造了探测器飞抵月球过渡轨道段的时间幂级数解,在此基础上给出一种受摄二体问题意义下的初轨计算方法,经数值验证,定轨方法有效,可供地面测控系统参考．     

The Data Depth-weight-kernel Estimation of the Model Error of Satellite Orbit Determination

It is an objective fact that there exists error in the satellite dynamic model and it will be transferred to satellite orbit determination algorithm, forming a part of the connotative model error. Mixed with the systematic error and random error of the measurements, they form the unitive model error and badly restrict the precision of the orbit determination. We deduce in detail the equations of orbit improvement for a system with dynamic model error, construct the parametric model for the explicit part of the model and nonparametric model for the error that can not be explicitly described. We also construct the partially linear orbit determination model, estimate and fit the model error using a two-stage estimation and a kernel function estimation, and finally make the corresponding compensation in the orbit determination. Beginning from the data depth theory, a data depth weight kernel estimator for model error is proposed for the sake of promoting the steadiness of model error estimation. Simulation experiments of SBSS are performed. The results show clearly that the model error is one of the most important effects that will influence the precision of the orbit determination. The kernel function method can effectively estimate the model error, with the window width as a major restrict parameter. A data depth-weight-kernel estimation, however, can improve largely the robustness of the kernel function and therefore improve the precision of orbit determination.     

Kinematic Precise Orbit Determination for LEO Satellites Using Space-borne Dual-frequency GPS Measurements

As a special approach to orbit determination for satellites with spaceborne GPS receivers, the kinematic Precise Orbit Determination (POD) is independent of any mechanical model (e.g., the Earth gravity ?eld, atmospheric drag, solar radiation pressure, etc.), and thus especially suitable for the orbit determination of Low Earth Orbiting (LEO)satellites perturbed strongly bythe atmosphere. In this paper, based on the space-borne dual-frequency GPS data, we study the kinematic POD, discuss the pre-processing of the data, and construct an algorithm of zero-difference kinematic POD. Using the observational data from GRACE (Gravity Recovery And Climate Experiment) satellites covering the whole month of February 2008, we verify the effectiveness and reliability of this algorithm. The results show that the kinematic POD may attain an accuracy of about 5 cm (with respect to satellite laser ranging data), which is at the same level as the dynamic and reduced-dynamic PODs     

基于SLR精密轨道的天文定位精度分析

利用全球卫星激光测距服务系统(ILRS,International Laser Ranging Service)标准点资料对Ajisai卫星进行精密定轨,残差均方根(RMS)优于3 cm,得到该星的精密轨道.进而对长春站40 cm空间碎片光电望远镜获得的Ajisai卫星的天文定位资料进行精度分析,外符合精度约3″左右.单独利用天文定位数据进行轨道改进,内符合精度优于3″.改进轨道的x、y、z坐标3分量在观测数据覆盖范围内的精度在100 m之内.同样地对Jason-1卫星作数据分析,结果和Ajisai卫星精度相当.分析各个弧段的精度变化,发现定标星个数减少,会导致天文定位精度下降.据此提出可以把最少定标星比例作为评定数据质量的参考指标之一.     

基于双频星载GPS数据的LEO卫星运动学定轨研究

运动学定轨是星载GPS特有的定轨方法,该方法不依赖于任何力学模型(地球重力场、大气阻力及太阳辐射压等),尤其适用于受大气阻力影响严重的低轨卫星定轨.基于双频星载GPS数据,研究了运动学定轨原理,讨论了数据预处理方法,建立了一套非差运动学定轨算法.并以GRACE (Gravity Recovery And Climate Experiment)-A、B卫星2008年2月实测数据作为试算验证了本研究方法的有效性和可靠性.GRACE 卫星实测数据计算结果表明:运动学定轨能达到5 cm精度(相对于SLR (Satellite Laser Ranging)),与动力学和简化动力学定轨精度相当.     

利用长期资料改进双星轨道解的一种方法

早期的地面观测积累了大量关于双星系统的观测资料.相对于近年来的各种观测数据,这些资料兼有精度低的缺陷和时间跨度长的优势．针对同时具有长期资料和依巴谷观测数据的较长周期的双星系统(如依巴谷星表的双星和多星附表中的G型双星系统),提出一种联合拟合方法,即首先通过拟合依巴谷的观测数据IAD寻求目标函数局部极小的轨道解,然后从中选出长期资料的最优解．结合这种方法的可行性分析,讨论了适用该方法的双星系统的轨道特征．作为应用实例,研究了文献中存在两种轨道解且仅有7次长期资料可以利用的系统73Leo,通过伴星质量的外符合分析,给出了具有较高可信度的轨道解．     

移动站的运动对轨道确定影响的分析

介绍了测站移动速度对四元素短弧初轨确定的影响．从测站速度矢量的影响因素着手，简化地对移动站的移动速度与影响因素之间的关系进行了理论推导．以单位矢量方法中的3种方法为例，修改了轨道的条件方程，并做了大量的数据验算，最后给出了两圈外测数据的两种不同情况的单圈定轨结果，就此初步分析了移动站的移动速度对定轨结果的影响及规律．这种在定轨方法中补充考虑移动站的移动速度影响的方法，计算模型简洁，容易理解，便于运用．     

碰撞风险评估标准适用性分析

随着空间碎片数量的不断增加,空间目标碰撞预警技术已经受到人们越来越多的关注.早期普遍使用几何区域(BOX)判定法对空间目标的碰撞风险进行评估,但它是一种比较保守的方法,工程实用性低;90年代后开始广泛地研究和采用碰撞概率判定法,这种方法综合考虑空间目标交会时刻的多个参数,但是由于其数学模型对轨道误差数据的依赖程度很高,所以在某些情况下会导致预警结果不准确.通过仿真的方法,模拟两条确定交会的标准精密轨道,由程序生成随机误差加入到标准轨道生成有误差的轨道,计算最接近距离和碰撞概率,并分析二者之间的关系.结果表明,当轨道预报精度较差时,碰撞概率判定法可能会失效,需要结合几何区域判定法进行综合判定,以避免碰撞预警过程中的"误判"和"漏判".     

Estimation of Distribution Algorithm for Initial Orbit Determination of Too-short-arc Based on Kernel Density Estimation

A new approach of the initial orbit determination for too-short-arc with angular measurements is implemented by building the probabilistic model in the solution space with the estimation of distribution algorithm. Without any assumption about distribution, the non-parametric kernel density estimation is employed in the model building. The method, unlike other evolutionary algorithms, such as the genetic algorithm and particle swarm optimization, considers the fitness as well as the characteristics of the solution space. Numerical experiments with real observations indicate that without any constraints, the proposed technique has a good performance for the observations of usual accuracy.