航天器轨道向导式设计器的设计与实现

航天器轨道设计因卫星应用目的和总体设计方案的不同而灵活多样。文中在对航天器轨道设计方法归纳总结的基础上,采用组件方式设计了向导式轨道设计器。该设计器能够实现太阳同步轨道等典型轨道的初始轨道设计任务,通过与卫星工具软件(STK)设计结果的比较,验证了设计器的正确性。     

GNSS技术在GEO、IGSO航天器中的导航精度与适用性分析

现阶段高轨道航天器导航主要依靠地基测控系统,为了研究全球卫星导航系统(GNSS)技术用于高轨道航天器导航的可行性,对GNSS技术在地球静止轨道(GEO)卫星、倾斜地球同步轨道(IGSO)卫星航天器中的导航精度及适用性展开了分析研究. 采用2021年11月9日的两行轨道数据(TLE)仿真GNSS星座,以不同星下点的GEO卫星和不同倾角的IGSO卫星作为目标星展开导航仿真试验. 实验结果表明:为了满足GNSS解算所需的卫星数量,须通过接收旁瓣信号来增加可见卫星数目. 对GEO目标星而言,当接收机灵敏度高于?169 dB时,导航精度可达30 m;利用GPS对7个不同的GEO或IGSO轨道目标星进行导航实验表明,GPS对目标星导航的位置误差约为35 m;北斗三号(BDS-3)、GPS、GLONASS、Galileo的导航位置误差均值分别为28.03 m、21.16 m、37.15 m、25.09 m,具有良好的内符合精度,其中GPS精度最高,GLONASS精度最低,但大部分时段也在45 m内.      

中继卫星系统支持高分应用效能提升技术研究

对中继卫星系统支持高分应用的关键技术进行了深入研究。提出中继卫星伴随测控设想,它利用中继卫星星间S/Ka单址天线波束差异和用户星轨道交叉特性,同时为两个用户航天器提供数传和测控服务,能够提高中继卫星资源利用率约8%,在此基础上为用户提供了一种新的灵活服务模式;针对使用定向天线中继终端的快速测控和数据传输需求,提出中继定点指向策略,通过设计合理指向点,可以将近地卫星的快速响应时间压缩为原来的1/14;最后,针对静止轨道中继卫星无法覆盖两极地区的实际情况,提出基于姿态偏置的小倾角运行管理策略,在确保星地天线精确指向中继卫星地面站的基础上,提高了极地站数据回传的实时性。上述关键技术将进一步提升中继卫星系统支持高分应用的效能。     

近圆轨道卫星交叉点概略位置理论计算

轨道交叉点在标校卫星系统偏差参数、评估卫星载荷性能以及卫星精密定轨方面具有重要作用.针对现有轨道交叉点计算多采用搜索法结合多项式拟合方法,虽能够获取精确交叉点位置但较难分析交叉点整体分布特征的问题,该文从二体问题解析解出发,推导了交叉点概略位置理论计算公式,并分析了不同卫星轨道交叉点特性,提出了基于交叉点函数的计算方法,并用仿真试验数据对本文方法有效性进行了验证.该文方法为分析交叉点概略位置空间分布特性提供了一种思路.     

基于TLE的空间目标碰撞预警计算

地球轨道上数量日益增长的空间飞行物体对在轨航天器及人类航天活动构成了严重威胁.分析了空间目标两行轨道根数(TLE)的格式及构成;阐述了相应的SGP4/SDP4轨道近似解析解模型算法;提供了轨道坐标系和惯性坐标系之间的转换关系;利用TLE数据和SGP4/SDP4模型进行了空间目标碰撞预警计算.该方法对于航天器初步威胁评估具有重要意义.     

萤火一号火星探测器的轨道设计和STK仿真

研究了行星际轨道的基本设计参数和设计方法.首先介绍了Lambert问题及其对基本设计参数的求解,然后利用Lambert问题解生成的PCP图搜索了全局最优的20092010年发射窗口,并利用卫星软件工具包(STK)模拟了萤火一号(YH-1)在复杂力模型下主要飞行轨道的全过程.计算和仿真结果表明,Lambert问题解与STK相结合,可以有效地建立行星际飞行的复杂设计轨道.     

LEO广播星历参数设计的无奇点根数法

针对LEO卫星的广播星历参数设计,在分析低地球轨道(LEO)卫星轨道根数变化特征的基础上,从第二类无奇点根数出发,对标准GPS广播星历的轨道及其摄动表征进行改造,提出一套专用于LEO卫星的23参数星历表示法,并推导了相应的用户卫星位置计算公式。拟合试验表明,20 min星历拟合的用户距离误差(URE)的均方根优于0.05 m。     

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.     

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。     

GPS卫星精密定轨中的摄动力分析

在介绍各种摄动模型的基础上,将IGS提供的SP3精密星历作为几何轨道,应用不同的摄动模型进行几何轨道平滑,求得卫星轨道的动力学参数,再用动力学参数积分求定卫星的轨道,将其与IGS提供的SP3精密星历进行比较,从而详细分析每一种摄动力对GPS轨道影响的量级,而且说明建立的GPS卫星轨道的摄动模型是比较准确的。     

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。     

GPS卫星机动变轨的特性分析

随着GPS技术的广泛应用和日趋成熟,使我们能够随时获取所需要的信息。为了保证实时应用的准确性和完备性,我们需要分析GPS卫星变轨的特性,进而减小数据处理的误差。     

星载BDS/GPS低轨卫星定轨精度分析

针对低轨卫星搭载BDS/GPS接收机实现定轨将成为定轨领域热点的现状,该文讨论了基于星载BDS/GPS实时定轨和精密定轨需要考虑的数学模型,阐述了实时定轨和精密定轨的模型差异。基于自主研发程序,利用高动态信号仿真器仿真的星载BDS/GPS数据研究了基于星载BDS/GPS实时定轨和精密定轨的可行性及其能达到的精度。试验结果表明,星载BDS/GPS实时定轨位置精度为1.19m,速度精度为2.35mm/s。GPS信号发生中断时即仅采用BDS观测数据进行实时定轨时,三维位置误差达到3.73m;星载BDS/GPS精密定轨位置精度为2.30cm,仅采用BDS观测数据进行精密定轨时,三维位置误差可达到8.26cm。     

Reducing influence of gravity model error in precise orbit determination of low Earth orbit satellites

Based on the orbit integration and orbit fitting method, the influence of the characters of the gravity model, with different precisions, on the movement of low Earth orbit satellites was studied. The way and the effect of absorbing the influence of gravity model error on CHAMP and GRACE satellite orbits, using linear and periodical empirical acceleration models and the so-called “pseudo-stochastic pulses” model, were also analyzed.     

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。     

Reducing Influence of Gravity Model Error in Precise Orbit Determination of Low Earth Orbit Satellites

Based on the orbit integration and orbit fitting method, the influence of the characters of the gravity model, with different precisions, on the movement of low Earth orbit satellites was studied. The way and the effect of absorbing the influence of gravity model error on CHAMP and GRACE satellite orbits, using linear and periodical empirical acceleration models and the so-called "pseudo-stochastic pulses" model, were also analyzed.     

具有先验信息的区域增强系统卫星轨道确定方法

针对中国实时精密定位服务系统的建设,提出了一种具有全球先验信息的导航卫星轨道确定方法,其关键点在于先验轨道信息权函数的确定。首先在预报轨道误差特性分析的基础上,给出了采用一阶高斯-马尔科夫模型进行先验信息权函数的建立方法;然后对先验信息和区域观测数据赋予相应权,进行联合定轨。     

3种测站布局星载观测数据增强定轨研究

低轨卫星(LEO)星载观测数据可削弱导航星精密定轨时对地面站的依赖性。分析了在全球测站均匀但不均衡、国内区域测站加入我国南北极测站、仅国内区域测站3种测站布局情况下,加入LEO进行联合定轨时LEO对导航星定轨的增强程度。使用双星GRACE和地面实测数据进行了定轨实验分析,并对轨道进行1 d预报。结果表明,3种测站布局加入LEO后定轨精度一维RMS分别提高了6 mm、2.7 cm和2.5 dm,提高程度分别在19.5%、38.2%、63.1%,区域测站提高最为明显,加入我国南北极测站定轨精度提高至5 cm以内;切向、法向、径向均有相应程度的提高,切向稍大;轨道预报精度分别提高了15.3%、28.9%、66.0%,与定轨精度提高程度相一致。