自转微椭、非均匀地球的潮汐变形

鉴于当前国际上关于自转微椭、非均匀地球（ＳＲＥＨＩ）的固体潮汐响应的结果之间存在明显分歧，特别是Ｌｏｖｅ数ｋ及重力潮汐因子δ对纬度的依赖情况截然不同，本文借助于摄动法与张量正则分量的广义球谐展开建立起来的侧向非均匀、自转微椭、粘弹地球的潮汐模拟理论，计算了ＳＲＥＨＩ地球的潮汐形变及相应的引力位变化．结果表明，描述径向位移的Ｌｏｖｅ数的纬度依赖部分系数ｈ＿＋与球对称部分ｈ＿０＋δｈ＿０之比不大于１．０‰；对Ｏ＿１波为０．２７‰；对Ｍ＿２波为０．１９‰；对Ｍ＿３波为０．４９‰；对Ｍ＿４波为０．８８‰．描述地球引力位变化的Ｌｏｖｅ数的纬度依赖部分系数ｋ＿＋与球对称部分ｋ＿０＋δｋ＿０之比小于３．０‰；对Ｏ＿１波为２．６７‰；对Ｍ＿２波为１．８９‰；对Ｍ＿３波为２．２４‰；对Ｍ＿４波为２．７０‰．     

GEO卫星东西机动监视与移动窗口轨迹拟合

快速获得可靠的实际机动点火时段,可以有效缩短GEO卫星在整个导航星座中的不可用时段。针对GEO卫星的星下点运动特性,提出了同步根数加东西漂移加速度的运动参数集,验证了7参数模型对10分钟窗口轨迹拟合的可行性。基于东西定点机动的工作原理,提出联合半长轴拟合序列和测站测距拟合-预报残差RMS序列的机动监视方法。利用C波段转发测距资料,对某GEO 卫星包含变轨弧段在内的1天数据进行了开窗运动学拟合分析,验证了机动检测方法的有效性和灵敏性。     

一类双曲-抛物型方程的广义解

讨论了一类奇摄动双曲-抛物型方程广义初边值问题,在适当的条件下,用Galerkin方法研究了广义解的存在性、唯一性,同时得到了解的渐近估计式。     

星载加速度传感器的在轨运动影响

加速度传感器测量卫星所受非引力加速度的精度是利用该技术精确恢复重力场的重要指标。根据卫星运动理论,给出了轨道升交点赤经摄动、近升距摄动、卫星运动、坐标轴旋转引起的加速度性质以及相应表达式。针对CHAMP卫星轨道,讨论了各项的影响量级。     

北斗三号卫星经验型太阳光压模型分析与精化

太阳光压摄动作为在轨导航卫星受到的最大的非保守力,是卫星精密定轨的重要误差源。ECOM模型、ECOM2模型,这两种经验型光压模型被广泛应用于导航卫星定轨。然而,ECOM模型和ECOM2模型分别是针对GPS和GLONASS卫星设计的,并不完全适用于我国北斗三号(BDS-3)卫星。针对五参数ECOM模型在BDS-3卫星低太阳高度角时期轨道不连续性增大的问题,本文提出在 D方向引入一阶周期项来吸收未被模型化光压加速度。结果表明,引入一阶余弦周期项 D_c,能将低太阳高度角时期CAST卫星的切向、法向、径向重叠轨道误差分别减小约60%、52%、29%。针对ECOM2模型中 D_2c和 D₀、D_2s和 B_s之间存在的强相关性,本文提出了不估计 D_2c参数的八参数ECOM2模型和不估计 D_2c与 D_2s的七参数ECOM2模型。结果表明,相较九参数ECOM2模型,不估计 D_2c参数的八参数ECOM2模型能够将CAST卫星和SECM卫星径向重叠轨道误差分别减少约18%和27%。在此基础上,继续移除 D_2s后(七参数ECOM2),径向重叠轨道误差可进一步减小5.2%~8.5%。综合考察重叠轨道精度和SLR检核精度,不顾及 D_2c和 D_2s的七参数ECOM2模型表现最佳。CAST卫星和SECM卫星重叠轨道切向、法向、径向精度分别为5.0、3.4、1.4 cm和5.4、3.5、1.5 cm;SLR检核残差标准差分别为3.1~3.2 cm、4.4~4.7 cm。     

人造卫星一阶形状摄动的微机推导

将Broucke.R.的Poisson级数佶运算程序系统应用于人卫中地球形状的摄动计算，导出在微机上自动推导J2、J3、J4和J2，2项摄动解的公式，一方面可以即快又准确地计算卫星的一阶形状摄动解，另一方面也是Poisson级数符号运算程序系统在微机上的开发应用。     

含大地形的准地转正压模式的孤立波解

该文由修正过的含大地形的准地转正压模式方程出发,考虑青藏高原大地形的实际情况,忽略其东西向地形坡度,再利用约化摄动方法,求其孤立波解,并得到结论：当基本气流无切变时,地形是产生Rossby孤立波的必要因子。     

具有匹配不确定的奇异摄动系统的鲁棒控制

对于同时具有结构匹配不确定和系统不确定量的奇异摄动系统，利用Lyapunov稳定性理论进行了鲁棒性研究。给出了1个理想奇异摄动系统的稳定鲁棒控制也是不确定奇异摄动系统稳定控制的稳定条件和鲁棒界，讨论了鲁棒界及其随参数变化的变化范围。本文是王宪杰，高存臣已有结果的推广。     

登月飞行轨道力学模型的选取

为了计算登月飞行轨道，需要知道摄动力对登月飞行轨道的影响，以便计入满足精度要求的所有摄动模型。与人造地卫星轨道相比，登月飞行轨道有一些不同的特征，这些特征使得登月飞行轨道所受的摄动力的影响不同于人造地球卫星所受的摄动影响。我们采用适当的方法选取了满足登月飞行轨道计算精度要求的摄动模型。