GEO卫星机动后的星历快速恢复方法

GEO卫星可用于导航卫星,存在一个重要的问题是：GEO卫星机动较为频繁,卫星机动力不易建模．基于转发式测轨数据,常用的动力学统计定轨方法在无机动力的巡航状态下可以获得很高的精度,但当机动发生后,预报轨道将很快失效,一直到机动结束后较长时间内星历都不能有效使用．为改善这种状况,我们研究机动后星历的快速恢复方法．首先使用高精度转发式测轨数据,分析了GEO卫星机动情形下的运动规律．然后在卫星机动结束并进入巡航状态后,使用密集的短弧段观测数据,把公共系统偏差、各站系统偏差等作为常数,主要解算6个轨道根数,用统计定轨方法进行轨道预报,减少解算参数提高预报精度,实现卫星星历的快速恢复．结果表明：在目前的转发式测轨网布站情形下,对鑫诺一号卫星,利用15min数据预报2h,轨道精度（O-C）约为5m;利用30min数据预报2h,轨道精度（O-C）约为3m．     

GEO导航卫星多种观测资料联合精密定轨

针对跟踪站少、观测几何条件差以及轨道机动后GEO导航卫星精密定轨问题,提出了用激光观测数据解算无线电测距离观测数据设备时延、用CODE模型参数和多频载波相位数据进行电离层延迟精确修正的精密定轨和轨道快速恢复的处理体制.通过在轨实测数据实验证明,利用激光标定的距离观测数据组合设备时延精度优于1ns;基于3站观测数据GEO卫星精密定轨结果,RMS为0.25m;24h数据定轨结果重叠12小轨道径向互差0.55m,位置互差约1.62m;预报12h轨道重叠弧段互差为径向3.63m,位置互差8.51m;定轨结果与激光比对残差约0.10m,预报2h轨道比对残差约0.18m,预报24h轨道比对残差约2.04m.GEO卫星轨道机动后2～3h,动力学定轨结果能够恢复到与激光比对残差小于1m、与精密定轨结果比对位置互差约30m的水平.试验及分析结果表明,所提出的GEO精度定轨技术方案可靠、稳定.     

区域监测网精密定轨与轨道预报精度分析

我国导航系统采用区域监测网提供轨道预报等导航服务．由于区域网不能覆盖地球中轨轨道（MediumEarthOrbit,MEO）SE星全弧段,并且受卫星相对于监测网几何条件限制,若采用与全球网相同的定轨和预报策略,预报精度难以满足我国导航系统的指标要求．预报精度决定于定轨获得的初轨和力学模型的精度．针对MEO卫星星座的区域监测网定轨预报问题,本文提出两步法策略,即首先解算部分动力学参数和轨道参数,然后强约束这部分动力学参数的估值,重新解算所有动力学参数和轨道,并利用得到的初轨和动力学参数进行轨道预报．利用实测GPS数据的实验表明,采用两步法定轨策略可获得对动力学参数的合理解算结果,并可提高轨道预报精度,预报1天轨道的平均用户距离精度（UserRangeError,URE）优于0．6m．     

利用星间双向测距数据进行北斗卫星集中式自主定轨的初步结果分析

自主定轨是导航卫星自主导航的重要任务,是指在地面运行控制系统不可用的情形下,利用星间测距维持导航系统星历的自主更新.本文利用北斗新一代导航试验卫星搭载的Ka波段星间双向测距数据,进行集中式自主定轨试验.首先给出了星间双向测距数据的处理流程和数学模型,并分析了星间双向测距数据的测量特性.结果表明星间双向测距数据是一种高精度的距离测量.将星间双向测距数据用于定轨处理,残差标准差小于1 0 cm,均值好于1.0 cm,解算的设备零值稳定度好于0.2 ns.分别利用重叠弧段比较、用户等效距离误差评估和激光残差等方式评估了自主定轨的精度.结果表明,在一个地面锚固站支持下,自主定轨得到的卫星轨道径向重叠弧段互差优于6 cm,预报2 4 h径向重叠弧段互差优于1 0 cm.2 4 h预报轨道用户等效距离误差为0.4 3 m,优于L波段预报轨道的0.76 m,激光残差优于1 0 cm.星间链路对地观测为自主定轨提供空间基准,避免星座的整体旋转.本文讨论对地测量时长对自主定轨的影响.结果表明即使星间链路对地观测的截止高度角为60°,自主定轨结果和2 4 h预报轨道径向误差优于10 cm,三维位置优于1.5 m.     

CE-5T1探月飞行器地月转移段和环月段的实时定轨

随着我国探月工程和深空探测工程的实施,传统的地基测轨手段联合最小二乘定轨预报的模式已难以满足定轨任务的实时性需求,为此需要发展飞行器的自主测轨手段和定轨方法.本文采用扩展卡尔曼滤波算法对探月飞行器进行实时定轨研究.对CE-5T1月地转移段约2.5?h弧长的星基GNSS伪距数据进行滤波处理,计算结果表明,以预报轨道为先验参考轨道,约1?h后滤波即可稳定收敛,且收敛后轨道精度与批处理统计定轨精度相当,位置偏差(Root Mean Square,RMS)约在30?m,速度偏差好于1?cm/s.对CE-5T1环月段地基测量数据进行滤波计算,计算结果表明,对于轨道周期为2h的月球探测器,位置偏差好于50m(RMS).由于之前的定轨信息通过协方差矩阵传递保留,月球遮挡探测器以及月球升落引起的地面测轨数据长弧段间断不会影响后续可视弧段的滤波精度,且只需一两个观测数据即可快速收敛至滤波稳定.     

转发器式卫星轨道测定新方法

基于卫星双向时间传递技术,提出了一种全新的卫星轨道测定方法——“转发器式卫星轨道测定方法”．该方法不但能高精度地测定卫星的轨道,而且能给出高精度的时间比对结果,其优点是观测精度高．发射信号和接收信号的不同组合,形成不同模式的卫星测轨观测方法：测站接收卫星转发自己站发射的信号,这种模式称作自发自收模式;所有测站接收卫星转发的某一个站发射的信号,这种模式称作一发多收模式;所有测站接收经卫星转发的所有站发射的信号,称作多发多收模式．给出了各种模式卫星定轨的严格归算公式及自发自收模式和一发多收模式的实际观测结果．结果表明自发自收模式和一发多收模式有很高的观测精度：测距精度优于1cm,一天观测弧段的定轨观测残差优于9cm．     

北斗新一代试验卫星星钟及轨道精度初步分析

北斗卫星导航系统新一代试验卫星星座由2颗高轨倾斜地球同步轨道卫星和3颗中轨地球轨道卫星组成,2016年2月全部发射入轨,其任务是验证北斗系统从目前区域导航定位授时服务走向全球服务的新技术体制设计及指标性能.导航卫星星载原子钟是最重要载荷之一,负责星上时间频率基准信号维持和产生,本文利用星地双向时频传递设备观测的星地钟差数据,评估了试验星配置的新型高精度铷钟和被动型氢钟的实际性能,定量比较了相对于北斗区域系统卫星钟的性能提升.结果表明新一代试验星与北斗区域系统卫星钟差预报精度相比较有较大提高,地球倾斜静止卫星(Inclined Geosynchronous Orbit,IGSO)短期预报误差从0.65ns减小到0.30ns,中轨道卫星(Medium Orbit,MEO)短期预报误差从0.78ns减小到0.32ns,IGSO/MEO卫星中期预报误差均从2.50ns减小到约1.50ns.星间链路(Inter-Satellite Link,ISL)是北斗全球系统最重要的技术体制设计之一,本文评估了试验卫星实现的星间伪距测量对提升空间信号精度,即轨道和钟差的贡献,得到在地面监测网无法连续覆盖到的境外弧段,高精度星间链路测量对轨道确定和钟差测定精度的提升尤为明显.加入星间伪距测量,MEO卫星重新入境时钟差预报误差由3ns减小至1ns以内.采用星地星间联合定轨方法估计的卫星轨道径向重叠弧段互差优于0.1m,三维位置重叠互差优于0.5m,预报24h径向重叠弧段互差优于0.2m,三维位置重叠互差优于1m,均较区域监测网L波段定轨结果有较大提升.为解决多星定轨处理时卫星钟差与轨道高度耦合问题,本文提出了卫星钟差半约束模式定轨处理方法.用户等效距离误差分析结果表明采用卫星钟差半约束的定轨模式,卫星轨道预报4h用户等效距离误差由1.04m减小至0.82m.     

转发式测距和直发式伪距的GEO卫星联合定轨

GEO卫星是区域卫星导航系统空间段的重要组成部分.仿真模拟表明,在星座组网运行时通过差分策略可消除卫星钟差,但对只有GEO在轨运行的单星模式需要引进其他测轨技术才可能获得高精度的GEO轨道和钟差信息.本文提出联合转发式测距和直发式伪距数据的GEO卫星联合定轨和钟差估计方案,克服了转发式跟踪站数量和测距数据有限的问题,实现了对直发式伪距跟踪站星地组合钟差的估计,并且保持了卫星星历与钟差的自洽性.利用我国区域跟踪网对GEO卫星的实测数据进行了联合定轨试验,开展了详细的误差协方差分析说明了转发式和直发式两种测轨技术的贡献,结果表明：转发式测距数据的定轨残差为0.203m,直发式伪距的定轨残差为0.408m.定轨弧段内激光外符视向精度为0.076m,预报2h激光外符视向精度为0.404m,星地钟差估计精度约为1.38ns.对于基于单个转发跟踪站的转发直发联合定轨,激光外符视向精度为0.280m,预报2h激光外符视向精度为0.888m,星地钟差估计精度约为1.55ns.相关指标满足了导航服务的需求.     

基于星载GPS非差数据的COSMIC卫星几何定轨研究

COSMIC的大地测量任务重点在于解算地球重力场模型以及低阶重力场时变规律研究,这需要卫星精密几何轨道．文中根据CODE的GPS卫星精密星历和时钟,COSMIC卫星设计轨道和定轨GPS天线设计,模拟了COSMIC星载GPS观测量．利用运动学原理,研究了基于星载GPS非差数据的COSMIC几何定轨能力．COSMIC具有两个定轨天线（POD＋X和-X）,单独利用一个天线观测的几何定轨结果精度基本一致,都大于模拟时给定的随机误差．这主要是由卫星设计的POD天线位置造成的,两个天线的视准向量与天顶方向之间的夹角不同,同时POD＋X位于卫星飞行方向,而POD—X背向卫星飞行方向．为了改善几何定轨精度,利用POD＋X和一X天线构成一个虚拟天线,将两个POD天线的观测归算到虚拟天线．利用虚拟天线的观测,进行精密几何定轨,通过与参考轨道的比较,定轨精度与给定的模拟随机误差基本一致．     

基于广播星历参数的卫星自主导航算法

在自主导航中,目前星载处理及传输能力还不足以支持传统模式下全星座集中式动力学定轨算法.为了尝试将集中式应用于星载处理的可能性.本文提出了一种以卫星长期预报星历为基础,以广播星历参数为变量,由观测数据直接获取广播星历修正结果的集中式运动学定轨方法.该方法在地固系下进行轨道计算,无需上注EOP参数,定轨结果无误差累积.并且该方法将轨道确定与星历拟合合并为一步进行,既省略了轨道积分计算,又直接获取广播星历,可有效降低处理的计算量.试验结果表明该方法在4 h弧段内可将数据采样间隔放宽至20 min,有效减低了自主导航对星间链路测量频度及数据处理频度的要求.在现有卫星轨道60 d长期预报精度条件下,可满足URE 1 m、位置3 m的定轨精度.为集中式定轨方法应用于星载处理提供了可能.     

基于高/低轨监视平台的GEO卫星定轨精度比较

针对传统地基监视系统对地球同步轨道(GEO)卫星静地测量模式不利于获取其态势信息,而空间目标监视平台利用其快速轨道运动、增强观测几何强度和GEO卫星动力学模型的约束作用,有利于对GEO卫星环带的跟踪、监视和编目处理这一问题,分析了高、低轨平台与其观测模式,采用了数值微分法计算变分方程系数阵的定轨算法,统计了光学观测误差对定轨结果的影响.仿真计算表明,高、低轨平台对GEO卫星的定轨精度均在公里级,低轨平台对GEO卫星的定轨精度好于高轨监视平台,观测系统误差是定轨误差的主要来源.     

基于AR模型的低轨卫星大气密度建模与预报

研究了采用时间序列分析进行低轨卫星大气密度的建模与预报。通过对低轨卫星历史和当前的大气密度进行时间序列建模、频谱分析,可以获得未来数个轨道周期内大气密度的预报模型,并结合GRACE卫星加速度计反演的大气密度数据进行了详细分析。研究结果表明:GRACE卫星一个轨道周期内的密度预报模型是以轨道角速度和时间表示的最高次数为2的傅里叶级数。与三维密度模型相比,这种密度预报模型仅与历史的大气密度有关、所需模型参数少,可为今后在卫星定轨和轨道预报工作中大气密度的建模和预报提供新的思路。     

基于CAPS的双天线共接收机无电离层影响的混合差分定位新方法

针对转发式中国区域卫星导航定位系统（CAPS）的构思与设计,给出了基于CAPS的导航定位解算的3种基本模式,并进行比较分析．根据电离层延迟与频率平方成反比,提出双天线共接收机的无电离层延迟影响的混合差分导航定位新方法,给出其基本原理,导出混合差分观测量,具体推导了单历元和多历元的解算公式和算法．该方法消除了CAPS导航信息发射、传播、转发和接收等环节的电离层延迟、硬件延迟、时钟误差等公共误差,方便于实现单历元解算和多历元导航定位,可有效提高CAPS的导航定位精度和实时性．该方法不但能同时对CAPS星座的GEO和IGSO卫星进行几何定轨和导航定位解算,而且还可以求解对流层天顶延迟,用于研究大气中水汽含量的变化．在有限时间间隔内,利用多项式表示天顶延迟和CAPS卫星轨道,可有效减少未知参数个数,提高解算速度和实时性．     

JASON-2卫星精密轨道确定：GPS，SLR和DORIS分析

本文针对GPS,SLR和DORIS3种观测手段的定轨问题进行了研究．以JASON-2卫星为例,讨论了GPS,SLR和DORIS的定轨策略、轨道精度评价和轨道叠加问题．并基于2009-01-21—25日实测数据进行了试验．试验结果表明,DORIS定轨结果要优于GPS和SLR;不同的轨道验证方法得到的GPS和SLR轨道的相对精度不同;基于SLR验证和轨道重叠验证的结果定权,综合GPS,SLR和DORIS进行轨道叠加,其叠加轨道的精度是一致的,通过与JPL轨道比较,其径向精度为2cm．     

基于强跟踪滤波的天基测角卫星定位算法

在天基仅测角卫星定轨扩展卡尔曼算法(EKF)中,EKF关于模型不确定性的鲁棒性较差,造成滤波器估计不准,甚至发散。提出一种带次优渐消因子的扩展卡尔曼滤波(SFEKF)定轨方法,利用渐消因子对过去的数据进行渐消,减小了模型的截断误差,提高了滤波的收敛速度和对卫星的跟踪能力。仿真结果表明,与EKF定轨方法相比,SFEKF方法具有更高的定轨精度、稳定性和收敛速度。     

GRAIL月球重力场模型对嫦娥卫星定轨精度的改进

从阶方差以及大地水准面自由空气重力异常两个方面分析了"重力恢复与内部实验室"(Gravity Recovery and Interior Laboratory,GRAIL)月球重力场420阶模型(GL0420A)的特点,并通过与月球勘探者(Lunar Prospector,LP)重力场165阶模型(LP165P)分析结果比较发现,该重力场极大地提高了月球重力场的阶数及误差精度,在全月面都有明显的重力异常正负交替现象.本文使用GL0420A重力场对"嫦娥"系列探测器的绕月测轨数据进行轨道解算,对比LP165P重力场模型解算结果,在定轨弧段内有10m量级的精度提升,可将该重力场用于高精度的月球探测器精密定轨.     

基于EA-SA的卫星初始轨道确定算法

卫星初始轨道的精度将直接影响到最终轨道的精度,因此为了提高卫星初始轨道计算精度,提出了一种基于进化算法(EA)和模拟退火算法(SA)的卫星初始轨道确定算法.介绍了该算法的Lambert定理形式,阐述了该算法的实现步骤,并结合某次卫星定轨实际情况验证了该算法的可行性和有效性.实践证明,该算法具有较强的局部和全局搜索能力,其定轨精度比目前常用的定轨算法高,具有较好的工程适用性.     

双层协同对地观测卫星星座设计

针对日益增长的卫星对地观测需求,提出了一种双层卫星星座设计方案.首先,分析了我国目前对地观测卫星的覆盖性能,以时间分辨率和空间分辨率作为对地观测星座的评价指标;然后,通过优化卫星轨道高度,得到满足任务要求的最优轨道;最后,通过设置轨道相位使得整个星座构成全连通链路,单个地面站与卫星相连便可以与整个星座相连,从而摆脱了对中继卫星的依赖.该方案充分结合了中轨星座时间分辨率高、低轨星座空间分辨率高的优点,相对于传统的单层卫星组网方案,双层星座能够以高空间分辨率和时间分辨率对全球任意目标1 d观测多次,并实现遥测指令与观测数据的实时传输.     

同波束VLBI在采样返回式多目标探测器精密测轨测位中的应用

同波束VLBI即用射电望远镜的主波束同时观测角距很小的两个探测器发出的巧妙配置的多频点信标,据此得到两探测器在两个测站间的误差为皮秒量级的差分相位时延．在月球卫星SELENE的两个小卫星Rstar和Vstar的测定轨中,利用40多分钟的同波束VLBI和测速测距数据数小时的短弧定轨精度已显著提高,而一年多的定轨结果表明弧长数天的长弧定轨精度已达10m左右,充分证明了同波束VLBI在多目标卫星精密测定轨中的作用．本文在介绍SELENE同波束VLBI观测、多普勒数据处理和定轨结果的基础上,以用于月球采样返回探测任务中的多目标探测器如轨道器、着陆器和返回器为例,给出各探测器搭载电波源的信标设计方案及设计原则,并分析S频段多频点同波束VLBI技术在轨道器和着陆器绕月飞行、着陆器月球软着陆、着陆器月球采样、返回器从月面上升、返回器多次变轨、特别是轨道器和返回器交会对接等各个测控段的高精度测定轨或测定位及月球重力场探测中的应用．     

基于地基测量数据的地月L2点探测器轨道确定

CE-5T1是探月工程三期的先导探测器,主要用于验证嫦娥五号(CE-5)飞行过程和再入返回技术,为CE-5任务的顺利实施奠定基础.CE-5T1在执行完主任务之后,又飞向了地月平动点L2,并绕L2点飞行约40 d,是我国第一颗绕地月L2点飞行的探测器.本文利用地基测距测速和VLBI干涉测量数据,对CE-5T1绕L2点飞行期间的轨道进行了定轨计算并分析精度.轨道动力学特征决定了绕L2点飞行的探测器需要采用较长弧段数据以提高定轨精度,而由于不同类型测量数据和轨道之间的几何特征差异,VLBI系统误差对定轨精度的影响要远大于测距系统误差.分析结果表明,综合利用5–7 d的测距测速和VLBI数据,CE-5T1在L2点的定轨后位置和速度精度分别为百米和毫米每秒量级.相关分析结果可以为我国后续执行类似任务的探测器(如CE-4)提供参考.