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.     

小行星探测近轨操作的轨道动力学与控制

探测器接近小行星后开展的逼近、伴飞/绕飞和悬停等一系列近轨操作是实现小行星采样返回等任务活动的前提和关键.本文结合我国未来小行星探测任务构想,以弱引力快自旋小行星2016 HO3为背景,针对其近轨操作过程中的轨道动力学与控制问题开展研究.首先,针对逼近段,考虑路径约束和视线角约束,采用滑移制导律设计了小行星多脉冲逼近轨道,并提出了一种抗扰动的重构迭代逼近策略;其次,为了实现小行星物理特征的初步测量,分别设计了探测器相对小行星的伴飞轨道和慢飞越轨道,建立了伴飞距离与伴飞速度间的联系,发现了飞越速度随飞越高度和飞越时间的变化规律,并给出利用慢飞越实现小行星全球观测的轨道设计方法;最后,研究了考虑太阳光压等摄动力作用和模型不确定情况下的小行星定点与区域悬停控制,设计了自适应鲁棒控制律并证明了其稳定性,为小行星的局部区域精细探测提供条件.以上研究可为我国未来的小行星探测任务提供参考和借鉴.     

天基空间目标监视与跟踪系统轨道确定技术研究

针对天基空间目标监视系统的工作模式,研究了空间目标的可观测性问题,并讨论了Laplace初轨确定方法在该系统中的局限性,提出了一种新的空间目标初轨确定方法——遍历切割平面法．在此基础上研究了天基空间目标监视系统的精密轨道改进算法,尤其针对动力学模型不精确的非合作目标,利用半参数模型的估计理论,提出了抗差补偿动力学模型定轨算法．实验结果表明,单星遍历切割平面法能快速准确地为轨道改进提供历元初值,该初值精度完全可以达到精密轨道改进的收敛要求。同时抗差动力学模型补偿定轨算法能有效抑制模型误差的影响,显著提高轨道确定精度．     

基于TLE数据的空间目标EDR分类及观测需求计算

根据能量耗散率（EDR）的定义及空间目标的大气阻力摄动加速度公式,推导出一种由卫星两行根数（TLE）数据计算空间目标EDR的方法. 该方法无需计算空间目标弹道系数和大气模型,EDR计算误差可在1%以下,并且运算量极小. 此外,通过空间目标相对轨道的协方差矩阵描述空间目标的定轨精度,并结合扩展卡尔曼滤波方程,提出一种计算平面轨道下不同EDR空间目标的定轨精度-观测需求曲线的方法. 仿真验证了EDR计算方法的有效性,并给出了雷达对不同EDR分类的目标观测时对应的定轨精度-观测需求曲线. 结果表明当观测稀疏时,目标轨道预报误差正比于EDR,而观测较多时,会有观测饱和现象.      

空间目标天基光学跟踪可观测性分析

针对天基光学监视跟踪系统可观测性问题,建立了空间目标天基光学监视跟踪模型,引入跟踪滤波误差下限(CRLB)和系统可观测度定义,并提出了瞬时可观测度概念.结合仿真实验对测量条件、观测几何以及系统配置等影响系统跟踪可观测性的因素进行了分析.仿真结果表明,所提出的可观测分析方法能实现对天基光学定位跟踪系统性能的客观有效评定.     

基于天基雷达探测的静止轨道目标监视

针对静止轨道目标监视的需求,分析了静止轨道目标的雷达散射截面(RCS)特性. 以此为基础,研究和设计了天基雷达的轨道高度、重访周期、天线形式以及天线尺寸,探讨了天基逆合成孔径雷达的成像分辨率与其他系统参数的关系,给出了顺行轨道和逆行轨道情况下达到一定的横向分辨率所需要的积累时间. 研究结果表明,利用天基宽带雷达实现对静止轨道目标的近距离监视是可行的.     

天基合成孔径系统的光学特性

针对国内外天基合成孔径系统光学特性研究中忽略轨道运动规律的问题,该文开展了基于轨道运动学规律的天基合成孔径构型设计和光学特性研究。通过对星间相对运动方程解析解的分析,设计了同轨道面和不同轨道面两种不同构型的天基合成孔径系统方案,并进行了对比分析。结合具体构型,通过对基线覆盖率和调制传递函数(MTF)两个核心光学性能的研究,提出了旋转分时成像方法解决稀疏孔径MTF分布缺陷问题。仿真结果显示:通过"4个子卫星+1个主卫星"构型10次旋转成像叠加,可以实现某些光学特性与同等尺度单孔望远镜等效的目标。该方法有效解决了传递函数分布问题,在理论上实现了天基合成孔径等效成像。     

考虑太阳引力摄动的Halo轨道保持控制

研究了考虑太阳引力影响的地-月系统中绕L2点轨道的保持问题。在地-月系统圆形限制性三体问题的基础上,考虑太阳的影响,先用微分修正法得到飞行器的初始状态,然后根据方程的对称性,分别沿时间的负向、正向积分,得到绕L2点的闭合轨道。以该闭合轨道为目标轨道,根据模型的动力学特点,设计变结构滑膜控制律。仿真结果表明,该控制律能很快消除飞行器入轨时位置、速度的偏差,使飞行器在目标轨道上稳定飞行。该文的结果可应用于对月球背面的定点观测或中继站。     

改进的低轨凝视传感器覆盖性能网格分析方法

针对天基低轨预警系统主要任务是对导弹目标的中段进行探测和跟踪,研究了低轨凝视型传感器空间覆盖问题。首先根据凝视传感器作用距离和光轴转向建立了不同高度下凝视传感器覆盖模型;然后针对网格分析方法的不足,改进了网格划分规则,推导了在不同纬度下网格划分的经度间隔、纬度间隔、网格划分精度之间的函数关系,基于典型覆盖性能指标提出了空间覆盖分析和计算流程;最后通过仿真得出星座对特定空间的覆盖特性,结果证明了空间覆盖模型和改进的网格点仿真方法的有效性。     

Heitler-London近似下自旋空间中H2分子的能量本征值

对于H2分子系统可采用Heitler-London近似及"分子轨道近似"进行计算.虽然两种近似得出相同的总能量以及相同的轨道波函数,但是总能量在单电子能量、库仑能量和交换能量三者之间的相对分布不相同.由"分子轨道近似"所得的交换积分总为正值,而Heitler-London近似所得的交换积分可正可负更接近实际.因此对于H2分子模型,Heitler-London近似比"分子轨道近似"更为准确一些.所以采用Heitler-London近似下在自旋空间中利用自旋-自旋相互作用的自旋置换算符讨论了H2分子的能量本征值.     

天基无源方式空间目标定位跟踪算法的实现

针对空间目标定位跟踪会因受到天气、地域和时间等因素的影响而导致跟踪精度下降、滤波不稳定的问题,采用天基无源方式对空间目标进行观测、定位和跟踪;依靠光电传感器的被动测角和针对无线电信号的侦察截获;通过天基观测站获取角度量测信息,建立仅测角无源跟踪状态方程和量测方程,再分别通过EKF、UKF和SCKF三种卡尔曼滤波算法对角度量测信息进行滤波估计从而实现对空间目标的实时跟踪。仿真结果表明,天基无源方式空间目标定位跟踪算法具有精度高、滤波稳定的优点,EKF、UKF、SCKF三种滤波算法均能实现对空间目标的实时跟踪,其中以SCKF效果最佳,验证了天基无源方式空间目标定位跟踪算法的有效可行性,对军事应用具有极大意义。     

近地小行星天地基光学监测系统预警能力分析

针对近地小行星撞击地球的威胁,分析研究了各类典型天地基光学监测系统的短期预警能力.提出了短期预警圈的概念,利用太阳系内天体光学反射模型,仿真计算了以LSST为代表的大口径地基望远镜,以日-地L1点、类金星轨道和大幅值逆行轨道三种典型轨道为代表的天基光学监测系统的短期预警能力,并比较了三种天基系统对太阳方向来袭的近地小行星的预警能力.结果表明,L1点预警覆盖稍好但可提供的预警时间较短;类金星轨道星座预警时间长、天区覆盖广,但存在相位间隙会导致漏警;大幅值逆行轨道针对太阳方向具有覆盖率高、预警时间长等优势.可见,通过部署若干天基系统监测节点,可以为地基监测系统提供有力补充,解决太阳方向的覆盖盲区问题,全方位预警近地小行星撞击地球风险.      

卫星编队飞行的轨道和姿态GPS自主同步反馈控制

鉴于编队飞行之中卫星不但对轨道有要求,而且对姿态也有要求,例如有的编队飞行卫星在惯性空间中有指向控制的要求,或者相互之间有保持一定的姿态关系的要求,同时在轨道控制过程中也需要姿态信息,因此在编队飞行的建立过程中,需要考虑姿态和轨道的协调控制和同步控制问题.本文提出了用汗同步控制的相对轨道和相对姿态运动学和动力学模型、控制率的选择和设计以及用GPS的伪距和载波相位实现轨道和姿态同步实时反馈控制方法.其中包括用修改的Kodrigues参数实现无奇异的大姿态机动的非线性状态跟踪控制.对EO-1/Landsat 7编队飞行的同步控制进行了数字仿真,证实了设计的正确性和实现的可行性.     

基于相对偏心率/轨道倾角矢量的分离模块航天器队形设计方法

分离模块航天器是分布式空间系统的一种创新应用。针对分离模块航天器中伴飞模块经典轨道根数设计的问题,本文从运动学角度出发,给出了基于相对偏心率/轨道倾角矢量的分离模块航天器队形设计方法。在已知主模块经典轨道根数的情况下,通过定义的队形参数可以反算出伴飞模块的经典轨道根数,该方法描述简洁,并且具有很高的精度。最后的仿真结果表明了该方法的有效性。     

Distributed Satellite Cluster Network: a Survey

The ability of the monolithic satellite,satellite orbit(especially GEO),and radio resource are very limited,so the development of distributed satellite cluster network(DSCN) receives more and more worldwide attention.In this paper,DSCN is surveyed and the study status of DSCN architecture design is summarized.The formation flying of spacecrafts,reconfiguration,networking,and applied research on distributed satellite spacecraft are described in detail.The DSCN will provide a great technology innovation for space information network,satellite communications,satellite navigation,deep space exploration,and space remote sensing.In addition,this paper points out future trends of the DSCN development.     

Variation of satellite transponder delay

For precise orbit determination of geosynchronous earth orbit(GEO)satellites using transfer ranging observations,it is generally assumed that the variation of the satellite transponder delay is very small and that it can be solved as a constant parameter together with satellite orbit parameters.However,this assumption is too general and it reduces the accuracy of orbit determination for GEO satellites.To study and analyse the impact of the satellite transponder delay on GEO satellites orbit determination,two schemes were proposed.First,the satellite transponder delay was eliminated by forming single-difference observations between two ground stations;second,the satellite transponder delay was described as a constant parameter.The preliminary results demonstrate a difference of about1–2 m between the two schemes when used for precise orbit determination of GEO satellites.By fixing the GEO satellite orbit and other relevant parameters estimated by single-difference model,we inversed the instantaneous transponder delay from non-difference observation.It was found that the satellite transponder delay has a distinct diurnal variation,with an amplitude of 3–4 m.The findings of this paper are helpful in establishing an accurate model of satellite transponder delay and in improving the accuracy of GEO satellites orbit determinations and predictions.     

卫星编队飞行指向跟踪姿态控制

卫星编队飞行的应用之一是受控卫星在目标卫星、空间站、载人飞船周围以“编队飞行”的形式相伴飞行,对目标进行观测或者执行更多的操作。该文研究这种应用中的姿态控制问题。假设两个飞行器的轨道信息已知,由轨道信息确定实现姿态跟踪调节所需的一种可能的期望姿态,给出了解析表达式,包括姿态角、姿态角速度及角加速度。采用基于四元数的控制律,用3个动量轮实现了卫星长时间、大角度姿态跟踪机动。仿真结果显示,在超过一个周期的仿真时间内,姿态及姿态角速度与期望姿态的吻合程度比较好,而且力矩的花费也不是太大。     

雷达布站方法

提出适用于警戒系统的一种雷达优化布站方法，以求在给定的自然环境和应用背景下获得满意的警戒空域、重点探测空域和一定的四抗（抗干扰、抗低空入侵、抗反辐射导弹和抗隐身目标）能力。根据所要探测目标的雷达散射面积（ＲＣＳ）特性和各雷达的空间探测特性，在分析了组网系统探测性能的空间分布和作战原则的基础上，建立了一个雷达优化布站的数学模型，并给出了相应的求解算法。通过四个简单的例子反映出针对无向目标和有向目标雷达布站结果的异同，强调了模型参数对布站的影响，表达了优化布站方法的基本思想。     

地日系统中Lagrange点附近的编队队形重构

Lagrange点附近的编队研究对深空探测有着非常重要的意义。该文研究了利用双脉冲变轨实现三体问题中Halo轨道附近编队的队形重构问题。证明了在短时间重构时,三体问题中存在着与Hohmann变轨类似的结论:始末脉冲法是双变轨法中能量最优的重构方法。给出了实现重构所需能量的近似解析表达式和精确计算的数值方法。短时间重构的情况下,数值方法与解析方法得到的结果几乎相同。结果表明:在使用始末法实现重构时,重构所需要能量随重构时间的增加而减少,随重构半径的增加而增加。