基于脉冲星和双星定位系统的卫星自主定轨

提出了一种利用X射线脉冲星辐射到达时间 (time of arrival, TOA) 测量辅助双星定位系统进行轨道卫星迭代定轨方法,建立了双星可见观测弧段内基于双星距离和观测数据与脉冲星辐射TOA测量的组合量测方程,并应用于EKF(extend Kalman filter),针对几种量测值组合进行了仿真实验。结果表明,在双星覆盖轨道周期内利用脉冲星辅助一颗双星和辅助两颗双星迭代定轨精度分别达到了100 m和50 m水平,而在双星不可见弧段可利用脉冲星进行粗定轨,有效增强了全轨道周期内卫星定轨的自主性。     

基于星敏感器的星光折射卫星自主导航方法研究

研究了基于星光折射量测进行自主确定卫星姿态及轨道的方法。这种导航方案利用高精度的CCD星敏感器,结合星光穿越大气的较精确的数学模型,来间接敏感地平,从而实现对卫星的精确定位和定姿。为了说明所提导航方案的有效性,采用推广卡尔曼滤波算法,结合模拟的测量数据对自主定轨进行了仿真。仿真结果表明,定轨精度优于100m。还分析比较了采样周期、星敏感器精度、恒星数目等因素对定轨精度的影响。总结了其变化规律,可用于提高卫星自主定轨精度。     

卫星导航系统点波束功率增强信号参数优化设计

导航卫星面向特定区域播发点波束功率增强信号, 是提高导航信号抗干扰性能的一种有效措施。针对点波束功率增强信号具有波束宽度窄、指向可变的特点, 研究了信号功率增强幅度、半波束角和扫描角等工作参数对覆盖性能的影响。分析结果表明, 功率增强幅度在0~20 dB变化时, 等效载噪比线性增加, 具有最好的增强效果。当高轨地球同步轨道(geosynchronous earth orbit, GEO)/倾斜地球同步轨道(inclined geosynchronous earth orbit, IGSO)卫星和中轨道(medium earth orbit, MEO)天线半波束角分别为0.86°和1.31°时, 在卫星发射总功率不变的条件下可实现20 dB的点波束功率增强, 对应的作用区半径分别为542 km和494 km。当GEO/IGSO卫星和MEO卫星天线扫描角分别取7.79°和11.90°时, 最大功率增强覆盖范围半径可达到9 046 km和8 538 km。     

基于补偿最小二乘估计法的卫星精密定轨方法

由于卫星轨道观测数据中含有非线性影响因素,必然会降低定轨精度。将半参数回归模型引入卫星批处理定轨方法中,基于半参数回归模型补偿最小二乘估计法,提出了一种卫星事后轨道改进方法,以降低非线性影响并提高定轨精度。当测量数据存在非线性影响因素时,在理论上证明了半参数回归模型补偿最小二乘估计法优于经典最小二乘估计法。最后,对中低轨卫星定轨进行了仿真,结果表明基于半参数回归模型补偿最小二乘估计法的卫星事后轨道改进方法分离出观测数据中的非线性影响因素,从而提高定轨精度。     

基于角度和频率信息的卫星被动定轨方法

针对单星对卫星被动定轨时采用仅测角方法滤波收敛时间较长且精度不高等问题,提出了在测角的同时增加频率测量信息的单星对卫星扩展Kalman滤波被动定轨方法。在二体问题下详细推导了状态预测方程、状态转移矩阵和测量雅可比矩阵,最后通过STK6.0仿真产生的数据对算法有效性进行了验证。仿真结果表明,该算法比仅测角方法具有更高的定轨精度和更快的收敛速度,且当测角精度较高时,能够在相对较大的初始位置误差情况下较快收敛并达到较高的收敛精度。     

基于稳健补偿的卫星数据电波折射误差修正方法

折射误差是观测数据包含的主要误差源之一,也是影响卫星跟踪与控制以及轨道确定精度的主要因素。由于实时观测数据采样格式的不同,同一个采样时间内本应互相匹配的测量元素,因为丢失、干扰等而变得不再匹配,从而使得卫星实时跟踪数据包含的折射误差难以准确修正。提出的观测数据双向稳健补偿方法有效地解决了同一采样时间内测量元素的匹配问题,以及折射误差的修正问题,确保了卫星轨道确定的精度。实测数据计算以及定轨结果检验表明,该方法是有效的实用方法。     

脉冲测量雷达卫星标校的实现

针对轴系误差标定是脉冲测量雷达使用维护的重要内容,是确保其测量精度的主要手段。介绍了脉冲测量雷达轴系误差的卫星标定方法,给出了标校模型和一种基于最速下降法的迭代算法,结合某雷达的精度鉴定进行了应用研究。结果表明,卫星标定方法完全可行,可以避免常规标定方法所涉及的大量人工参与,标校结果更为客观、真实、可信,并分析了卫星标校方法的使用条件。     

同步卫星无源测轨中的时差定位与精度分析

多站时差定位是最重要的无源定位方法之一。研究了基于四站时差测量的地球同步卫星无源定位和定轨方法。介绍了四站时差定位的基本原理,给出了四站时差定位算法和详细算法流程,推导了四站时差定位精度的误差传播方程。重点分析了测量精度、布站方式、基线长度、站址误差对同步卫星定位精度的影响。通过Monte-Carlo仿真,验证了四站时差定位算法与误差分析结果的一致性。仿真结果表明：测量误差、布站方式、基线长度和站址误差均是定位误差的关键影响因素;布站方式以倒Y型布站效果最佳,菱形或矩形布站方式存在奇异区;为达到km量级定位精度,则基线长度应大于1000 km;采用四站时差测轨时,站址坐标精度水平应优于1 m。     

MPOS联邦实时组合算法

微小型位置姿态测量系统(micro position and orientation system, MPOS)是为成像载荷提供实时高精度运动补偿信息的关键装置，其测量精度严重制约成像精度的提升。针对MPOS集中滤波实时性差的问题，在基于双ARM (advanced reduced instruction set computing machines)硬件平台的基础上，采用联邦滤波实时组合算法对多组传感器数据进行最优信息融合。以微惯性测量单元为公共参考系统，双天线全球导航卫星系统(global navigation satellite system, GNSS)和磁强计作为子系统提供量测信息，将各个子系统得到的局部误差协方差及状态估计值在主滤波器中进行信息融合得到最优估计值。通过动态实验验证了基于联邦滤波实时组合方法的MPOS,其位置、速度、航向角及水平姿态角精度可达0.6 m, 0.03 m/s, 0.15°,0.04°。     

基于ALPSO算法的低轨卫星小推力离轨最优控制方法

低轨卫星在到寿后,需要在一定时间内离轨,而轨道高度高于800 km的卫星难以在自然条件下离轨。为了使卫星在规定时间内离轨,提出一种基于增广拉格朗日粒子群优化(augmented Lagrangian particle swarm optimization, ALPSO)算法的低轨卫星小推力离轨最优控制算法。首先依据小推力的特点列出摄动方程,并利用哈密尔顿方程求出带协状态参数的最优控制率。而后分别阐述了粒子群算法和增广拉格朗日方法,并据此得出了算法流程。最后与遗传算法的优化结果进行对比。结果表明, ALPSO算法迭代次数较少,收敛精度较高,降低轨道高度的第一种处置轨道适用于轨道高度821 km的卫星离轨,离轨时间为857天。该算法可用于低轨卫星小推力离轨问题的求解。     

单星InSAR系统基线模型的误差传播与精度反演

基于由光学手段测得的单颗干涉合成孔径雷达卫星的支撑臂矢量,通过转换关系建立空间基线模型。综合考虑基线模型在安装、测量和卫星在轨飞行等各环节的误差源,包含卫星姿态误差、外部副天线姿态误差、安装位置地面标定残差、卫星与天线在轨变形量、测量系统轴向标定残差以及硬件设备的测量误差等。分析各自的误差特性,给出多种因素误差源对于空间基线的误差传播机理,推导传播过程中的误差演化特性;基于理论推演的结果给出测量设备合     

地球静止卫星位置自主确定方法与仿真研究

给出了利用星敏感器测量信息自主确定地球静止卫星位置的方法,利用不同精度的星敏感器测量数据和不同控制精度的卫星姿态测量数据,可以直接计算卫星位置.同时又对测量数据应用卡尔曼滤波进行卫星位置计算仿真,比较两种处理结果的精度.仿真结果表明,提出的方法可以实时自主获取静止卫星的轨道位置,满足静止卫星定点的不同精度需求.     

基于抗差UD分解滤波的导航星座整网定轨方法

针对我国导航星座的自主定轨问题,提出基于抗差UD(upper triangular matrix diagonal matrix)分解滤波的导航星座整网定轨方法。该方法对卫星轨道参数进行整网估计,通过对所有观测资料加权以避免观测粗差的影响,并利用UD分解算法来避免对协方差矩阵的直接求逆而导致的计算机舍入误差过大从而滤波发散。推导了整网定轨的数学模型,给出了抗差UD分解滤波的详细步骤。通过性能分析和仿真计算表明了该方法的可行性与有效性。     

基于磁强计的卫星自主定轨算法

为了降低自主导航的成本,针对近地轨道地磁场的特点,提出基于扩展卡尔曼滤波器的地磁导航算法,该算法综合IGRF模型建立了观测方程,根据地磁场的IGRF模型是基于地心固连坐标系的位置函数的特点,采用地心固连坐标系的卫星轨道动力学方程作为状态方程,构造出卫星地磁导航系统的导航模型。仿真研究结果表明,该算法的卫星地磁导航模型结构简单,描述能力更强,导航算法具有较好的稳定性和收敛性。     

基于双星定位系统的近地卫星定轨精度仿真

通过对测距误差特性的统计分析,建立了用于近地卫星精密定轨的距离和观测数据仿真方法,在此基础上构建了基于卫星动力学方程的精密定轨模型,设计了一种基于数值融合法的精密定轨改进算法和测距系统误差参数估计算法,并进行了六类仿真实验。仿真计算结果表明,基于一天的距离和观测数据仿真计算得到的近地卫星定轨精度可以达到15.98米,与利用其他精密定轨软件系统在相同仿真条件下得到的近地卫星定轨精度基本相当,但该算法避免求解状态转移矩阵,具有计算速度快,稳健性好等特点。