嫦娥二号卫星非对称降轨控制技术

嫦娥二号任务中,为完成对预选着陆区高分辨率成像,需在月球背面实施轨道机动以满足成像区域的高度要求.采用目标近月点对面或燃料最优的降轨控制方式,轨控关机将在月球背面地面不可见的情况下完成.为了确保卫星安全,工程要求关机点控制在国内测站跟踪弧段内,并满足卫星应急处置要求.根据任务需要,飞控中心采用了非对称降轨控制方法,对此次轨控的控制点进行偏置,采用迭代方法求解有限推力方式下的轨控参数,并在迭代过程中对目标近月点漂移进行修正.2010年10月26日,嫦娥二号卫星成功降轨,在100km×15km的试验轨道段上飞行32圈,完成了对预选着陆区高分辨率成像.本文在分析降轨控制约束条件和两种常规控制方式的基础上,阐述了非对称降轨控制技术的原理和实现方法,并通过实施数据对轨控进行了效果评价.     

星载焦面视场拼接TDI CCD相机成像质量及处理方法分析

本文分析卫星偏航角、相机积分时间、平台稳定性、姿轨误差对焦平面线阵采用视场拼接的TDI相机地面成像的影响,包括线阵、沿轨两个方向上的错位(点上的变化)与地面扫描轨迹方向上的影像畸变(线上的变化).针对CBERS-02B HR相机的卫星影像,研究地面解决偏航角引起图像错位的数据处理方法——基于地面影像的图像配准仿射变换纠正法.根据CBERS-02B HR线阵的地面配准试验,分析出了CBERS-02B卫星星上偏航角补偿精度与误差对图像质量的影响,及影像畸变产生的原因.     

面向空间态势感知的天基可见光空间目标自主跟踪方法

天基可见光(space-based optical, SBO)监视是空间态势感知的重要手段之一.传统的天基观测平台都需要在自身精密星历已知的情况下,通过对目标的测量,确定其状态.而本文提出了自主天基空间目标监视的概念,天基可见光观测平台在自身精密星历未知时,也可以完成空间态势感知任务.与传统的目标跟踪不同,此方法只需依靠平台获取的在惯性系下描述的仅测角测量信息,便可实现自主定轨.结合长弧段的观测数据,本文给出了基于历史数据的事后自主轨道改进算法.通过分析发现,观测卫星对其他目标观测的历史数据也可用于改进原有的被观测目标的轨道.基于此,本文提出了通过额外测量量辅助下的实时自主跟踪策略,可通过单星搭载多SBO相机,对多目标同时跟踪的方式实现.最后,本文通过仿真算例验证了所提出方法的可行性.与传统的空间目标跟踪相比,虽然自主跟踪的精度较低,但在同时跟踪两目标时,尤其是在同时跟踪低轨和高轨两目标的情况下,估计精度能接近传统方法的水平.本文为发展自主天基空间态势感知平台提供了可行的方法.     

一种适用于天基GEO目标监视的相关性分析方法

以地同步轨道目标作为天基监视系统监视对象,提了一种适用于该监视系统两超短弧段相关性分析方法.首先了天基可见光传感器连续两轨道周期均能观测同一地同步轨道目标必要条件,确定了搜索栅栏参数选取原则.然后了地同步轨道目标超短弧段相关性分析主要处理步骤及两种相关性判定方法,并分析了影响判定方法门限值选取项因素.最后对该方法适用性进行了仿真验证.仿真结果表明,通过适当选取搜索栅栏参数,监视系统可以获连续两轨道周期观测弧段;两种相关性判定方法均有效,门限值选取合理;两观测弧段可确定未知目标始轨道,其轨精度满足再次捕获该目标要.     

一种新型零相位因子LEO/MEO双层卫星光网络

相对于微波卫星通信,卫星光通信具有容量大、速率高、高保密性和抗干扰性等优点.利用星间激光链路连接高中低轨道卫星形成空间信息高速公路将在通信、导航、军事侦察、遥感遥测以及深空探测中发挥巨大作用.文中利用覆盖带法,设计了全球连续覆盖低轨道(LEO)/中轨道(MEO)双层卫星光网络结构.LEO层是一个零相位因子walker-δ星座,系统具有准静态的Mesh逻辑结构,MEO层由赤道和极地轨道两个轨道组成,可以有效地覆盖LEO层.覆盖性能结果表明,该网络上升轨道卫星对全球提供99.9%的平均覆盖,对我国提供100%的覆盖.系统可为我国提供单星可见21°的最小仰角,双星可见16°的最小仰角.链路空间位置性能仿真表明,零相位因子星座相邻节点星间链路性能在仰角、方位角和距离上优于非零相位因子星座,非常适合激光链路.激光链路通信性能仿真表明,当卫星光通信在几个GBit/s的较低通信速率时,短波长和长波长波段误码性能相差很小,随着高达100GBit/s通信速率的出现,1550nm波段是一个明智的选择.     

分布式SAR小卫星编队轨道设计方法研究

编队轨道设计对分布式SAR小卫星的系统方案设计与性能分析具有十分重要的意义. 基于开普勒轨道方程推导了被动稳定的编队飞行轨道要素的近似解析解, 提出了一种适用于分布式SAR卫星特点的编队轨道设计方法, 并对编队轨道的精度进行了误差分析, 给出了典型的分布式SAR卫星编队轨道要素的计算公式. 针对L波段分布式SAR卫星进行了编队轨道参数设计, 给出了分布式卫星绕飞轨迹的计算机仿真结果, 验证了公式推导的正确性及轨道设计方法的有效性.     

地球同步轨道废弃卫星清理方法初步研究

美国IRIDIUM 33卫星与俄罗斯COSMOS 2251卫星相撞事件表明解决在轨卫星相撞事件已经是现实问题.文章分析了失效卫星轨道长期变化规律和对工作在同步轨道航天器的影响,给出了2009年7月两颗地球同步轨道卫星非常接近的计算实例,尽管碰撞并未发生,但同步轨道上由于两颗卫星距离太近而进行规避控制已经是卫星在轨测控的重要内容.基于现成的卫星制造和控制技术,提出了一种清理失效卫星的设想,清理卫星由母星和子星组成,子星体积小且质量轻,用于捕抓失效卫星并将其带离同步轨道,母星携带足够燃料停留在定点位置,用于给子星补充燃料,使子星能够反复使用.文章设计了轨道接近和捕获策略,推导了计算公式,分析结果表明该方法能够充分节省燃料,理论上只需要几颗清理卫星就可以清理干净地球同步轨道.     

基于化学反应优化的多无人机地面移动目标协同观测航迹规划

随着无人机技术的飞跃式发展,利用无人机跟踪地面目标在军事和民用领域得到了广泛的应用.鉴于目标所在环境以及运动状态的不确定性,单一无人机已不能胜任日益复杂的应用环境,利用多无人机协同跟踪目标成为改善目标跟踪任务鲁棒性的一种有效手段.本文针对多无人机协同跟踪观测航路难以求解的特点,提出了一种基于进化算法的近似求解方法,以解决多无人机对被跟踪目标观测航路的时空优化问题.本文通过分析与机身以固定安装角连接的传感器在地面有效观测区域模型,提出了包括目标观测时间和航路安全在内的控制方案,并采用了一种基于化学反应优化(chemical reaction optimization,CRO)理论框架的启发式求解策略,规划无人机的最优协同观测航路.仿真的结果表明,本文所提出的方法能够实现多无人机协同跟踪地面移动目标的要求,在满足无人机性能约束和飞行安全的情况下,具有更长的对目标监测时间.     

地面城市轨道交通环境振动源的反演

地面城轨列车运行引起周边场地环境振动．针对振动源难以直接量测的困境,本文借助工程地震学的反演方法研究轮一轨不平顺的动力激励源．将地表振动的列车．轨道一三维场地耦合动力分析与遗传算法结合,通过待反演量解空间的设置、反演问题目标函数的建立、反问题求解的遗传策略设计等步骤构建了轮一轨不平顺振源函数和轨道结构参数的联合反演方案．依据实际观测数据反演了北京城轨13号线的激励功率谱,结果显示：振源函数在1．2m以上的波长范围反映了轨道不平顺性,在1．2m以下的波长范围表达了车轮的几何与弹性不圆顺．本文强调指出,城轨车速较低,这个短波长段恰恰对应环境振动的主要频带．以轨道谱表达轨道交通环境振动源,1．2m以下短波长的不平顺会被低估,严重影响环境振动主要频率成分的估计．相对轨道谱只反映轨道的平顺状况,轮．轨谱既反映轨道不平顺因素,又包含车轮不圆顺状况,更适合作为城轨交通的振源函数．同时也表明,用地表振动实测数据反演振动源,是定量揭示轮．轨组合不平顺的有效途径．     

应用GNSS TEC技术观测行星际激波对等离子体层的压缩

2015年3月17日一个强太阳风激波到达地球,同时地面GPS接收机网络观测到TEC的突然变化,在Hao等人(2017)的工作中把TEC变化初步归因于激波对向阳面磁层的压缩,本文进一步分析北斗接收机和更高时间分辨率的GPS接收机的观测,并推断等离子体沿垂直地磁场磁力线的方向朝向地球运动,会在低纬赤道面附近形成一个等离子体汇聚的区域,所有穿过该区域的GPS和北斗卫星信号都会观测到TEC的变化.此外,本文考察了多个LEO卫星上搭载的GPS接收机观测,没有发现相关的TEC扰动,原因可能是事件发生的瞬间LEO卫星没有处于最佳的观测位置.通过考察上述多种观测数据,我们认为GNSS TEC技术可用于对激波压缩磁层过程的遥感观测,未来有望成为卫星实地探测技术的有效补充.     

内编队重力场测量卫星全推力姿轨一体化控制研究

内编队重力场测量卫星作为一种新概念的纯引力轨道飞行器,通过精密定轨和相对状态测量实现高精度地球重力场测量.其中对外卫星的控制保持编队内卫星在纯引力轨道上稳定飞行是决定测量水平的关键因素之一.针对稳态工作模式的内编队系统,研究了仅用推力器实现姿态轨道一体化控制的问题,构建了姿态非线性和共用推力器引起的姿态轨道耦合的六自由度平动和转动动力学模型,并基于约束非线性模型预测技术建立了姿轨一体化控制的二次型优化模型.通过仿真实验可知,约束非线性模型预测控制方法计算快速,能克服部分约束条件的非凸性;推力器布局合理,推力消耗低,满足内编队系统任务需求.     

卫星位置误差条件下基于约束Taylor级数迭代的地面目标定位理论性能分析

基于卫星平台的地球表面目标定位系统受到卫星位置误差的影响较大,为此,该文在卫星位置存在误差的条件下,系统给出一种推导约束Taylor级数迭代公式及其理论定位性能的数学分析框架.为了便于讨论,文中以时差观测量为范例,并在三种情形下分别推导各种用于地面目标辐射源定位的约束Taylor级数迭代公式及其相应的理论定位性能,并将该理论性能与三种情形下的约束Cram′er-Rao界进行定量比较,从而得到若干定量结论.文中讨论的三种情形包括:(I)没有卫星位置误差且没有校正源的情况;(II)卫星位置存在误差且没有校正源的情况;(III)卫星位置存在误差且存在校正源(位置精确已知)的情况.最后,文中设计若干基于时差的卫星定位实验场景用以验证算法推导和理论分析的有效性.     

测量点目标运动参数的单目运动轨迹交会法

提出了一种理论体系完备的求解点目标三维运动的摄像测量方法——单目运动轨迹交会法. 通过对目标运动轨迹进行参数化描述, 将运动像机观察运动目标的系列视线, 与目标的参数化运动轨迹进行交会, 从而唯一确定了目标的三维轨迹和速度等运动参数. 该方法不同于常规点交会的三维交会测量模式, 不增加测距等辅助设备或改造成像光路, 有效解决了传统单目无法测量点目标三维运动的技术难题, 扩展了摄像测量和计算机视觉的一类应用范围, 可用于多种运动平台对运动目标的被动观测任务.     

嫦娥四号月球探测器定时定点着月控制

嫦娥四号探测器预选着陆点在月球背面冯·卡门撞击坑,着陆区域较小,且要求定时定点着陆控制,同时着陆前的飞行时间长、阶段控制多,因而精确控制难度较大.针对该问题,基于轨道偏差随摄动的演化特性,结合解析法和数值法优点,提出了动力学控制参数的半解析求解方法.首先,通过对着月点和动力下降点位置的分析,得到了着月点和动力下降点位置的解析关系.同时,分析得到了着陆点经度偏差与轨道平面偏差的解析关系.其次,研究了轨道控制策略,按飞行阶段给出了轨道平面偏差到偏航角的转换方法和着月时间到目标半长轴的调整方法.最后,给出了本方法在嫦娥四号工程中的实际应用情况,基于对实际任务结果的分析可见,实现了着月控制参数的快速精确求解.     

基于参数优化的平动点轨道族简单生成方法

在圆限制性三体问题框架内,针对不同类型平动点轨道的特点,提出一种基于优化算法的平动点轨道生成方法.通过设定轨道特征点,以轨道闭合程度为目标函数,使用优化算法寻找精确的初始状态,可得到闭合程度很高的平动点周期轨道;以航天器在限定区域自主运行时间为目标函数,使用优化算法将航天器状态不断修正到稳定流形上,理论上可得到任意时间长度的平动点拟周期轨道.这种方法简洁高效,通用性强,灵活性高,不需要使用任何解析方法即可得到多数典型类别的平动点轨道.将其应用到深空探测轨道任务中,将大大降低平动点轨道的计算难度,为平动点轨道设计提供一种新的思路.     

异步旋转扫描式综合孔径干涉成像方法

综合孔径干涉成像技术在光学、射电天文学和微波遥感等领域都有很深的应用背景,随着应用需求的增长,其面临的一个主要障碍是系统结构过于复杂,这尤其不利于星载应用.为解决此问题,提出了一种异步旋转扫描分时采样成像方法,即采用两组子孔径阵绕同一中心以不同的转速进行异步旋转扫描.这种方式既可以得到较均匀的扫描轨迹,又可以自由灵活地实现系统复杂度和时间分辨率之间的平衡转换,从而可以在牺牲时间分辨率的情况下进一步稀疏子孔径阵列,以至于特定情况下简化到只需要两个子孔径.对异步旋转扫描的基本规律和设计方法进行了研究,并利用Gridding算法对其螺旋采样数据进行成像处理,最后针对地球同步轨道对地观测和太阳极轨射电天文观测两种潜在应用背景进行成像仿真,验证了此方法的实际可行性和有效性.     

VLBI相时延及其在深空探测器测定轨中的应用

甚长基线干涉测量(very long baseline interferometry,VLBI)技术是深空探测器测定轨的方法之一,也是行星无线电科学研究的重要手段.VLBI相时延通过解算相关相位的整周模糊度解算出探测器的VLBI时延观测量,可有效地降低相位随机误差的影响,从而提高时延测量的精度.本文论述了解算相位整周模糊度的条件和方法,给出相时延的解算方法,并分析比较了相时延与群时延的随机误差水平.以嫦娥二号(CE2)卫星飞往拉格朗日L2点的探测任务为例,求解了两个月内10次VLBI观测的相时延并分析了数据质量.相时延和群时延分别联合测速测距数据的定轨结果表明,在150万公里的距离上相时延用于探测器的定轨是可行的.     

一种计算圆形限制性三体问题周期轨道的新方法

周期轨道是理解圆形限制性三体问题动力系统的关键,在深空探测实践中具有重要的应用价值,现有的周期轨道计算方法通常需要以高阶近似解析解作为迭代初值,计算过程复杂且能得到的周期轨道种类较少．本文利用圆形限制性三体问题的对称性,通过构造相空间内的一类流函数,将位于对称平面上的状态再次映射到该对称面上,得到了计算周期轨道的构造流函数方法,该方法不需要以近似解析解作为迭代初值,也不需要计算状态转移矩阵,从而便于编程实现,其优点是不受圆形限制性三体问题非线性的影响,并可以系统地计算一大类具有x-z平面对称性的周期轨道．作为箅例,在平面情况下计算了Lyapunov轨道等周期轨道,并进一步将构造流函数方法与微分校正方法结合,设计了能在不同共振频率上跳转的共振引力加速轨道,最后,在三维空间情况下计算了晕轨道和多种三维周期轨道,证明了该方法的有效性．     

嫦娥二号卫星技术成就与中国深空探测展望

嫦娥二号卫星是中国第二颗月球探测卫星,设计主要目标为先期验证后续月球着陆任务的部分关键技术,并深化月球科学探测.圆满完成既定任务后,嫦娥二号飞离月球,进入行星际空间,在国际上首次实现从月球轨道转移日-地拉格朗日L2点.此后,在距地700万千米,实现国际上首次与4179图塔蒂斯小行星近距离交会并获取最高分辨率优于3m的光学图像.本文主要描述了嫦娥二号卫星的主要任务要求、任务特点、研制历程、在轨飞行评价、扩展任务、后续飞行状态和取得的主要技术成就.在分析、对比国内外深空探测现状的基础上,提出未来我国深空探测后续发展的几点建议.     

基于Floquet模态的平动点航天器编队构形设计与控制一体化方法

基于Floquet理论研究三体平动点周期轨道航天器编队的构形设计与控制方法.首先,介绍平动点周期轨道的Floquet理论,对Floquet模态进行仿真分析,利用Floquet模态可以线性表达相对于平动点周期轨道的运动偏差,并推导出了其模态系数的时间函数表达式,对于Z振幅较小的halo轨道,证明了周期模态的系数接近常值;在此基础上,应用Floquet模态对平动点轨道航天器编队构形进行设计,利用周期模态3,5或模态4,6的组合得到了多类特殊的规则构形;最后,提出了同时控制5个Floquet模态的相对运动轨道控制方法,仿真表明：该方法有效,并具有精度高、频度低、燃耗省等优势.本文形成了一种基于Floquet模态理论的平动点轨道航天器编队构形设计与控制的一体化方法,并基于该方法得到了几类特殊的规则构形,这对于深空探测任务轨道设计有重要的参考价值.