基于星敏感器和星间链路的卫星星座自主定轨研究

以对地定位观测三星星座为例, 研究了联合星敏感器和星间链路测量信息的卫星星座自主定轨方法. 通过仿真三星星座星间链路观测和CCD星敏感器对背景恒星的观测, 生成两种类型的仿真观测资料, 基于这些资料建立了星座联合自主定轨的测轨方程, 在此基础上进行了星座自主定轨的仿真计算. 综合考虑各种定轨方案以及潜在的各种测量误差的影响, 对卫星星座自主定轨精度进行了比较和分析, 结果表明所采用技术手段应用于卫星星座自主定轨是可行的, 并形成了若干研究结论, 对于这种自主定轨技术拓展应用于更广泛意义下的卫星编队星座具有重要的参考价值.     

椭圆限制性三体问题模型下平动点拟周期轨道卫星的自主定轨分析

基于椭圆限制性三体问题,研究了平动点轨道卫星导航星座仅利用星间测距进行自主定轨的技术。分别分析了平面Lyapunov轨道和垂直Lyapunov轨道上卫星仅利用星间测距进行自主定轨的精度。为了提高拉格朗日轨道导航星座对月球空间的覆盖范围,设计了由地月系的L1、L2、L4和L5四个平动点附近的拟周期轨道上的卫星构成的导航星座,分别利用扩展卡尔曼滤波方法和无迹卡尔曼滤波方法进行了自主定轨仿真分析,结果表明:平动点轨道导航星座可以仅利用星间测距实现长期高精度自主定轨。     

基于星间测距的导航卫星自主定轨新算法

受限于星载计算机处理能力,目前导航卫星自主定轨多采用序贯、分布式的定轨算法.但该类算法在节省计算资源的同时存在滤波发散与精度指标快速下降的问题,尤其在链路数量较少的情况下更为突出.本文提出一种快速、稳定的集中式自主定轨新算法.该算法借助空时分多址(STDMA)体制强大的高频星间测距功能,不依赖于动力学建模,在短弧内将卫星的真实轨道与长期预报轨道的差异用高阶次多项式描述,无需轨道积分和状态转移矩阵计算,算法极为简洁,大大节省了计算资源.同时,此算法还通过约束卫星升交点赤经实现了无锚固站支持条件下的自主定轨,减少了对地面支持系统的依赖程度.最后,仿真北斗全球导航系统星间链路测量,论证了星间链路数量、星间测量噪声对导航星座自主运行性能的影响,并对其计算量进行了理论分析.仿真结果证明,本文算法无误差积累,稳定性较高,在链路数少至3条时自主定轨也能够平稳运行;在链路数量?5时,不考虑地球自转参数(EOP)长期预报误差,自主运行60 d,轨道的用户距离精度(URE)平均为0.9 m,而总计算量仅为扩展Kalman滤波(EKF)分布式算法的七分之一.     

全球导航星座的远地/深空导航应用研究

全球卫星导航系统为低轨和地面用户提供导航服务已有广泛的研究.中高轨卫星以及深空卫星的定轨、定姿和时间同步,目前主要利用地面测控系统完成,存在设备复杂、投资高、无法同时支持大量飞行器、无法自主运行等缺点.本文研究中高轨卫星和深空卫星利用全球导航星座进行定轨、定姿和授时服务的可行性,实现其扩展应用,寻求全球导航星座作为天基网时空基准的高效途径,使得天基网的自主导航与自主运行成为可能.论文提供了一套解决方案,在不增加卫星设备的前提下,通过星间链路的巧妙设计,实现对远地、深空飞行器的无源导航服务,重点研究了卫星可见性、几何精度因子（GDOP）等内容,进行了定位、定时精度分析,为全球导航星座的建设提供思路.     

仅测距信息可用的编队卫星自主相对导航简化UKF方法

针对仅测距信息可用条件下编队卫星自主相对导航问题,首先,使用解析方法对仅测距条件下系统可观性进行分析,给出满足系统可观的条件。然后,针对线性状态方程和非线性量测方程的特点设计了简化UKF( Simplified Unscented Kalman Filter,SUKF )滤波算法,使用标准卡尔曼滤波中的时间更新代替UKF中的无迹变换,无需对状态变量进行扩维,可以在保证滤波估计精度的前提下有效地减少运算量,便于实时应用。最后的仿真结果表明在仅测距信息可用时,SUKF的滤波估计精度高于传统的EKF算法,相对定轨精度在米级,对于相对导航精度要求不高的场合是适用的,同时也可以作为测角失效时的备份方案。     

仅测距信息可用的编队卫星自主相对导航简化无损卡尔曼滤波方法

针对仅测距信息可用条件下编队卫星自主相对导航问题,首先使用解析方法对仅测距条件下系统可观性进行分析,给出满足系统可观的条件,然后针对线性状态方程和非线性量测方程的特点,设计了简化UKF(simplified unscented Kalman filter,SUKF)滤波算法。使用标准卡尔曼滤波中的时间更新代替UKF中的无迹变换,无需对状态变量进行扩维,可以在保证滤波估计精度的前提下有效地减少运算量,便于实时应用。最后的仿真结果表明在仅测距信息可用时,SUKF的滤波估计精度高于传统的EKF算法,相对定轨精度在米级,对于相对导航精度要求不高的场合是适用的;同时也可以作为测角失效时的备份方案。     

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.     

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.     

基于多目标进化算法的低轨区域通信星座优化设计

研究利用进化算法实现低轨区域通信星座的多目标优化设计。首先分析、确定低轨星座优化的轨道控制参数，然后将基于Pareto最优概念的多目标进化算法引入星座优化中。结合星座覆盖性能的评价准则，给出了一种利用非劣分层遗传算法(NSGA—Ⅱ)实现星座轨道控制参数优化的框架。最后对具体实例进行了优化仿真，结果表明，该方法可以获得一组分布合理的Pareto解，为星座方案决策提供了有力的支持。     

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.     

北斗卫星整网集中式自主定轨算法研究

由于分布式定轨算法只能得到局部次优解,为进一步提升北斗卫星自主导航算法精度,对北斗卫星整网 集中式定轨算法在轨实现方法进行研究。设计了基于推广卡尔曼滤波算法的整网集中式定轨算法及其在轨实 现流程,并利用北斗卫星上的龙芯1E300 处理器对算法精度及工程可行性进行了评估。仿真结果表明,整网集 中式算法精度优于分布式导航算法。且通过在龙芯1E300 处理器上仿真验证可知,集中式导航算法已具备星 上使用条件。     

星载GPS非差精密定轨精度分析

采用一种变相的“非差”动力定轨方法，建立了相应的数学模型，编制了星栽GPS低轨卫星的定轨软件，并以此分析了定轨过程中各主要误差源对定轨的影响以及所能达到的定轨精度和预报精度。该方法以相位平滑伪距为观测值，通过对同一历元的现测值进行卫星间求差，消除了星栽GPS接收机钟差，模型简单，求解参数少。在只估计初始坐标和速度参数、考虑各种误差的综合影响时，定轨一天的径向精度约为3m，能满足一定的定轨精度要求。     

基于GPS和陀螺的航天器相对状态自主确定

根据GPS和陀螺的不同特点,将两者结合起来,设计了一种基于GPS和陀螺的相对状态自主确定算法.采用修正罗德里格参数(MRPs)作为姿态描述参数,通过建立相对轨道和相对姿态运动方程以及GPS和陀螺观测方程,运用unscented卡尔曼滤波方法(UKF)设计了双星编队相对状态自主确定算法,仿真结果验证了方法的可行性和有效性.     

基于脉冲星和太阳敏感器的日地系Halo轨道组合导航研究

为提高平动点轨道探测器的自主导航能力,提出一种利用X射线脉冲星和太阳敏感器的导航算法. 利用X射线脉冲星导航理论,用X射线探测器测量X射线脉冲到达时间,同时利用太阳敏感器测量太阳视线方向矢量,建立导航系统观测方程. 在高精度星历模型下,对日地系Halo轨道建立数学模型,利用二级微分修正方法获取地球质心惯性系下的标称轨道,利用基于UD分解的联邦Unscented卡尔曼滤波方法进行状态估计,并研究了摄动因素对导航结果的影响. 仿真结果表明,该方法能够完成日地系平动点轨道的自主导航,并且比X射线脉冲星单独导航具有更高的导航精度.      

失稳周期轨道的寻找与控制

提出一种在噪声存在的情况下依然有效的控制失稳周期轨道的方法。此法以一本征方向代表轨道方向，将三维微分系统简化为二维微分系统，用Ｌｙａｐｕｎｏｖ指数谱解释取得控制的原因。另介绍两种在自治微分系统中寻找失稳周期轨道的方法。     

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。     

卫星编队飞行GPS自主导航和控制

本文提出了一般相对轨道动力学方程和用于编队飞行的GPS星栽自主导航模型和算法.同时文章也提出了用GPS伪距测量信息实现卫星编队飞行的建立和保持的自主导航控制方法.其中包括用于编队飞行建立的非线性控制律和用于编队飞行保持的线性控制律.以及相应的估计器的算法.作为这些方法的一个实际应用,文章给出了EO-1/Lantlsat 7编队飞行的自主导航控制系统的设计和实现.一般情况下最优控制律的实现是需要变推力发动机的,在没有变推力发动机的情况下,本文特别给出并验证了用冲量等价的方法实现变推力发动机替代的可行性.上述设计已经过数字仿真的验证,证实了设计的正确性和实现的可行性.     

谐波小波在旋转机械故障诊断中的应用

为了对具有非平稳信号的旋转机械的轴心轨迹形状进行识别,提出一种基于谐波小波滤波提纯的方法.谐波小波具有明确的函数表达式,算法实现简单,具有良好的"盒形"频谱特性,能将信号不交叠且不遗漏地分解到相互独立的空间,便于信号特征的提取.采用谐波小波进行滤波提纯,可以将故障信息从原始轴心轨迹信号中分离出来,从而获得轴心轨迹的形状,为旋转机械的故障诊断提供了依据.大量仿真试验表明,该滤波提纯方法简单,具有较强的实用价值.     

卫星导航系统自主导航技术研究与验证

本文结合全球卫星导航系统自主导航技术发展现状,介绍了自主导航能力的发展特点及重要作用,分析设计了卫星导航系统自主导航体系架构,并对自主导航关键的时空基准保持技术进行了分析,提出了基于星间观测的完全自主导航的滤波算法、滤波状态噪声协方差信息选择方法及自主导航星载数据处理方法.论证了基于地面观测数据(锚固站)的半自主导航方法,比较了不同锚固站分布、数量及观测周期对自主导航性能的影响,并利用一套地面仿真试验系统验证了自主和半自主模式下的精密定轨和时间同步精度,可为卫星导航系统自主导航设计提供参考.     

Satellite orbit determination by transfer with differenced ranges

The original idea of orbit determination called "determination of satellite orbit by transfer" was proposed by the National Time Service Center,Chinese Academy of Sciences.It shows that the system is very stable and the orbit determination accuracy is improved greatly.A new observation mode called "differenced ranges between master station and slave stations by transfer" is introduced.It is the development of "determination of satellite orbit by transfer".In principle,the differenced ranges between master station and slave stations have a high angular resolution,and strongly constrains in the transverse direction of satellite orbit,perpendicular to the line-of-sight.The principle of "differenced ranges between master station and slave stations by transfer" is discussed in detail.And differenced ranges in combination with ranging data were used to determine satellite’s orbit and orbit prediction under different arc observations.It shows that orbit determination accuracy for orbit prediction can be improved with differenced ranges in combination with ranging data.