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.     

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.     

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.     

基于单探测器的低轨航天器X射线脉冲星导航算法

近年来脉冲星自主导航技术飞速发展,即将在低轨道(LEO)航天器开展验证。为了适应低轨航天器载荷轻量化、小型化的需求,研究了基于单探测器的X射线脉冲星导航扩展卡尔曼滤波算法,并针对单脉冲星导航和轮流观测多脉冲星导航两种方案,分别进行了算法仿真。仿真结果表明,仅观测单脉冲星无法实现长期自主导航,但能够将轨道预报误差降低25.9%,提高短期自主导航精度。而单探测器轮流观测多脉冲星可实现长期自主导航,其导航误差达到514 m,与多探测器同时观测多脉冲星传统算法相当。     

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.     

火星探测器跟踪及VLBI测定轨分析

我国将于2020年首次发射由轨道器和火星车组成的火星探测器.火星探测器的跟踪及精密测定轨是完成工程任务和科学探测的前提.本文首先分析了火星探测器跟踪技术.然后在简述好奇号火星车VLBI观测频度和测定轨精度的基础上,以2020年7月发射的火星探测器为例,给出了深空机动、近火制动、平面机动、降轨前等关键测控弧段的太阳等离子体时延、各测站观测仰角等参数.分析了我国VLBI网对火星探测器的测定轨能力以及关键弧段的测定轨精度.用5 d的测距测速数据、测速测距+VLBI数据分别进行定轨并预报2 d至近火制动点,三维定轨误差(1σ,下同)由只用测速测距时的45.7 km降至18.8 km,近火点高度预报误差由28.2 km降至7.6 km,体现了VLBI在近火制动等关键测控弧段对定轨和轨道预报精度提高的贡献.在测距、测速和VLBI时延测量误差降低后,近火制动段定轨和预报误差会进一步降低.     

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.     

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.      

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．     

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．