大偏心率椭圆轨道星上轨道外推的参数化模型

众所周知,数值方法和分析方法都可以用于轨道预报.一般而言,采用数值方法可以获得更高的精度,采用分析方法可以达到更高的效率.对于近圆轨道卫星,已有许多成熟的数值方法和分析方法可以用于轨道预报.而对于大偏心率椭圆轨道卫星,这些方法都有各自的局限性.传统的数值积分器工作效率较低;分析方法中多采用简化的力模型,因而可以达到的精度有限.为实现大偏心率椭圆轨道卫星的星上轨道预报,本文提出了一种解决方案.其核心思想是基于摄动分析解的表达式,尝试构造拟合公式,用不同的频率项反映摄动影响下轨道根数的周期变化和长期变化.最终以拟合和计算的过程代替求解微分方程,建立参数化模型,从而实现轨道外推.应用此模型时,将首先通过拟合公式对真近点角f、近点角距ω、升交点经度Ω、轨道倾角i和地心距r进行拟合与计算,然后利用这5个轨道根数计算出卫星在惯性坐标系下的位置矢量,得到最终的预报结果.为检验方法的可行性,本文利用该参数化模型对33颗闪电轨道卫星进行了轨道外推.对每颗卫星分别进行28组试验,每组算例的外推弧段为3天.数值试验结果表明,轨道根数f,ω,i与r的计算结果受到轨道偏心率的影响.3天内,轨道外推的位置精度一般约为百米级.     

地月转移轨道的Vinti多圆锥截线轨道预报方法

采用解析法近似、快速地预报地月转移轨道,对月球探测器的任务分析和轨道设计具有重要意义。已有的近似解析算法未考虑地球扁率影响,造成误差扩散,影响预报精度。本文给出一种新的快速准确预报地月转移轨道的解析算法,采用Vinti法对地月转移轨道的近地段进行扁率修正,采用多圆锥截线法预报地月转移轨道;讨论了算法中扁率修正时间长度和多圆锥截线变步长策略的选取,比较了多种典型地月转移轨道的预报方法精度与速度。与精确数值积分方法相比,新解析算法的计算速度快3个数量级,并且近月点位置的预报误差小于100km。     

基于CKF算法的卫星轨道实时预报方法

卫星轨道实时预报常采用EKF方法,但是EKF应用于非线性度较大的系统时精度和效率都不高。CKF算法利用带权重的点对状态量进行估计,用球面积分的方法解决了求函数与高斯随机变量乘积的积分的难题,既不需要对函数进行线性化,也不需要计算Jacobin矩阵。将其应用到轨道的实时预报当中,通过仿真验证,表明基于CKF的卫星轨道实时预报方法对预报精度和速度均有一定程度的提高。     

严寒地区无砟轨道温度场及轨道板温度梯度预估模型

严寒地区无砟轨道结构的温度荷载取值,是轨道结构设计及服役性能研究急需解决的关键工程问题。基于东北地区大连、沈阳、长春、哈尔滨四个主要城市的历史气象数据及热力学基本原理,建立了CRTS Ⅰ 型板式无砟轨道-路基结构热力学模型,分析在不利气象条件下无砟轨道-路基结构温度场分布特征,拟合计算结果建立了轨道板最大正负温度梯度与气象数据关系预估模型,对东北严寒地区轨道板最不利温度梯度进行讨论。结果表明：CRTS Ⅰ 型板式无砟轨道-路基结构内部温度垂向分布呈非线性,0.2米深度范围内,轨道板及路基的日温度变化幅度较为剧烈,在一日内承受正负温度梯度的交替作用,1.4m深度后路基的温度趋于平稳,变化幅度可以忽略;通过日气温温差、日太阳辐射总量、风速三个主要气象数据,可以较好的预估CRTS Ⅰ 型板式无砟轨道轨道板一日内的最大正负温度梯度;轨道板的最大正温度梯度与日温差和太阳辐射总量成正比,与风速成反比,轨道板的最大负温度梯度与日温差、太阳辐射量及风速成正比。     

轨道数值积分方法适用性研究

轨道积分是人造卫星轨道预报和精密测定中的重要环节,由于卫星受力情况复杂,精确的二阶运动微分方程的解析解难以求得,所以数值解法是解决轨道积分问题的主要手段。数值积分方法可分为单步法和多步法,每一类方法都有其特点和适用范围,在实际问题中如果选择不恰当的积分方法,精度或者计算速度将不能达到要求。以精度和计算效率为主要衡量指标,对Runge-Kutta法和Adams-Cowell法进行仿真,分别研究了两种方法的性能与轨道偏心率和轨道高度的关系,为卫星轨道积分方法的选择提供了依据。     

卫星轨道完备性监测研究

为了解决高精度定位中的卫星轨道粗差判别问题,采用轨道积分方法和轨道拟合方法,重点分析了卫星精密星历SP3文件的轨道积分精度,利用对卫星轨道加入不同粗差的计算方案,讨论了轨道积分的精度以及其对定位的影响,研究了利用卫星轨道积分精度实现完备性监测的方法。结果表明:通过卫星轨道积分精度的方法,可以反映卫星的粗差信息并予以将粗差卫星剔除;当剔除粗差卫星后,精密单点定位精度提高;当对正常卫星加入粗差,且随着加入粗差的增大,卫星轨道积分精度越来越差。该成果对完备性监测的研究具有一定的参考价值和指导意义。     

基于差分进化算法的卫星轨道计算方法

针对卫星轨道预测中的不可微、函数性质复杂、高维度传统优化算法失效的问题,提出了基于差分进化算法的卫星轨道预测方法.通过建立不同运动轨迹的卫星运动模型,构建最小化目标函数,根据种群个体进化特点,选取差分进化算法参数和进化策略.通过对椭圆轨道、双曲线轨道、抛物线轨道的全局近点角计算,表明差分进化算法在卫星轨道预测问题上是有效的.通过该算法与其他算法的比较,可以看出该算法有一定的优势.     

用于地空通信的单轨小卫星组网轨道特性研究

提出了采用小卫星组网的方法来解决战斗机超视距通信问题。为实现某一局部区域的超视距通信保障，提出并设计了单轨道小卫星组网方案，多颗小卫星单轨道组网实现简单，只要数量足够多，就能够实现对局部区域的连续通信覆盖，满足对局部区域作战的超视距通信需要；研究了单颗小卫星的在不同高度时覆盖范围半径、覆盖区域与地心的夹角等特性；研究了小卫星组网时，在轨道高度为780 km，不同数量的小卫星组网通信宽度、相临小卫星覆盖范围的重叠宽度和夹角等特性。     

超低地球轨道卫星大气阻力预测与影响因素分析

为了对超低地球轨道卫星的大气阻力进行有效预测和分析,该文基于自由分子流试验粒子Monte Carlo方法,通过嵌入多种国际主流大气模型,开发了一套低地球轨道任意复杂外形航天器气动特性预测的通用三维并行软件,并以GOCE卫星为研究对象,计算并分析了该卫星的大气阻力特性,研究了大气模型参数、飞行高度、轨道纬度和经度等因素对大气阻力的影响规律。结果表明:随着高度的增加,阻力急剧减小,阻力系数却单调增大,卫星阻力的预测对大气模型的敏感性增强;轨道纬度和经度变化的影响主要体现在通过影响来流大气参数而间接影响阻力系数和卫星阻力,大气温度和组分影响阻力系数,而阻力系数和来流大气密度共同决定卫星阻力;随着轨道纬度和经度的变化,卫星阻力和阻力系数均呈现非单调的波动性变化。研究表明:JB2008和DTM-2013大气模型表现相近,而USSA-1976、 Jacchia-1977和NRLMSISE-00大气模型计算出的阻力都较前两者偏高。     

小卫星轨道姿态控制系统仿真软件平台

提出了微小卫星轨道姿态控制系统仿真平台的设计思想,并将卫星轨道、姿态动力学与计算机图形学相结合,设计了基于三维实时动态显示技术的轨道姿态控制系统仿真软件平台,其中包括数据管理与分析、动力学计算、星上姿控程序接口和仿真结果的三维输出。平台用于卫星编队飞行的轨道设计和星上姿态控制程序的地面测试,可以动态仿真演示卫星在发射、测控和应用中的轨道和姿态运动。     

太阳能电池阵的功率预测

为实现卫星太阳能电池阵的功率预测,在工程上常用太阳能电池的单指数等效电路模型的基础上,考虑了串联电阻,提高了I-V特性方程模型精度。利用某地球同步卫星在轨6年的太阳能电池阵的输出功率数据,求出了太阳能电池阵在卫星寿命过程中每年的衰减因子,代入功率预测模型,预测结果表明,预测精度可以满足工程上的要求。该功率预测模型适用于其他同类型地球同步轨道卫星的太阳能电池阵的功率预测。     

基于支持向量机和k近邻的太阳质子事件预报模型

应用支持向量机和k近邻相结合的方法,建立了太阳质子事件预报模型。预报因子包括黑子面积、磁分型、McIntosh分型、太阳射电流量、活动区位置和软X射线流量。太阳质子事件模型包括两个子模型：质子有无模型和质子峰值流量模型。质子有无模型能对未来24小时是否发生质子事件给出预报,质子峰值流量模型对已发生的质子事件预报峰值流量等级。用2002年和2004年的数据进行了模拟预报,结果显示模型具有较高的报准率,同时显示出活动区位置和软x射线通量是比较敏感的预报因子。     

三轴稳定静止卫星赋形天线指向误差分析

对于静止轨道三轴稳定卫星,天线的指向精度是用户要求的重要指标.在卫星定点后处于工作姿态时,要求天线波束覆盖用户规定的地面区域,并满足规定的电性能指标.卫星的姿态、轨道、天线性能和总装等误差对赋形天线的指向精度均具有一定的影响.本文对影响赋形天线指向精度的各类误差的形成原因、误差数据的计算方法进行了逐项分析.研究了各类误差对赋形天线指向精度的影响,其中重点分析了姿态和轨道误差的影响,给出了相应的算法公式,并基于实际工程数据进行了算例仿真,得到卫星在正常和位保两种模式下赋形天线的指向误差数据.通过对比,仿真计算结果与卫星在轨天线方向图的实测结果具有一致性,证明了该分析思路和计算方法的有效性和正确性.     

空间薄膜充气管的太阳辐射压力及外热流分析

本文分析了不同轨道高度以及同一轨道高度不同位置,空间薄膜充气管所受太阳辐射压力及其扭矩大小,以及所受外热流情况.研究发现影响空间薄膜充气管的太阳辐射压力及其产生的扭矩与轨道高度无关,但随轨道位置变化而变化;外热流是轨道高度和位置的函数:随着高度的增加,太阳直接辐射热流不发生变化,但在所有外热流中其数值最大,地球红外辐射热流和地球反照热流则随着轨道的增加而下降,且后者下降的速度更快.     

Improvement of orbit determination for geostationary satellites with VLBI tracking

China’s COMPASS satellite navigation system consists of five or more geostationary (GEO) satellites.The roles of GEO satellites are to improve the regional user’s positioning accuracy and provide the continuous Radio Determination Satellite Service.The motion of GEO satellites relative to a ground tracking station is almost fixed,and regular orbit maneuvers are necessary to maintain the satellites’ allocated positions above the equator.These features present difficulties in precise orbit determination (POD).C-band ranging via onboard transponders and the L-band pseudo-ranging technique have been used in the COMPASS system.This paper introduces VLBI tracking,which has been successfully employed in the Chinese lunar exploration programs Chang’E-1 and Chang’E-2,to the POD of GEO satellites.In contrast to ranging,which measures distances between a GEO satellite and an observer,VLBI is an angular measurement technique that constrains the satellite’s position errors perpendicular to the satellite-to-observer direction.As a demonstration,the Chinese VLBI Network organized a tracking and orbit-determination experiment for a GEO navigation satellite lasting 24 h.This paper uses the VLBI delay and delay-rate data,in combination with C-band ranging data,to determine the GEO satellite’s orbit.The accuracies of the VLBI delay and delay rate data are about 3.6 ns and 0.4 ps/s,respectively.Data analysis shows that the VLBI data are able to calibrate systematic errors of the C-band ranging data,and the combination of the two observations improves orbit prediction accuracy with short-arc data,which is important for orbital recovery after maneuvers of GEO satellites.With the implementation of VLBI2010,it is possible for VLBI to be applied in the COMPASS satellite navigation system.     

卫星太阳光压力矩计算中有效作用面积的计算

为了精确计算卫星在轨运行时所受的太阳光压力矩,给出了1种考虑太阳帆板与卫星体相互遮挡时太阳光压力矩的求取方法.将卫星体和太阳帆板组成的几何体进行投影变换后,判断其相互遮挡并采用凸多边形求交的算法求取太阳光压有效作用面积,从而计算太阳光压力矩.以某太阳同步轨道卫星为例进行计算,结果表明:当卫星体和太阳帆板的面积相比较小时,太阳光压力矩的求取可忽略卫星体以及卫星体对太阳帆板遮挡的影响.该方法同样可推广到考虑太阳帆板与卫星相互遮挡时气动力矩的求取.     

卫星测控系统中的大气折射在线修正模型研究

在卫星发射和运行过程中,精确测量其飞行的轨道参数是地面卫星测控系统的主要任务之一.要使地面测控系统对卫星进行精确地定位,就必需对引起测控系统误差源之一的大气折射误差进行修正.根据电波传播理论和我国大气环境特点,针对地面卫星测控系统要求的高精度、实时性等特点,利用我国10年探空环境资料,建立了基于母函数的大气折射误差在线...     

重力卫星串联编队仿真分析

现有重力卫星任务存在时空分辨率不足、时空混频以及重力场信号各向异性等局限性.分别对重力卫星串联编队的轨道高度、轨道倾角、星间距离等指标进行仿真分析,就重力卫星串联编队星座模式对重力场时空分辨率的影响进行了数值分析.结果表明,卫星轨道高度的选择需要兼顾重力场信号衰减和卫星寿命等因素,以维持在300～400 km为优;轨道倾角选择应充分考虑极空白问题的影响,极空白区大小不宜超过6°;星间距离大于250 km时,重力场精度的提升并不明显,重力卫星串联编队星间距离设为50～100 km为优.重力卫星串联编队星座模式可同时有效提升地球重力场时空分辨率,实现时变重力场的各向同性探测.     

A confirmation of the general relativistic prediction of the Lense-Thirring effect

An important early prediction of Einstein's general relativity was the advance of the perihelion of Mercury's orbit, whose measurement provided one of the classical tests of Einstein's theory. The advance of the orbital point-of-closest-approach also applies to a binary pulsar system and to an Earth-orbiting satellite. General relativity also predicts that the rotation of a body like Earth will drag the local inertial frames of reference around it, which will affect the orbit of a satellite. This Lense-Thirring effect has hitherto not been detected with high accuracy, but its detection with an error of about 1 per cent is the main goal of Gravity Probe B--an ongoing space mission using orbiting gyroscopes. Here we report a measurement of the Lense-Thirring effect on two Earth satellites: it is 99 +/- 5 per cent of the value predicted by general relativity; the uncertainty of this measurement includes all known random and systematic errors, but we allow for a total +/- 10 per cent uncertainty to include underestimated and unknown sources of error.     

Satellite orbit determination combining C-band ranging and differenced ranges by transfer

The constraint in the transverse direction of satellite orbit with differenced ranges between master station and slave stations by transfer as an angular observation data is explained in theory. Differenced ranges in combination with C-band ranging by transfer were used in satellite orbit determination. The position error of overlapped orbit differences for combining is less than that for ranging only. The residual of predicted orbit forward 5.5 days for combining is 3.1762 m, while the residual for ranging only with the same duration is 3.5380 m. Both the orbital overlapping and orbit prediction experimentations can testify the constraint in the transverse direction of satellite orbit with differenced ranges, and the results show that the accuracy of orbit determination and orbit prediction is improved by combining differenced ranges and C-band ranging.