J2摄动下编队构形保持脉冲控制方法

针对卫星编队轨道构形在J2摄动干扰作用下被破坏的问题，给出了两种构形保持脉冲控制策略。首先，分析J2摄动对编队卫星相对轨道要素的影响，即J2摄动使相对升交点赤经、近地点辐角和平近点角产生长期漂移。然后，结合高斯摄动方程，分别设计了切向加法向脉冲和径向加法向脉冲两种控制方法修正从星升交点赤经、近地点辐角和平近点角的偏差，从而实现卫星编队的构形保持。数值仿真结果表明，两种方法都能够有效地修正编队构形偏差，且采取切向加法向脉冲的构形修正方式更有利于节省燃料消耗。     

基于相对偏心率/倾角矢量的编队控制方法

基于高斯摄动方程,分别提出了效率高及燃耗少的两种编队脉冲控制方法。两方法均设计了同样的法向脉冲修正轨道面外队形偏差。对于轨道面内队形偏差,方法一设计了径向脉冲和径向、迹向的“合力脉冲”完成修正控制;方法二设计了两迹向脉冲实现对相对半长轴、偏心率和近地点幅角的修正,以及两径向脉冲来消除相对平近点角偏差。理论分析与仿真结果表明,与经典五脉冲控制方法相比,方法一和方法二分别具有高效和燃耗少等优点。     

基于气浮台的交会对接相对姿态和位置控制

基于交会对接地面物理仿真系统对卫星交会对接中相对姿态和位置的控制问题进行研究,根据地面物理仿真系统的结构推导出描述系统姿态和位置运动的耦合六自由度动力学模型;基于此模型,在存在外部扰动的情况下,采用自适应快速非奇异终端滑模控制思想设计一种能够克服传统终端滑模控制奇异问题的鲁棒有限时间控制器。通过李雅普诺夫理论推导和仿真分析表明,该控制器在保证系统的有限时间稳定性和收敛性的同时能有效地抑制外部扰动。     

基于相对角动量的空间非合作目标机动仅测角检测方法

针对传统方法在空间非合作目标小脉冲轨道机动检测过程中性能不佳的问题，在构建了一种基于相对角动量的新型待检特征量的基础上，提出了利用无源光学相机仅测角信息的轨道机动检测新方法。首先，在轨道坐标系下建立了基于Clohessy-Wiltshire方程的相对动力学模型和相机偏离质心安装时的相对视线角测量模型；然后，给出了相对角动量的定义并量化分析了以相对角动量作为机动检测特征标志的优越性；接着，设计了基于二次滑窗方差比值的机动检测算法框架；最后，通过数值仿真对所提算法进行了有效性验证和性能分析。仿真结果表明，该方法可以实现对近圆轨道目标的快速轨道机动检测，机动时间点检测误差在60 s以内。     

宽带信号辐射源径向加速度估计算法

提出了一种利用相参脉冲串信号估计脉冲重复周期变化率的宽带信号辐射源径向加速度估计方法。为了解决电子侦察接收机采样间隔与辐射源脉冲重复周期不匹配造成的脉冲边沿到达时间（time of arrival, TOA）估计偏差问题,采用了分数时延估计算法对脉冲间时延进行估计。获得精确的脉冲TOA后用最小二乘法提取径向加速度信息。给出了该方法目标径向加速度估计所能达到的误差下限,仿真结果接近该下限,具有很高的精度。本算法适用于线性调频和非线性调频等宽带信号。     

基于无奇异变换的双行轨道根数生成算法

在双行轨道根数（two line elements, TLE）和简化普适摄动轨道预报模型的基础上,针对空间目标TLE采样拟合过程中可能出现奇点的问题,提出基于无奇异变换的空间目标TLE生成算法。引入无奇异轨道根数代替开普勒根数形成改进的TLE参数,推导了目标位置矢量对改进TLE参数的偏导数矩阵,并采用选主列Givens QR分解算法进行观测方程迭代求解,以提高数值计算稳定性。仿真结果表明,该生成算法拟合精度和位置预报残差满足要求,可应用于低轨目标的空间监视。     

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。     

卫星自主定轨中轨道摄动仿真

本文针对组合大视场星敏感器卫星自主定轨方法,建立了地球非球形摄动下的广义卡尔曼滤波仿真模型,滤波过程采用了新的改进算法。通过计算机仿真,说明该自主定轨方法具有很高的位置、速度均方误差估计精度且算法是收敛的。计算给出了一日内的卫星轨道,反映了在地球非球形摄动下轨道的变化情况,且对轨道面的进动进行了计算。     

逼近非合作目标的自适应二阶终端滑模控制

针对逼近非合作目标过程中的相对轨道姿态耦合控制问题,综合考虑系统不确定性、外部干扰以及滑模控制中的抖颤问题,设计了无抖颤的自适应二阶非奇异终端滑模(second order nonsingular terminal sliding mode, SONTSM)控制器。首先根据视线坐标系下的相对运动方程和体坐标系下的相对姿态方程建立了相对位置和姿态一体化模型。将高阶滑模控制思想与非奇异终端滑模控制理论相结合,使所设计控制器克服了传统滑模的抖颤问题,并同时具有收敛快、精度高、鲁棒性强及能量消耗小等优势。基于Lyapunov理论,对系统稳定性进行了严格的证明。数值仿真验证了控制器的正确性和良好的控制性能。     

脉冲噪声下基于共变序列的自适应时延估计

针对实际应用中常遇到的脉冲性噪声问题,以α稳定分布模型进行描述,提出了一种基于共变序列的自适应时延估计方法,简称CAED.该方法通过求取两个观测序列的互共变和一个观测序列的自共变,去除了不相关脉冲噪声,保留了观测序列间时间延迟的信息;将自共变、互共变序列作为两个自适应滤波器的输入信号,在最小均方误差准则控制下,由收敛的两个滤波器权系数矢量峰值位置之差可获得源信号到达两个接收端的相对时延.通过计算机仿真对比实验验证了该算法在强脉冲噪声、低信噪比情况下的优良估计性能.     

基于因子图协同定位辅助的单星定位方法

在诸如行星探测,战争损毁等导航星座拒止环境下,单星定位系统可以快速部署为目标提供定位支持,但单星定位系统较大的定轨误差导致定位误差较大。针对上述问题,提出了一种基于因子图协同定位辅助的单星定位方法。首先,通过多组卫星不同时刻的伪距差值构建定位双曲面为定位目标提供连续定位并减小卫星和接收机钟差的影响;其次,利用多个定位目标之间的高精度测距信息建立协作因子图,并利用该协作因子图辅助单星定位系统的定位结果,从而提高定位精度。将所提出的单星定位方法与现有的多普勒单星定位方法和径向加速度单星定位方法从卫星定轨误差、测距误差和定位误差3方面进行对比。仿真结果表明,所提出方法的定位误差仅为其他两种方法的1%～10%。     

基于地磁/光谱红移/太阳光信息的FAUKF自主定轨

针对地磁场模型精度低而引起的低轨卫星导航精度不高问题,提出了一种利用地磁、太阳光、光谱红移多源信息融合的低轨卫星自主导航方法。设计了基于地磁/光谱红移/太阳光信息的联邦自适应无迹卡尔曼滤波器(federal adaptive unscented Kalman filter,FAUKF)滤波自主定轨方案,提出了利用FAUKF滤波,选取太阳光矢量与地磁矢量的夹角的余弦值、地磁场强度、光谱红移信息为观测量,来估计卫星的速度和位置。仿真结果为位置精度465.38 m,该算法的精度要高于单纯的地磁导航,滤波的收敛性和稳定性较好,导航误差不随时间累积,有工程应用价值。     

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。     

基于PSO-BP神经网络的广播星历轨道误差预测模型

在卫星导航数据处理实践中,发现广播星历轨道误差中客观存在不确定性的规律现象,针对这种不能用确定数学模型表示的误差信息,建立基于粒子群优化反向传播(back propagation,BP)神经网络的轨道误差预测模型。通过粒子群算法对BP神经网络的初始权值和阈值进行全局寻优,利用广播星历解算出的卫星空间位置和速度,并结合时间信息和摄动改正数对神经网络进行训练和测试。结果表明该模型对广播星历轨道误差具有较好的拟合能力和预测效果,用该模型对卫星位置解算提供误差补偿,可有效提高卫星定轨精度,降低系统级误差。     

地球同步轨道SAR定轨精度要求分析

针对地球同步轨道合成孔径雷达(geosynchronous synthetic aperture radar,GEOSAR)的技术特点和应用需求,进行定轨精度要求分析。首先建立GEOSAR定轨误差模型,定性分析定轨误差对斜距及多普勒频率的影响。然后针对全误差公式难以解析求解的问题,提出了一种基于蒙特卡罗法分析定轨精度的方法,并给出GEOSAR典型应用模式下的定轨精度分析流程。最后针对中等倾角GEOSAR给出定量的定轨精度要求。仿真表明,GEOSAR成像聚焦所需的径向位置精度为米级,切向速度精度为10^-3m/s量级,目标定位所需的切向位置精度为10 m量级,径向速度精度为10^-3m/s量级,差分干涉所需的径向位置精度为毫米量级,并且下视角越小,约束越高。     

圆饼卫星三轴姿态控制

利用卫星低轨道两个主要环境力矩 (重力梯度矩和地磁力矩 )对卫星三轴姿态进行控制。卫星的形状为圆饼状 ,用以获得所需的重力梯度矩。卫星上的永久磁棒获取所需的地磁力矩。为了提高卫星的姿态精度 ,沿永久磁铁方向安装一反作用飞轮。对卫星在圆轨道的姿态进行了分析 ,并给出仿真结果。从分析和仿真结果可以看出 ,此卫星具有结构简单、姿态稳定、精度高等优点。     

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。