A METHOD TO CORRECT CATALOG ORBIT DETERMINATION VELOCITY 1)

对于大批量空间目标,监测资源有限,测轨数据稀疏,导致编目定轨结果误差较大。本文分析了不同轨道类型的编目轨道预报误差演化特性,分析结果表明,轨道预报误差主要分布在沿迹方向,且主要是由于大气阻力摄动模型误差和初始径向速度误差引起的。进一步的理论推导显示,在忽略初始位置误差的假设条件下,轨道初值误差引起的预报位置误差前后具有近似对称特性,利用仿真数据,验证了近似对称特性的正确性。基于上述分析,本文提出了一种校准编目定轨初始速度的方法,即通过减小向前预报的位置与已知位置的偏差来迭代地校准定轨结果的速度,从而提高目标向后预报的轨道精度。利用实际轨道数据的试验结果表明,该方法对于采用稀疏数据的近圆轨道目标定轨结果修正效果明显,可以有效改进自主编目定轨结果的精度,对提高大批量空间目标的编目管理能力具有重要价值。     

空间目标初始轨道确定吉布斯问题误差分析

现代战争中的空间武器平台捕获敌方的空间目标,确定其运行轨道后实施军事打击,所以对轨道确定参数的误差进行分析对于精确打击具有非常重要的意义。为了准确分析吉布斯三位置矢量定轨法的轨道根数的确定精度,根据吉布斯方法的轨道确定模型,采用向量求导的方法,详细推导了轨道根数对于观测位置误差的灵敏度矩阵,并给出了轨道根数误差与观测位置误差之间的关系,明确初始轨道的确定精度及误差传播规律。最后对吉布斯方法及其误差分析进行仿真分析验证,验证了方法的正确性。     

基于北斗导航卫星信号的低轨卫星自主定轨（英文）

利用北斗卫星导航信号对低轨卫星自主定轨进行了研究。首先对卫星轨道动力学方程进行了推导,建立一个考虑地球J2摄动下的卫星动力学模型,并利用4阶龙格-库塔数值积分法进行轨道传播。选用北斗卫星导航信号的伪距和伪距率作为定轨的测量方程。然后,对北斗卫星可见星的个数进行了分析。最后,采用SRUKF算法对低轨CHAMP卫星轨道状态进行估计,并通过STK8.1生成仿真数据对SRUKF、UKF和EKF算法的跟踪性能进行对比分析。仿真结果表明,在跟踪过程中最少能接收到18颗北斗卫星信号,能够满足定轨要求。在相同条件下,SRUKF算法的跟踪精度优于UKF、EKF算法,SRUKF算法能减少89%的位置误差和90%的速度误差。     

基于自适应卡尔曼滤波的简化地磁定轨

地磁定轨对追求低成本、高功能密度比的微小卫星具有较重要的价值,但是目前地磁定轨尚存在计算量大、易受各类误差影响导致精度过低等不足。在分析轨道动力学方程误差量级的基础上,建立了简化的状态转移矩阵,根据地磁模型分析了地磁强度随着阶次变高,梯度显著变小的特点,提出了高阶截断的简化地磁测量方程;将复杂的磁强计测量误差近似建模成随机游走形式,用多项式对磁强计误差估计值进行实时拟合去噪,并辨识出磁强计误差的变化特征作为自适应卡尔曼滤波器的调节依据,提高了弱可观测地磁定轨的性能。数学仿真证明了简化地磁定轨模型的有效性,自适应滤波器能够更精确地实现定轨计算,定位精度约为6 km,测速精度约为4 m/s。     

静电陀螺监控器对航天器定轨精度影响分析

航天测量船与陆基测控站在对航天器进行轨道跟踪测量中存在很大区别,陆基测控站是定点测控,定轨精度完全取决于无线电设备自身精度,而测量船是海基动态测控,定轨精度除受无线电设备自身精度影响,更大程度上受制于惯性导航系统(INS)提供的船姿船位(航向、船摇、位置)数据精度。测量船为提高船姿船位数据精度,使用了静电陀螺监控器(ESGM)与惯性导航设备(INS)、全球卫星导航系统(GNSS)相结合的组合导航系统。结合INS/ESGM/GNSS工作原理和测量船航天器定轨中船姿船位数据源的选择,将船姿船位数据精度对测量船定轨精度的影响进行了仿真,并通过无线电设备实测数据的事后数据处理对仿真结果进行了验证。研究结果表明,ESGM能够在很大程度上提高测量船航天器的定轨精度。     

巡航飞行器惯性/地磁组合导航方法的误差(英文)

地磁辅助导航是组合导航技术的新方向,而导航误差的研究是分析惯性/地磁组合导航性能的重要内容之一。以等高或近似等高飞行的巡航飞行器为应用对象,建立了惯性/地磁组合导航系统的卡尔曼滤波器;通过仿真结果并结合理论分析重点讨论了校正方式、惯性器件测量精度、地磁场特征与磁测误差、基准图的网格间距、滤波周期、初始位置与初始速度误差等各种因素对位置和速度等导航误差的影响。     

潜地导弹初始定位误差估算方法

针对潜地导弹初始定位误差的估算问题,提出一种基于发射惯性系下遥外差数据进行解算的初始定位误差分离方法.该方法基于制导工具误差的产生机理及传递关系.推导出了初始定位误差与遥外测位置差之间的关系,分析了定位误差对导航计算初始速度装订的影响,建立了利用地面测试数据估算初始段制导工具速度误差的数学模型.结合飞行试验数据对该误差分离方法的精度进行了分析,同时还讨论了遥外差信息的选取原则,计算结果证实了该估算方法的可行性.     

基于空间目标异步观测的惯导误差快速确定

针对惯性/天文组合导航系统中大的初始状态误差影响惯导误差收敛速度的问题,在星相机观测具有先验位置信息的有限空间目标的辅助下,提出一种基于目标-恒星角距异步测量的惯导误差在线快速确定方法。首先,在星相机光轴旋转角度和视场角大小受限的情况下,设计了通过异步照相观测方式获取有效空间目标参考信息的方案;其次,在利用惯导误差状态传播模型实现异步测量信息同步处理的基础上,构建基于空间目标与恒星之间角距的非线性最小二乘优化模型,避免了星相机的光轴扰动和安装误差对测量精度的影响;最后,基于高斯牛顿法设计了两轮迭代优化估计惯导位置误差和速度误差的方法。蒙特卡洛仿真结果表明,所提方法利用对空间目标和恒星的有限观测信息,可以有效估计惯导位置误差和速度误差,在初始位置误差约十千米量级的情况下,可以估计补偿约97.73%的位置误差以及66.25%的速度误差,优化求解误差参数的计算耗时为0.0160 s。     

空间绳系太阳能电站初始姿态误差影响分析

针对地球同步轨道绳系太阳能电站在轨运行的动力学问题,建立复杂绳系编队系统的动力学模型。此模型考虑了系绳的柔性、太阳能子板的姿态运动、编队系统构型与轨道运动之间相互耦合的特性。在无扰动及存在初始太阳能子板姿态误差的情况下对系统进行动力学仿真,分析了系统的稳定性。结果表明:不同方向上的初始太阳能子板姿态误差对系统的影响不同,指向地心方向上的初始姿态误差不会引起系统的运动,另外两方向上初始姿态误差会引起柔性系绳内力变化从而对系统产生影响,其中轨道运行方向上的初始姿态误差对系统的影响最明显;较小的初始姿态误差所引起的系统运动主要为太阳能子板在其平衡位置附近的小幅往复转动;初始姿态误差较大时,平台系统会大幅偏离其平衡位置,影响空间绳系太阳能电站的构型保持。     

近地小行星极短弧定轨的进化算法研究

近地小行星的巡天项目不断涌现, 得到了海量的观测数据.而巡天观测方式使获得的数据弧段过短, 传统方法在定轨和识别上存在极大困难,加之短弧定轨问题本身的病态性,如何有效利用这些短弧数据对于发现、监测和评估小行星的威胁具有重要意义.在进化算法下构建极短弧定轨的计算框架, 选用三变量的$(a,e,M)$优选法,保持维数较低的同时, 使优化结果不再依赖观测量.采用参数较少、操作简便的差分进化算法,利用不同偏心率小行星的轨道模拟数据进行试验,对获得的最优解及其分布聚集区域进行分析, 大偏心率轨道由于其本身的复杂性,会对算法搜索的灵敏度产生影响, 需缩小搜索空间以提高搜索能力.结果表明算法在小偏心率问题中表现较好,可以得到有效结果为后续工作提供参考信息, 大偏心率问题在传统方法失效的情况下,虽然最优解在整体分布中并不明显, 但分布仍包含真实解,可结合分布密度和适值大小进行分析. 未来需要对大偏心率问题作进一步研究,考虑其观测位置和观测时刻对算法产生的影响, 分类计算.      

基于卫星跟踪和星敏感器的地月L2点星座自主导航（英文）

近年来在地月L2点构建自主导航星座用于深空探测已经成为研究热点。针对摄动引起的未知模型误差和量测异常造成单独使用卫星跟踪定轨性能较差的问题,提出了一种基于卫星跟踪和星敏感器组合的导航方案。在方案中融合了星间跟踪的距离、多普勒频移信息以及星敏感器测量的星座卫星与月球之间的角度信息,设计了一个联邦自适应平方根容积卡尔曼滤波器,利用自适应尺度矩阵对测量协方差进行改进,提高了异常测量下的定轨精度和鲁棒性。仿真结果表明,在异常测量下所提出的导航滤波方法的位置误差和速度误差,相比传统的联邦平方根容积卡尔曼滤波分别降低了68.85%和44.17%。     

基于平方根UKF滤波的轨道机动飞行器自主导航方法

在利用SINS／GPS对轨道机动飞行器进行自主导航的过程中,为提高轨导航精度,将惯导工具误差作为状态变量进行估计,同时考虑了杆臂偏差对导航精度的影响,将GPS卫星的星历误差、对流层误差视为一阶马尔科夫过程,用Allan方差的方法建立了GPS接收机的误差模型。为保证滤波过程中协方差阵的正定性,提高计算精度和速度,应用平方根UKF滤波方法进行轨道机动飞行器自主导航,仿真结果验证了所给出方法的可行性和有效性。     

地球轨道空间碰撞风险区域态势分析

太空中的人造目标数量持续加速增长,地球轨道空间已变得愈发拥挤,在轨卫星运行中面临的碰撞风险日益升高。本文基于公开的大量空间目标编目轨道数据,对当前空间环境下在轨卫星面临的碰撞威胁程度进行了简要计算和分析,给出不同轨道区域中卫星的碰撞风险等级,并指出了几个碰撞风险显著偏高的典型区域。最后,从空间碎片环境安全角度出发,对卫星轨道选取提出建议,可为待发射卫星的轨道部署提供参考。     

星敏感器与地平仪联合自主定轨改进算法

针对星敏感器地平仪联合自主定轨算法在工程中不易应用及工程应用中定轨精度较低等问题,提出了一种改进的自主定轨算法。第一,调整算法观测量,利用惯性坐标系下地心矢量替代星光角距值作为Kalman滤波方程的观测量,以适应卫星星敏感器标准输出;第二,在算法中加入敏感器误差处理环节,包括对敏感器的常值误差进行求取,从而实现对地心矢量测量值的修正,以及用抗野值方法对尖峰噪声误差进行处理,从而消除尖峰噪声对Kalman滤波定轨算法的影响;第三,采用无迹Kalman滤波算法将具有新的观测量与敏感器误差处理环节的改进的天文导航算法加以实现。通过某在轨中轨道卫星数据校验表明,改进后的自主定轨算法定轨精度在千米量级,可在工程中有效实施。     

基于遥外差数据估算初始定位误差的新方法

针对潜地导弹初始定位误差的估算问题,提出一种基于发射惯性系下遥外差数据进行解算的初始定位误差估算的新方法.该方法基于制导工具误差的产生机理及传递关系:建立了初始定位误差与遥外测数据之间的关系,推导出利用遥外差数据估算初始定位误差的数学模型,结合飞行试验数据分析了该方法的计算精度.在研究遥外差信息选取原则的基础上,重点分析了外测数据随机误差对于估算精度的影响,并提出了时间域上的最小二乘改进算法来提高估计结果的精度.利用飞行试验测量数据来验证该算法,计算结果证实了该估算方法的有效性和可行性.     

双月旁转向轨道的修正方法研究

双月旁转向轨道是深空探测中有应用潜力的一类非线性轨道. 在CR3BP模型下得到了双月旁转向轨道, 通过分析轨道的误差传播特性, 制定了双月旁转向轨道的修正原则, 提出了``关键节点'加``显式制导'的修正思路; 给出了考虑太阳引力作用的R4BP模型, 针对初始误差、导航误差、修正执行误差和太阳引力摄动偏差进行了轨道修正仿真, 得到了基于Monte-Carlo方法的轨道修正统计结果. 在此基础上, 采用了``初值速度补偿'与``显式制导'相结合的思路修正初始误差、导航误差、修正执行误差和太阳引力作用, 仿真表明: 这一方法能够较大程度地降低轨道修正所需的冲量. 结果和结论能够为双月旁转向轨道的工程应用提供参考.      

介绍一种测角装置的校准分析技术

本文所述的分析校准技术，可将测角装置校准到很高精度。校准时，使用了两台测角装置。并且利用该分析校准技术，分离了各误差曲线，采用该分析校准方法，无需预先知道任何一台测角装置的误差，而且测角装置可以是，也可以不是两台相同的装置。文中还确定了可以校准到高精度的测角装置的类型和校准配置。所采用的校准分析技术，可将角位置测试台和角度分解器校准到０．１角秒的精度。此方法已经用于校准轴角读出的双感应同步器系统。本文还提供了利用该分析校准方法获取的数据。     

一种基于光流跟踪的航天器多未知地标导航方法

传统的未知地标导航方法是通过对同一地标的多次观测来估计航天器的状态。相较于使用已知地标,该方法无需进行地标识别与地标库建立,但由于地标状态未知,该方法收敛速度较慢,导航精度也较差。针对上述问题,提出一种同时估计航天器位置、速度及地标位置的多未知地标导航方法,在模拟的遥感图像序列中,使用Lucas-Kanada稀疏光流法跟踪多个未知地标,将地标视线矢量作为观测量,利用扩展卡尔曼滤波器对航天器和地标的状态进行估计。以轨道高度300 km的卫星进行仿真验证,仿真结果表明,所提方法可实现300 s内快速收敛,滤波收敛后卫星位置和速度误差分别为402.67 m、0.481 m/s,地标位置误差为679.88 m,在提高收敛速度的基础上,获得了较高导航精度。     

列车运行下环形轨道模型振动试验分析

搭建了环形轨道振动试验平台,开展环形轨道振动试验、轨面不平顺振动试验研究。采用INV3062T信号采集仪和INV-9828加速度传感器分别对轨道的横向响应(道床)、纵向响应(轨腰)、轨道表面和扣件支撑处进行加速度信号采集。通过凸起模拟了轨道不平顺,试验分析了轨面不平顺对钢轨动态响应的影响。分析了速度对横波、纵波和轨面不平顺的影响。结果表明:轨道横向振动幅值远大于纵向振动;相邻扣件中点处的振动响应大于扣件处;轨面不平顺会使振动响应增大甚至引起跳动;随着速度的增大,轨道振动位移响应呈上升趋势。     

单轨火箭橇靴-轨冲击响应传递特性研究

单轨火箭橇靴-轨的冲击响应是影响其运动过程中系统稳定性的主要问题。本文以单轨火箭橇为研究对象,采用有限元结构动力学仿真分析方法建立了非线性火箭橇-轨道耦合动力学模型;对比分析了理想平直轨和不平顺轨两种轨道模型条件下滑靴、卡环、发动机的振动量变化,并进行了火箭橇的试验验证和数据对比。结果表明:不平顺轨道对火箭橇靴-轨冲击响应振动加速度均方根值的影响大于理想平直轨道,滑靴处二者最大偏差为3～5倍,且随机振动特性显著;最大速度时刻的靴-轨冲击预测结果与实测值在侧向和竖向振动趋势上具有很好的一致性。研究结果为火箭橇结构优化设计及稳定性分析提供了理论依据和技术保障。