基于TLE的低轨巨星座控制研究

近几年来,美国SpaceX, OneWeb等创新型企业纷纷计划打造低轨巨型卫星星座,引发卫星互联网的发展热潮。本文利用公开的两行轨道根数(two-line element, TLE)对国外星座控制策略进行分析,重点分析了铱星、一网、星链星座的控制规律。通过相对相位偏差分析,反演得到星座中不同卫星之间的平半长轴差,避免了小控制量条件下难以通过平半长轴判断卫星是否进行了轨控的问题。获得了国外星座控制频次和控制精度等重要信息,所得结论能够为我国未来互联网星座的建设提供参考。     

THE CONTROL OF MEGA-CONSTELLATION AT LOW EARTH ORBIT BASED ON TLE

近几年来,美国SpaceX, OneWeb等创新型企业纷纷计划打造低轨巨型卫星星座,引发卫星互联网的发展热潮。本文利用公开的两行轨道根数(two-line element, TLE)对国外星座控制策略进行分析,重点分析了铱星、一网、星链星座的控制规律。通过相对相位偏差分析,反演得到星座中不同卫星之间的平半长轴差,避免了小控制量条件下难以通过平半长轴判断卫星是否进行了轨控的问题。获得了国外星座控制频次和控制精度等重要信息,所得结论能够为我国未来互联网星座的建设提供参考。     

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。     

近圆参考轨道卫星编队洛仑兹力控制

基于运动电荷在磁场中切割磁力线受到洛仑兹力作用的物理规律,分析了两种带电模式对经典轨道根数长期变化的影响:(1)卫星恒定带电模式;(2)前半个轨道周期卫星带电、后半周期不带电的非恒定带电模式.恒定带电模式可以有效地改变轨道升交点赤经、近地点幅角以及平近点角,对轨道半长轴、偏心率和倾角几乎不产生长期影响;而非恒定带电模式则可以有效地改变轨道偏心率.基于洛仑兹力作用下轨道根数长期变化规律以及轨道根数差描述的带电副星相对于不带电主星的运动,提出了利用洛仑兹力以及两种带电模式实现地球低轨近圆参考轨道卫星编队的控制策略,包括编队绕飞椭圆大小重构与编队中心漂移控制,解析求解了副星所需的带电量,并利用数值仿真验证了洛仑兹力控制的可行性.需要指出的是,洛仑兹力轨道控制无需消耗推进工质.      

基于对偶四元数的双星编队相对位姿测量

为了描述编队卫星中主从星的相对位置和姿态信息,提出了基于对偶四元数的编队卫星相对位姿测量算法。以双星编队飞行的位姿运动为主线,运用对偶四元数工具,充分发挥其能以最简洁的形式表示一般性刚体运动的优点,对卫星轨道和姿态进行分析并建立了对偶四元数位姿模型。同时设计类GPS测量技术来测量编队卫星的相对位置和姿态,该技术载波相位波长和伪码码元比GPS的更短,可获得更高精度的相对测量信号。由于状态方程和观测方程的非线性特征,使用UKF滤波来消除随机噪声对量测过程的干扰。实验结果表明,所设计的算法能够有效估计系统误差,卫星的位置误差和四元数误差收敛于零,验证了该算法的有效性。     

适于卫星自主定轨的SINS/GPS组合导航系统

SINS/GPS组合导航系统能够实现在高动态和强电干扰的环境下实时、高精度的导航定位,为卫星的自主定轨提供了一种切实可行的方法。通常的SINS/GPS组合导航算法都是在地理坐标系下建立的。针对卫星的特点,着重研究了基于地心惯性坐标系,位置、速度组合模式的SINS/GPS组合导航算法,建立了该坐标系下组合导航系统的状态方程和量测方程,并进行了相关数学仿真验证。仿真结果表明,该SINS/GPS组合导航系统能较准确地给出卫星的位置、速度信息,适于卫星的自主定轨。     

多模式混合推进悬停控制与半物理仿真系统

随着空间任务复杂度的提高,相对运动控制地面验证系统的设计难度日益增加,尤其对于地球静止轨道卫星,相对运动构型涉及伴飞、绕飞、悬停等各种形式。针对静止轨道卫星悬停控制的新需求,基于相对轨道参数描述方法,采用半长轴差和偏心率差两个参数对面内"水滴"悬停构型的形成进行了深入研究,提出了一种多模式混合推进模式下的面内悬停两参数设计方法,并设计了一套通用的空间运动仿真验证系统,位置精度达毫米量级。对该构型的制导控制律进行了半物理验证,半实物仿真位置估计误差约为20 m(3σ),结果表明制导控制律正确,所提出的验证方法可推广应用于其它相对运动控制技术的地面验证。     

载波相位时间差分辅助的SINS/GNSS紧组合导航方法

为提升无基准站辅助条件下的单站微惯性/卫星组合实时导航性能,提出了一种基于载波相位时间差分的改进微惯性/卫星紧组合导航方法。所提方法直接利用高精度的载波相位时间差分观测信息改善微惯性导航误差的在线补偿精度。分析比较了两种载波相位时间差分观测模型对组合导航精度的影响,通过抗差序贯卡尔曼滤波建立抵御GNSS观测粗差的紧组合滤波模型。城市内车载试验结果表明,相对于传统紧组合导航方法,所提算法能够有效提升定位、定速和定姿精度达29%、21%和42%。另外,相对较长GNSS中断(60 s)条件下,所提算法能够显著提升滑行位置、速度和姿态精度达46%、40%和51%。     

基于矢量跟踪的SINS/GPS深组合导航方法

为了满足高动态用户及强噪声干扰条件下的应用需求,提出了一种基于矢量跟踪的SINS/GPS深组合导航方案。深组合方案利用组合卡尔曼滤波器反馈回路取代了传统接收机中独立、并行的跟踪环路,能够同时完成所有可视卫星信号跟踪和组合导航信息处理的任务;利用相关器残差来更新导航参数状态,同时根据已有的导航参数和星历信息推测GPS伪码相位和多普勒频移等信号跟踪参数,用以控制接收机的本地伪码、载波数控振荡器（NCO）,使本地伪码相位和载波频率与输入信号保持一致。最后,通过仿真验证表明,基于矢量跟踪的深组合方法不仅在GPS信号发生短暂中断期间,能够保证组合系统的导航精度和可靠性,而且在载噪比较低的环境中能够维持较好的伪码相位和载波频率跟踪性能。     

硬件可实现的GNSS/INS矢量深组合跟踪环路（英文）

GNSS矢量跟踪环路(VTL)跟踪灵敏度和定位精度优于标量跟踪环路(STL),但实现复杂度高,三个主要难点是:多通道联合跟踪要求各通道同时获取观测量并在同一时刻更新环路参数;高频率计算卫星位置加重处理器运算负担;无法跟踪载波相位导致无法解调导航电文。以上三个难点阻碍VTL在硬件平台上实现,因此商业接收机通常使用容易硬件实现的STL,但性能次优。为了在嵌入式硬件平台上实现VTL,引入三种方法:异步观测量线性插值、卫星位置计算算法优化、特殊的导航电文解调方法,之后通过仿真验证优化算法的功能及性能。使用航迹发生器生成飞机协调转弯航迹,再使用GNSS卫星信号模拟器产生中频采样信号,基于Matlab平台处理数据并进行了对比分析。仿真结果表明该VTL计算卫星位置效率提升55倍,成功解调导航电文,VTL位置精度优于3 m,速度精度优于0.3 m/s,基于该VTL的矢量深组合(VDI)算法位置精度优于2 m,速度精度优于0.1 m/s。     

一种新型的GPS弱信号精捕获方法

为提高GPS接收机在低信噪比环境中的捕获精度和灵敏度,提出了一种新的弱信号精捕获算法。该算法采用差分相干积分缓解平方损耗,并利用积分结果的相位信息修正载波频率,使其估计精度不再受到频移搜索步长的限制。此外,该算法根据载波多普勒和码多普勒的比例关系,直接对本地码相位进行校正,保证了信号积累时间较长时不同相关峰之间的重叠性,有助于提高捕获灵敏度并能够得到接收信号末端精确的码相位。仿真结果表明,载波频率和码相位的估计误差分别小于20 Hz和1个采样点,在给定的信号积累时间下,本地码相位校正对捕获灵敏度的提升可达3.2 d B。     

GPS软件接收机捕获算法

研究了GPS软件接收机捕获算法;针对常规时域串行搜索算法速度慢和并行码相位频域搜索算法 FFT计算量大等缺点,采用常规串行捕获算法和频域并行码空间捕获算法相结合的混合搜捕算法来实现对空中可见卫星的捕获;针对信号较弱情况下的卫星捕获,采用了非相关积分捕获算法;设计了中频信号仿真器,并使用其产生的仿真信号对捕获算法进行了验证.测试结果表明,混合搜捕算法能够为软件接收机提供较快的捕获能力,非相关积分捕获算法能够有效地实现微弱信号的捕获.     

矢量频率跟踪辅助锁相环的设计与实现

由于传统卫星导航矢量跟踪环路使用矢量频率跟踪环路,无法实现对载波相位的跟踪,难以实现载波平滑码伪距,其定位和测速精度较低。针对上述问题,提出了一种新型面向高精度的矢量跟踪算法,采用矢量频率锁定环辅助锁相环代替传统的频率锁定环路辅助锁相环,通过矢量频率跟踪环路实现更精确的频率跟踪,再进行载波相位跟踪和码相位平滑,从而提高接收机的载波相位跟踪和定位性能。给出了上述结构的理论性能分析结果,并通过模拟信号和软件接收机进行了静态和动态两种场景的实验验证。结果证明,矢量频率跟踪辅助锁相环能够充分利用多个信号跟踪通道的矢量关系,在10个卫星同时跟踪的条件下,将载波相位原始观测量精度提高16%,速度精度提高40%左右。     

SINS/GPS组合导航系统选星算法

选星算法是SINS/GPS组合导航定位系统中一个重要的步骤。在最佳选星算法的基础上,提出了一种适用于基于伪距、伪距率的SINS/GPS紧耦合组合系统的选星算法。该算法通过ENU（东北天）坐标系中几何矩阵及几何精度因子的定义,利用星历给出的卫星在ENU坐标系中的高度角和方位角解算出最佳四颗导航定位卫星,即基于G矩阵的选星算法。通过与两种常规选星算法的对比,验证了本算法具有较强的工程实用性。此外又推导了基于G矩阵的伪距、伪距率的SINS/GPS组合系统量测方程。该算法避免了求解卫星的位置,从而有效减少了计算量。     

北斗/INS紧组合的惯性辅助三频周跳探测和修复

传统的使用伪距和相位组合进行周跳探测的方法受限于伪距精度,在多路径效应严重和载体高动态下不可靠。针对该问题,构建北斗/INS紧组合模型,利用惯性辅助北斗三频信号线性组合构造了周跳探测量,兼顾错探率和漏探率,确定探测阈值系数为2.576 8。基于卫星高度角采用正弦函数模型确定载波噪声,分析了载波噪声和卫地距误差对周跳探测和修复的影响。在此基础上选择组合量(0,-1,1),(1,3,-4),(-3,4,0)联合进行周跳探测和修复。使用车载组合导航实测数据验证周跳探测模型的效果。实验结果表明,对于模拟的密集小周跳,所有卫星错探率低于1.75%,漏探率低于0.11%,除低高度角卫星C05,所有卫星修复错误率低于0.35%。对于北斗信号中断的场景,在75 s部分中断内或18 s完全中断内都能够正确修复所有卫星的所有类型周跳。     

用物理黏性构建高阶不振荡对流扩散差分格式

利用数值摄动算法, 通过扩散格式数值摄动重构把对流扩散方程的2阶中心差分格式(2-CDS)重构为高精度高分辨率格式, 解析分析和模型方程计算证实了新格式的高精度不振荡性质. 新格式是把物理黏性使流动光滑化的扩散运动规律引入2-CDS 中的结果. 该法显然与构建高级离散格式的常见方法不同. 证实: 数值摄动重构中引入扩散运动规律的结果格式与引入对流运动规律(下游不影响上游的规律)的结果格式一致, 说明对离散方程的数值摄动运算, 在维持原格式结构形式不动的条件下, 不仅能提高格式精度和稳健性, 且可揭示对流离散运动规律与扩散离散运动规律之间的内在关联;同时证实, 文中提出和使用的上、下游分裂方法是构建高精度不振荡离散格式的一个有效方法.     

低轨纳卫星质量矩姿态控制技术研究

针对气动力矩严重影响低轨纳卫星姿态控制效果的问题,创新性地提出了利用质量矩技术将气动干扰转化为控制力矩的解决方法.由于气动力矩矢量垂直于大气来流速度方向,因而采用质量矩与磁力矩相结合的方式三轴全驱动控制卫星姿态,从而避免系统欠驱动. 建立双执行机构控制方式的姿态动力学模型,并根据各干扰项的影响简化了控制方程.针对气动力不确定、星体参数误差、未知环境影响等复杂干扰,设计了针对理想控制力矩基于干扰观测器的滑模控制器. 为减小滑块附加干扰力矩,研究了理想控制力矩的最优分配策略. 最后, 为双执行机构搭建了半物理仿真平台,结果表明: 姿态机动过程中, 与滑块加速度相关的附加惯性力矩远大于其他干扰项,最优力矩分配策略能够大幅减小快时变的附加干扰, 优化效果明显; 姿态保持过程中,干扰观测器能有效观测系统慢时变干扰, 提高滑模控制律的姿态控制精度,姿态角收敛误差小于$\pm $0.1$^\circ$.最终验证了在低轨纳卫星上利用质量矩技术控制姿态的可行性.      

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.      

ATTITUDE CONTROL TECHNOLOGY FOR MASS MOMENT NANO-SATELLITE IN LOW EARTH ORBIT 1)

针对气动力矩严重影响低轨纳卫星姿态控制效果的问题,创新性地提出了利用质量矩技术将气动干扰转化为控制力矩的解决方法.由于气动力矩矢量垂直于大气来流速度方向,因而采用质量矩与磁力矩相结合的方式三轴全驱动控制卫星姿态,从而避免系统欠驱动. 建立双执行机构控制方式的姿态动力学模型,并根据各干扰项的影响简化了控制方程.针对气动力不确定、星体参数误差、未知环境影响等复杂干扰,设计了针对理想控制力矩基于干扰观测器的滑模控制器. 为减小滑块附加干扰力矩,研究了理想控制力矩的最优分配策略. 最后, 为双执行机构搭建了半物理仿真平台,结果表明: 姿态机动过程中, 与滑块加速度相关的附加惯性力矩远大于其他干扰项,最优力矩分配策略能够大幅减小快时变的附加干扰, 优化效果明显; 姿态保持过程中,干扰观测器能有效观测系统慢时变干扰, 提高滑模控制律的姿态控制精度,姿态角收敛误差小于$\pm $0.1$^\circ$.最终验证了在低轨纳卫星上利用质量矩技术控制姿态的可行性.     

可展桁架结构展开过程分析

提出了一种分析构架式结构展开过程的有效算法。基于含多余广义坐标的动力学普遍方程 ,利用约束雅可比矩阵的零空间基引入一组准速率 ,得到独立的展开过程分析的动力学微分方程。为提高展开模拟的数值精度 ,文中提出了一种控制展开过程几何违约、速度违约和能量违约的数值稳定算法。该算法求解效率高 ,能和任意数值积分方法结合使用 ,能分析大型的构架式可展结构的展开过程