编队飞行卫星高精度自主相对定轨研究

设计了一种应用于卫星编队的自主相对轨道确定方案,不同于目前广泛采用的C-W方程,采用了包含摄动影响的相对运动方程的解析表达式描述编队飞行。利用星间距离信息和方位信息作为观测量,设计扩展卡尔曼滤波器实现环绕卫星相对轨道的自主确定,仿真结果表明定轨精度比采用C-W方程提高一个数量级,验证了这种导航方案的有效性。     

编队飞行卫星自主相对定轨研究

卫星编队飞行相对轨道自主确定作为实现队形保持和控制的前提,是编队任务必须解决的关键技术问题.根据C-W方程的解析解描述编队卫星间的相对运动规律,选取星间距离信息与方位信息作为观测量,针对卫星编队飞行自主导航系统对精确性和实时性的要求,用超球面分布采样点变换(Spherical Simplex Unscented Transformation,SSUT)和Unscented卡尔曼滤波(UKF)相结合,提出了SSUT的UKF(SSUKF)导航滤波算法.由于SSUT减少了采样点个数,在保证滤波精度和标准UKF相当的条件下减轻了计算负担,完成了卫星编队相对轨道状态的自主确定,并结合仿真的轨道数据和测量数据进行了仿真,仿真结果说明实现了卫星编队优化的有效性和实时性.     

卫星编队飞行相对轨道的确定

卫星之间相对轨道的确定对于多颗卫星编队飞行的控制和任务是十分重要的，结合空间圆形的编队飞行星座，本文给出了描述卫星近距离运动的C-W方程，讨论了空间圆形的编队卫星星座的构成，进而设定了利用激光仪测量星间位置矢量，并设计了Kalman滤波器来实现相对轨道的确定，分析和仿真结果表明，Kalman滤波器能够有效提高相对位置确定精度并给出相对速度的高精度估计。     

卫星编队相对动力学方程数值解法

随着卫星技术的迅速发展,编队飞行技术得到了广泛的应用,而相对动力学数学精确模型是卫星编队飞行首先要解决的问题.为了保证卫星飞行保持稳定轨道,按Hill方程的圆轨道编队设计方法应用于椭圆轨道编队设计中,分析了相对动力学方程的精确模型.在满足椭圆轨道编队周期性运动的一般性初始化条件基础上,采用椭圆轨道编队相对动力学方程中周期解的要求,提出了一种新的数值解法.通过仿真,利用STK仿真工具,得到主从卫星的相对位置变化曲线,并对误差进行了分析,进而验证了方法的有效性和可行性.     

基于地面信标机的静止轨道卫星半自主定轨方法研究

文章针对静止轨道通信卫星的轨道精度要求，提出了一种基于地面信标机的静止轨道卫星的半自主定轨方法。利用三站定轨技术和极短基线的无线电干涉技术可以实现静止轨道卫星的空间定向，结合二体轨道方程，进行卡尔曼滤波，可以实时给出卫星在空间的位置和速度信息。仿真结果表明，在现有的技术条件下，这种方法可以实现静止轨道卫星的半自主导航，同时导航精度满足要求。     

组合大视场星敏感器卫星自主定轨中太阳摄动

目前,国际上卫星自主轨道确定已受到了极大的关注,卫星定轨向高精度、高自主性方向发展.自主定轨方法多种多样,获取定轨信息的方法与自主定轨测量设备紧密联系在一起.就组合大视场星敏感器卫星自主定轨方法,建立了太阳引力摄动下的广义卡尔曼滤波模型,且进行了计算机仿真;通过对不同初始轨道高度情况的计算机仿真,给出了太阳引力对卫星轨道的影响;通过对东方红三号(DFH-3)卫星进行仿真和结果对比,说明了该自主定轨方法、所建滤波模型和算法的有效性.     

基于双星定位系统的两类联合

对于基于双星定位系统的近地卫星精密定轨而言,定位星的轨道误差成为制约近地卫星定轨精度的瓶颈,一般采取定位星与用户星联合定轨策略来改善用户星的定轨精度.为此讨论了仅仅利用星间相对测量信息的自主定轨的亏秩问题,然后从测量几何关系的距离和测距数据2个不同角度建立了基于双星定位系统的近地卫星联合定轨模型,并对两类模型的等价性进行了分析和证明.     

基于双星定位系统的两类联合定轨模型及其等价性分析

对于基于双星定位系统的近地卫星精密定轨而言,定位星的轨道误差成为制约近地卫星定轨精度的瓶颈,一般采取定位星与用户星联合定轨策略来改善用户星的定轨精度。为此讨论了仅仅利用星间相对测量信息的自主定轨的亏秩问题,然后从测量几何关系的距离和测距数据2个不同角度建立了基于双星定位系统的近地卫星联合定轨模型,并对两类模型的等价性进行了分析和证明。     

编队卫星相对位置测量信息自主确定月球引力场的方法

针对月球远月面引力场的数据不能直接测量而导致其测量精度不高的问题,提出了一种基于双星编队的月球引力场自主确定方法。该方法考虑到月球引力场对编队卫星相对运动的影响,通过扩展卡尔曼滤波算法对星间距离测量数据的处理,利用观测量的测量值与一步预测测量值之间的偏差来修正一步预测状态值,从而得到状态估计量,即实现了卫星自主定轨以及月球引力场的自主确定。仿真结果表明,根据对编队卫星在7 430s内的相对位置测量数据的处理,卫星轨道位置和速度确定精度分别能达到5.04m和6.07×10~(-3) m/s;月球J2项摄动常数的精度能达到9.14×10~(-8) ;月球引力场常数的精度能达到3.47×10~7 m~3/s~2。此结果能在一定程度上改善现有的月球引力场模型,为我国"嫦娥工程"提供更多的技术资料。     

椭圆轨道编队飞行的典型模态与构型保持控制方法

本文首先基于T—H方程推导了椭圆参考轨道编队飞行的周期性条件，讨论了椭圆参考轨道卫星编队飞行的典型模态，该模态是圆形参考轨道空间圆形模态的推广。然后论述了二阶带谐项(J2项)摄动对编队飞行构型保持的影响。最后，基于相平面法提出了一种编队飞行构型保持控制方法，该控制方法不是消极的抵消干扰的影响，而是积极的利用干扰的作用达到节约燃料并精确保持构型的目的。仿真表明，采用该控制方法可对椭圆参考轨道卫星编队构型进行有效的保持，卫星的相对位置保持精度可达到厘米量级。     

Formation flying orbit design for the distributed synthetic aperture radar satellite

Formation flying orbit design is one of the key technologies for system design and performance analysis of the distributed SAR satellites. The approximately analytic solution of the passive stable formation flying orbit elements is explored based on the expansion form of Kepler's equation. A new method of orbital parameters design for three-dimensional formation flying SAR satellites is presented, and the precision of the orbital elements is analyzed. Formation flying orbit elements are calculated for the L-Band distributed SAR satellites using the formulas deduced in this paper. The accuracy of the orbital elements is validated by the computer simulation results presented in this paper.     

应用控制系统设计工具箱PIMCSD求解卫星编队重构问题

利用线性时变系统终端约束最优控制方法,为椭圆轨道卫星编队的队形重构控制问题设计了均衡耗能最优控制器.由于描述椭圆轨道卫星编队相对运动的Lawden方程是时变方程,给卫星编队重构的最优控制器设计带来一定的困难.利用基于精细积分算法的控制系统设计工具箱-PIMCSD进行系统设计,求解卫星编队重构所需的时变最优反馈控制律和前馈控制律,最后给出了由三颗卫星组成的编队队形重构控制仿真计算结果.     

基于T-H方程的编队卫星碰撞概率与规避策略研究

基于T-H方程,对椭圆轨道下编队卫星碰撞预测以及规避机动进行了研究。通过递推编队卫星的初始状态协方差矩阵,将碰撞概率密度在危险域内积分获得编队卫星的碰撞概率。当碰撞概率大于安全阈值时,采用瞬时校正速度的控制策略对卫星施加最小脉冲速度修正量,在所预测的碰撞点沿碰撞概率梯度产生偏移,到达安全等高线上,从而降低碰撞概率。仿真结果表明,该预测方法有效,规避策略可行。     

一种考虑光照约束的地球同步轨道航天器自主绕飞轨道机动策略

针对地球同步轨道(GEO)航天器的在轨服务航天器自主绕飞问题,为了实现对目标的有效观测,本文研究提出了一种考虑光照约束的轨道机动策略。首先,在HILL坐标系中建立了服务航天器与目标航天器之间的相对运动模型,定义了光照方位角来描述太阳光照对目标航天器观测效果。然后,结合航天器相对运动特性,分析了自主绕飞的形成过程,设计了一种考虑光照约束的服务航天器实现自主绕飞的双脉冲轨道机动策略。最后通过数值仿真实验验证了算法的有效性。     

基于星载GPS卫星编队可视化仿真系统

针对研究星载GPS编队卫星自主导航算法及模型对编队的影响,为实际编队提高导航定位精度,结合数据库系统编制出了关于星载GPS编队卫星仿真系统。在分析卫星编队相对导航运动规律基础上,利用OPENGL及数据库技术对星载GPS空间圆编队,车轮式编队和水平圆编队进行了三维可视化仿真,给出了设计过程。考虑到编队卫星需要接收GPS信号进行自主导航,利用GPS星座可见性分析方法,实现星载GPS编队卫星的GPS星座选择。三维可视化仿真结合STK进行了验证。仿真系统已作为编队方案设计、编队飞行相对导航仿真算法设计的基础工具,还为将来各种航天器编队飞行应用技术及航天器对接技术提供可靠的试验基础数据和技术依据。     

组合大视场星敏感器自主定轨方法

在卫星自主轨道确定中，敏感仪器和其使用方法是很关键的问题。如何利用低成本的设备实现高精度自主定轨，足一个值得研究的重要课题。该文提出了一种组合大视场星敏感器自主定轨方法，在该方法中，整个地球在敏感仪器视场范围内，且每个星敏感器能至少观测到星光穿过地球边缘周围附近的一颗恒星。这样既可利用星敏感器的高精度，又可得到观测整个地球边缘附近恒星所需要的大视场；叙述了利用组合大视场星敏感器确定地心的方法；最后运用广义号尔曼滤波算法进行了仿真。考虑到星表、敏感仪器和仪器标定精度，星光大气折射改正以及地球非球形几何改正，其定轨精度估计可达100m～150m．     

基于STK的编队飞行队形保持控制及仿真

小卫星编队飞行是近年来各个国家航天领域研究的重点,而编队飞行队形的保持控制是其中的一个重要方面.主要介绍了一种基于STK的编队飞行队形保持控制仿真实现方法.控制算法采用了基于Hill方程动力学模型的线性二次型最优控制.利用STK中的嵌入式脚本(Plug-in),将由控制算法得到的队形保持控制力,添加到STK轨道计算的力学模型中,从而进行队形保持控制.通过对有一定初始构型偏差的卫星编队飞行进行仿真,控制结果表明:控制后的卫星编队队形误差可控制在1m之内,最高精度可达到厘米级.从而验证了此控制方法及仿真实现方法的可行性.