航天器轨道计算精度数值分析

文章介绍了航天器轨道计算的基本流程,从数值上分析了时间和坐标转换、各种轨道摄动力及它们在不同的计算条件下,对轨道数值计算精度的影响,为各种应用提供简明信息.部分摄动如光压摄动、日月引力摄动对轨道计算精度的影响随着高度的增加而增大,而另一些如大气阻力及地球引力场模型的影响随着高度的增大而减小;对于低轨道航天器,由于飞行速度较快,总体加速度较大,因此误差的累积速度也较快,各种摄动的影响均较为明显.     

解析几何法和数值积分法的弹道预报性能分析

为提高弹道预报性能,针对弹道预报中的解析几何法和数值积分法进行了对比研究。解析几何法和数值积分法分别采用了状态矢量对轨道根数的雅克比矩阵和协方差分析描述函数法(CADET)进行误差传播分析。仿真计算结果表明,解析几何法运算速度更快,而数值积分法计算精度更高,在实际弹道预报中,可以针对不同的预警任务需求选择合适的方法,从而有效地提高弹道预报性能。     

不同高度范围月球卫星轨道受摄分析

目前月球探测任务具有多样性,需要采用不同高度的月球卫星轨道,因此研究摄动力对不同高度月球卫星轨道的影响具有重要意义.文章首先分析了月球非球形摄动、地球引力摄动和太阳引力摄动三种摄动力大小随高度的变化规律.在此基础上,仿真计算了这三种摄动对不同高度月球卫星轨道的影响,得到了轨道要素和近月点高度在不同轨道高度范围内随这三种摄动力的变化规律.最后在近月点高度为百米级精度的条件下,给出了不同高度范围需要考虑的摄动力,为新型月球任务轨道设计和轨道控制提供参考.     

空间站伴随卫星编队飞行轨道设计

在考虑地球扁率摄动影响时，用动力学和运动学两种方法研究空间站伴随卫星编队飞行的轨道设计。动力学方法依据C—W方程，通过轨道根数和相对运动参数的相互转换进行轨道设计；运动学方法以轨道根数为参数给出了基准伴随卫星的绕飞轨道方程，据此可直接得出其轨道根数，然后通过解绕飞轨道方程得出一般伴随卫星的轨道根数。以空间站为中心的对地观测编队卫星群(其绕飞轨道在当地水平面的投影为圆)为例，分别利用两种方法进行了设计分析，结果表明两种方法是基本一致的，均可用于伴随卫星编队卫星群的轨道设计。     

摄动椭圆参考轨道编队相对运动方程

基于高斯摄动方程,推导了卫星在同时考虑J2和大气摄动情况下的轨道根数变化方程。然后,引入虚拟参考卫星的概念,通过将真实卫星在虚拟参考卫星附近作一阶展开的方式,分析真实卫星相对于虚拟参考卫星的运动情况,进而获得一种在同时考虑J2和大气摄动情况下的线性时变编队相对运动模型。最后,将数值仿真结果与STK高精度轨道预报模块作对比,结果表明:本文算法可较为准确地预测椭圆参考轨道编队(编队构形不大于10 km)的构形变化情况,从而验证了算法的有效性。     

快速计算卫星球谐摄动和地球引力系数递推关系

给出快速计算卫星球谐摄动和地球引力系统递推关系的一个新方法。这个方法计算速度比Ｃｕｎｎｉｎｇｈａｍ及其它已有的方法快,而且甚至地球球谐阶、次扩展到１００＊１００或更多时也人不会出现溢出。本法满足了ＳＬＲ（卫星激光测距）、ＧＰＳ（全球定位系统）及ＬＬＲ（月球激光测距）等高精的应用,把本法投入使用时,地球引力系统必须进行转换,本文也给出了地球引力系数递推关系式。本法已编成程序并投入实际应用,对所有摄动     

卫星轨道递推的GPU集成式并行加速方法

为克服传统卫星轨道模型预报方法的速度瓶颈,为实现卫星在轨自主规划变轨奠定基础,利用图形处理器(GPU)并行计算方法对多卫星轨道解算进行加速,构建了轨道预报并行计算模块,成功实现了卫星轨道预报的大幅加速.为提高低计算量时解算速度,提出了集成式GPU加速方法,将简化常规摄动模型(SGP4)解算模型整体代入核函数,计算机内存仅需与GPU进行一次调用及数据交互,大大缩短调用核函数时间,较模块化GPU加速方法在中低规模计算量时速度有明显提高.本研究于两种设备上基于统一计算设备架构(CUDA)实现了集成式加速方法并进行了加速试验,在小型嵌入式开发板NIVIDA TX2设备上可实现在5 s内进行500颗星一天时间86 400步的轨道预报,笔记本设备上GPU加速比也可达到中央处理器(CPU)的4.6倍,且加速后精度损失极低.实验结果表明:集成式加速方法适用于中低规模星数(总步数小于400万步)的并行解算任务,模块化加速方法适用于大规模星数(总步数大于400万步)的并行解算任务.     

卫星过顶与成像区域时间的快速预报算法研究

在引入平均轨道概念的基础上,提出了一种针对低轨道卫星的过顶与成像区域时间的快速预报算法.以双行元初值求取的平均轨道参数为初始条件,通过目标与星下点在地球表面相对于地心的弧段是否小于可观测弧段进行预报的粗搜索,进而初步计算过顶与成像区域时间.通过分析不同纬度地面站过顶时间预报表明,在低纬度地区,快速预报算法预报精度可以达到秒级,随着纬度的增加预报精度逐渐变差.该方法为下一步基于SGP4的精确搜索预报奠定了基础,可大幅度降低星载计算机的计算量.     

小推力轨道机动最优控制研究

研究航天器在小推力的作用下,椭圆轨道最优转移的一种解析解法.在牛顿中心力场中,采用地心惯性坐标系,选用合适的轨道根数,忽略其它摄动的影响,建立航天器转移的状态方程.应用Pontryagin极大值原理建立航天器最优推力加速度的控制方程,对方程进行合理的简化,只考虑它们的一次项,忽略其它的高次项,从状态方程中得出小推力对轨道根数产生的摄动影响,然后分别对它们进行积分,从而得到最优转移轨道的解析解.     

正交多项式在广播星历拟合GPS卫星轨道中的应用

利用多项式拟合的方法计算GPS卫星在轨坐标时,使用正交多项式可有效避免计算过程中出现的病态矩阵.讨论4种常用正交多项式在拟合卫星轨道与时间函数时的适用性;通过计算实例说明利用切比雪夫多项式和勒让德多项式做数据拟合时具有很高的精度;分析得出评定多项式拟合数据精度的适用阶数,实际应用中可降低工作量,提高计算效率;最后讨论同一多项式阶数下不同历元数对拟合结果的影响.     

地月转移轨道的快速设计方法研究

利用重叠圆锥曲线方法,针对着陆型和月球卫里型两种地周转移轨道,给出了一种地周转移轨道的快速设计方法．该方法无需轨道数值积分,直接从目标轨道参数出发,避免了圆锥曲线拼接法精度差的缺点,具有计算速度快、精度高的特点,可用于这两类地周转移轨道的初始设计．针对地球扁率(J2)的影响,给出了一种修正方法,提高了本方法的计算精确度．     

Atmospheric density determination using high-accuracy satellite GPS data

Atmospheric drag is the main source of error in the determination and prediction of the orbit of low Earth orbit(LEO) satellites;however, empirical models that are used to account for this often have density errors of around 15%-30%. Atmospheric density determination has thus become an important topic for researchers. Based on the relationship between the atmospheric drag force and the decay of the semi-major axis of the orbit, we derived atmospheric density along the trajectory of challenging mini-satellite payload(CHAMP) satellite with its rapid science orbit(RSO) data. Three primary parameters—the ratio of cross-sectional area to mass, the drag coefficient, and the decay of the semi-major axis caused by atmospheric drag—were calculated. We also analyse the source of the error and made a comparison between the GPS-derived and reference density. The result for December 2, 2008,showed that the mean error of the GPS-derived density could be decreased from 29.21% to 9.20%, if the time span adopted for the process of computation was increased from 10 min to 50 min. The result for the entire month of December indicated that a density precision of 10% could be achieved, when the time span meets the condition that the amplitude of the decay of the semi-major axis is much greater than its standard deviation.     

Fast computation of the spherical harmonic perturbation on an artificial satellite

Up till now, among the numerical computation methods of the spherical harmonic perturbation on an artificial satellite, the computation speed of Cunningham's method is the fastest However, running programs based on this method easily causes overflow. A method is presented, which has a computation speed higher than that of any other methods, and can avoid overflow in operation, even when the order and degree of the Earth's spherical harmonic perturbation are extended to 100 × 100 or more. It satisfies the requirements of the high-accuracy SLR, GPS, LLR, etc. This method has been programmed and used in practice Now a large-scale calculation related to the satellite precision ephemeris could be done just with a microcomputer.     

GEO/LEO卫星网络的数据传输与抗毁性技术

针对低轨卫星网络对地传输时实时性不足的问题,提出了一种双层卫星网络协同的数据传输与抗毁性技术．在技术中以高轨卫星网络作为通信骨干网,负责卫星网络中数据的中继与转发,低轨卫星层则负责数据的收集和辅助路由．通过高轨卫星层与低轨卫星层的联合通信,实现了低轨卫星数据的实时传输．采用多路径传输策略,提高了卫星网络的抗毁性．通过仿真,对提出的技术在吞吐率、传输时延、时延抖动以及丢包率等方面的性能进行了分析．在遭受攻击环境下,对网络的数据交付能力变化进行了研究．多层卫星协同的数据传输方法能够很好地解决单层低轨卫星网络在数据传输方面的不足,满足卫星节点多业务的实时传输需求．     

GPS用于低轨道卫星定轨的误差精确修正和分析

介绍了GPS用于低轨道空间飞行器定轨的基本原理和数学模型；详细分析了GPS应用于低轨卫星定轨必须考虑的几项误差源，给出相应的计算模型；最后用所述方法进行Champ卫星定轨解算，验证了方法及模型的正确性，并对可能提高的定轨精度进行了分析。     

New autonomous celestial navigation method for lunar satellite

Celestial navigation system is an important autonomous navigation system widely used for deep space exploration missions, in which extended Kalman filter and the measurement of angle between celestial bodies are used to estimate the position and velocity of explorer. In a conventional cartesian coordinate, this navigation system can not be used to achieve accurate determination of position for linearization errors of nonlinear spacecraft motion equation. A new autonomous celestial navigation method has been proposed for lunar satellite using classical orbital parameters. The error of linearizafion is reduced because orbit parameters change much more slowly than the position and velocity used in the cartesian coordinate. Simulations were made with both the cartesiane system and a system based on classical orbital parameters using extended Kalman filter under the same conditions for comparison. The results of comparison demonstrated high precision position determination of lunar satellite using this new m     

CSES GNSS ionospheric inversion technique,validation and error analysis

With the increased number of low Earth orbit (LEO) satellites equipped with global navigation satellite system (GNSS) receiver, the LEO based GNSS slant total electron content (TEC) and electron density profile (EDP) data play an increasingly important role in space weather and ionospheric research due to improved global coverage. China Seismo-Electromagnetic Satellite (CSES), which was launched in February 2018, is equipped with GNSS receiver for either precise orbit determination (POD) and ionospheric inversion. The purpose of the present paper is to validate CSES GNSS ionospheric inversion technique based on the real observations and verify the accuracy of TEC and EDP retrieval based on the simulated data. The following conclusions can be drawn: the epoch difference inversion (EDI) derived from CSES can successfully retrieve the EDPs without non-occultation side measurements; the technique of EDI and the calibrated TEC inversion (CTI) have similar behaviors in inversion errors, however, the retrieved NmF2 and hmF2 have a larger systematic error surrounding the equatorial ionization anomaly (EIA) where the assumption of spherical symmetry is often invalid; the precision and accuracy of retrieved TEC have been investigated in the paper based on the simulated data, and it is found that the accuracy of the retrieved TEC is relative to solar activity: the lower the F10.7 index, the higher the accuracy of retrieved TEC.