基于轨道根数的低轨卫星轨道预测算法

光电设备因太阳夹角变化、轨道遮挡等原因无法对卫星进行自动跟踪时,需要对卫星轨道进行预测。本文针对利用卫星轨道根数进行轨道预报时难以同时满足实时性和精度要求的问题,提出了一种新的基于轨道根数的卫星轨道预测方法。分析了卫星轨道的运行规律,根据低轨卫星的运行特点,利用椭圆曲线对卫星轨道进行预测,并对卫星轨道的轨道方程进行了近似处理。通过引入一些冗余变量简化了卫星轨道解算模型,在保证计算实时性的前提下,大大提高了轨道预测精度。实验显示:采用线性外推方法对卫星轨道进行预测时,预测5s后,轨道预测的偏差会增大到10″,而采用本文提出的基于轨道根数的卫星轨道预测算法,预测50s后的最大预测偏差均不超过2″,极大地提高了卫星轨道预测精度,实现了光电设备在无法对卫星进行自动跟踪时,能够对卫星进行"盲跟踪"。     

高精度Ka频段测控天线卫星跟踪预报方法研究

卫星地面站一般采用两行轨道根数(TLE)格式的SGP4/SDP4模型计算卫星轨道预报进行引导,但是随着Ka频段通信卫星天线应用不断拓展,使用该模型进行轨道预报不能满足Ka频段天线高精度测控要求,特别是低仰角的高轨卫星。提出了基于轨道根数的Ka频段测控天线卫星跟踪预报方法,分析了不同精度要求下卫星摄动模型对轨道预报的影响,考虑了电波折射对跟踪角度的误差修正,设计了轨道预报计算流程,在保证轨道预报精度的同时,简化了轨道计算模型;通过对两个低仰角的高轨卫星实验数据分析,其跟踪引导精度优于0. 005°,能够满足Ka频段测控天线高精度稳定连续跟踪的要求,可大大提高通信卫星在恶劣天气、设备故障等应急状态下的高速数据传输能力和可用度指标。     

单站车载光电跟踪设备预测卫星轨道的误差修正

针对车载跟瞄设备对低轨卫星进行跟踪时,采用传统的卫星轨道双行根数预报数据精度较低,而且在跟踪过程中遇到云雾遮蔽或天顶跟踪盲区时易发生目标丢失现象,提出利用单站车载跟瞄设备获得的实测数据,基于改进的拉普拉斯轨道预测方法对卫星轨道进行预测.考虑预测模型、测量轴系和坐标变换等多种原因造成的预测误差,讨论了减少误差的方法,并采...     

SGP4/SDP4模型应用于水平式光电跟踪设备的卫星轨道预报

针对以往水平式光电跟踪设备卫星轨道预报算法在卫星过天顶时由于方位角速度很快,导致的轨道预报精度差的问题,本文提出了一种基于SGP4/SDP4模型计算水平式卫星预报数据的算法,该算法直接计算卫星相对于水平式测量设备的轨道预报数据,相对于传统的先计算地平式设备的测站坐标,再进行坐标变换的算法,可有效地消除天顶引导误差.经过实验数据分析,其引导精度及稳定性可由4.5′提高到2.89″量级.可见,本文算法可有效地解决了卫星过天顶盲区的稳定跟踪问题,对高仰角卫星轨道预报具有更高的引导精度.     

基于混沌时间序列的GPS卫星钟差预测算法

针对现有钟差预测模型对卫星钟差的非线性特性难以精确预测的特性,提出一种基于混沌时间序列的卫星钟差预测算法。该算法首先通过对钟差序列进行相空间重构,求得最大李雅普诺夫(Lyapunov)指数证明其混沌特性,然后分别采用零阶加权局域预测法和一阶加权局域预测法对钟差序列进行预测,最后将预测结果与国际GNSS服务(IGS)精密钟差值进行比较,得到算法的预测精度。以采样间隔为30 s,时长约为23 h的全球定位系统(GPS)卫星钟差序列进行预测,结果表明15 min内,IGS真实值和预测值的绝对偏差在1 ns以内,绝对偏差平均值在0.3 ns以内。将该算法应用于卫星钟差的预测中,可以实现对卫星钟差非线性特性的短期精确预测。     

星载太阳辐射监测仪的太阳程控跟踪精度

为了避免太阳敏感器(DSS)指向故障导致星载太阳辐射监测仪(SIM)功能失效,为风云三号(FY-3(03))卫星的太阳辐射监测仪(SIM)设计了备份跟踪方式程控太阳跟踪并分析了其跟踪精度。利用星上儒略日时间和卫星轨道瞬根,基于类基准地表辐射网(BSRN)算法推导了轨道坐标系太阳矢量、俯仰角和偏航角。将计算结果与卫星给定指向数据进行了比较。结果表明:太阳矢量三轴偏差均小于0.1°,俯仰角平均偏差为0.024 6°,偏航角平均偏差为-0.080 4°。对利用程序计算的多轨道指向数据进行了太阳模拟跟踪控制实验,结果表明:SIM俯仰跟踪控制精度优于0.1°,偏航跟踪控制精度优于0.05°。为保证在轨跟踪精度,试验了俯仰零点角和偏航零点角,其分别为80.46°和-36.96°。最终分析结果表明,俯仰程控跟踪不确定度为±0.318°,偏航程控跟踪不确定度为±0.316°,满足SIM太阳跟踪精度±0.5°的要求。设计的太阳程控跟踪降低了SIM对光学指向器件的依赖,提高了在轨太阳跟踪的可靠性。     

光电设备卫星轨道预报摄动模型修正方法及精度分析

在利用卫星轨道预报数据对光电跟踪设备进行引导时,需要根据卫星的轨道根数及光电设备站址坐标解算卫星引导数据,国际上采用较为广泛的卫星轨道预报模型为基于TLE格式的SGP4/SDP4模型(简化常规/深空扰动的近似解析解模型),该模型具有较高的运算速度,但解算精度往往无法满足光电设备引导的需要,因此在解算卫星引导数据时,需要采用卫星轨道摄动的力学模型对轨道进行修正,针对地球引力场、日月引力、上层大气阻力、太阳辐射压等主要的摄动力模型进行了分析并对卫星轨道进行了修正,经摄修正后,卫星轨道预报精度由方位20 ′、俯仰10 ′提高到方位2′、俯仰1′,预报精度提升了约一个数量级.     

基于FPGA的高速实时光斑质心检测系统的设计

光斑质心检测是自由空间通信APT精跟踪子系统的关键技术之一,对此本文提出了基于FPGA的图像处理算法,主要采用3×3窗口模块和自适应阈值模块,先对CCD输入数据进行处理,判断光斑的范围,然后再运用光斑的质心算法对光斑所占的像元进行运算,得出光斑位置的脱靶量,最后通过串口送至总控单元处理。实验达到了3000帧／s的脱靶量帧速,精度为2urad的技术指标,实现了高速率、高精度的精跟踪要求。     

光纤时间传递溯源钟差粗差探测算法

卫星导航系统时间对溯源链路的可靠性和同步精度提出要求。采用光纤时间传递技术实现的溯源链路可获得高精度的溯源钟差,提高卫星导航系统时间同步精度。但由于光纤传输链路、光纤设备和基准输入信号等中断或干扰降低溯源链路可靠性并导致溯源钟差存在粗差影响溯源模型精度,因此需要对溯源链路状态实时监测,并在估计溯源模型参数前对溯源钟差数据进行粗差探测。对此,通过引入最小二乘推估理论,推导基于光纤时间传递的溯源钟差拟合残差统计特性,提出针对光纤时间传递溯源钟差的滑动窗口粗差实时探测方法。实验以某卫星导航试验系统长度为56 km、时间传递不确定度优于100 ps的光纤溯源链路实测钟差数据为例,验证了所提方法的可行性与有效性。     

用于三轴转台的卫星跟踪策略

针对纬轴工作范围为±20°的三轴跟踪架结构不能跟踪半球空域内所有卫星的问题,本文研究了卫星跟踪原理,结合纬轴受限的三轴结构特点,推导出了三轴之间关系的公式,并由此仿真得出了STTA卫星跟踪策略算法。跟踪仰角70°以上的卫星时,采用方位轴定位式水平式跟踪,这种跟踪方式既利用了水平式结构保精度跟踪天顶附近目标的优势,又克服了地平式结构有天顶跟踪盲区问题;跟踪仰角70°以下的卫星时,采用方位轴随动式水平式跟踪,这种跟踪方式使地平式跟踪方式和水平式跟踪方式有机地结合起来,实现优势互补,达到了更为理想的跟踪效果。该跟踪策略不仅解决了三轴转台纬轴工作范围受限问题,而且能够捕获跟踪半球空域内所有卫星,并保证卫星全程在保精度跟踪范围内。最后设计了实验,证明了该跟踪策略算法的有效性和可行性。     

混合双轴控制的太阳自动跟踪系统研究

文中主要针对斯特林碟架,设计了以ARM处理器和可编程逻辑控制器(PLC)为控制核心,视日运行轨迹跟踪与图像处理相结合的混合跟踪方式实现太阳自动跟踪.首先,利用太阳位置算法(SPA)定位太阳位置,确保太阳光斑在摄像头视场范围内;其次,使用CMOS图像传感器采集太阳图像,通过ARM处理器处理图像获取太阳跟踪角度误差;最后利...     

适用于立方体卫星的激光测距合作目标

为了给立方体卫星星载GPS定轨数据提供检核标准,并满足高精度测定轨道的应用要求,通过在10cm×10cm×10cm的标准立方体卫星的每个表面分布3个通光口径为1.0cm的微小激光反射器,设计了质量约为108g、视场角满足360°、测距精度可达厘米级的激光测距合作目标。根据角锥棱镜的二面角误差、反射面面形误差及入射面面形误差所引起的光束附加相位,分析角锥棱镜在远场的衍射分布特性;接着,根据激光合作目标在卫星上的分布方式,计算激光合作目标的相对有效面积分布;然后,利用激光测距方程估算不同轨道高度的立方体卫星激光反射器回波光子数,并根据卫星质心改正模型估算激光测距精度;最后,以皮卫星激光合作目标测距试验为例,验证了装载在卫星上的1.0cm微小激光反射器能够反射回足够的激光回波信号。结果表明,此种分布方式对于运行在250~1 000km轨道上的立方体卫星能够提供足够的回波信号,激光测距内精度可达厘米级,满足立方体卫星对激光测距合作目标质量轻、分布灵活、测距精度高的要求。     

自抗扰技术在卫星姿态模拟系统中的应用

建立了高精度卫星姿态模拟系统用于光通信地面仿真试验,针对卫星轨迹特点,设计了一种改进的自抗扰控制算法。介绍了自抗扰控制技术的特点和控制原理,提出改进的伺服算法,为自抗扰算法引入了选择性积分项。针对系统±10″动态误差要求,设计了多阈值非线性函数,并添加状态判断模块实时更改非线性函数参数。同时,给出了算法主要参数的整定原则。然后,基于控制器开放伺服功能,给出了自抗扰控制的实现方法和计算流程。实验结果表明:系统具有良好的连续加减速能力,跟踪斜坡信号的动态误差为±6″;经对比,在跟踪卫星姿态轨迹时,自抗扰控制的抗干扰能力优于PID控制,跟随误差达到±7″,满足高精度姿态仿真要求。     

Space high-accuracy intelligence payload system with integrated attitude and position determination

recently,the requirements for space high resolution and high accuracy earth observation payloads are more urgent in many fields.However,traditional satellites mainly use the separation model of platform and payload.The precision of platform was unable to fulfill the requirements of high-precision imaging of payload.In addition,because traditional satellites mainly use the rigid connection between platform and payload,the precision of payload strongly depends on platform.They make satellite development and requirements increasingly difficult.To solve these disadvantages,in this paper,we introduce a Space High-accuracy integrated Intelligence Payload(SHIP) system with real-time attitude and position determination.SHIP can complete real time autonomous high accuracy attitude and position determination,high resolution remote sensing imaging,high-accuracy target position based on image,multi-mode motion imaging and target identification,tracking,self-recovery function of on orbit image,self-determination function of attitude and position,and so on.     

一种新的舰载惯导系统摇摆基座初始对准方法

针对舰载惯导系统在摇摆基座条件下高精度初始对准问题,提出一种简单且易于实现的快速初始对准方法。利用开路法构建数学稳定平台隔离载体摇摆运动,提高了高精度舰载惯导系统摇摆基座对准过程中量测数据的信噪比,缩短了对准时间并提高了误差参数的估计精度;建立了开路法数学平台偏角的误差模型,利用参数辨识法提取相关对准参数,从而估计出陀螺漂移和数学平台偏角并进行补偿。海上试验结果表明,该对准方法可在8 h内达到优于0.000 5°/h的对准精度,有效地解决了摇摆基座条件下舰载惯导系统的高精度初始对准问题。     

无摄动椭圆轨道卫星编队设计算法研究

研究无摄动椭圆参考轨道的卫星编队飞行设计,在RAC坐标系下研究两星相对运动问题。利用RAC坐标系下的敏感矩阵,将轨道根数差与从星的RAC坐标建立联系,从而推导出椭圆轨道编队设计算法。利用此算法设计出同轨迹主从编队飞行轨道。通过仿真验证,此算法的位置误差控制在毫米量级,速度误差控制在毫米/秒量级,可以满足当前编队飞行任务的要求。     

轻量化高精度反射面天线保型设计与动静态特性分析

为满足某型号工程的测控需求,设计了一种新型轻量化高精度反射面天线,满足天线系统高精度、轻量化、过顶跟踪的要求。基于三自由度调整方法和天线反射体轻量化技术,采用面板整体互连的结构保型设计方案,有效减轻了天线反射体的整体质量,达到了较高的天线主面再装精度。基于ANSYS有限元分析软件,对天线反射体进行静力特性分析、面形精度分析、安全性校核,结果表明在典型俯仰角下,天线主面精度及承载能力满足要求。通过动态特性分析,得到了天线反射体的各阶固有频率和振型。经过天线主面精度测试和系统指标实测,确认天线的各项指标满足要求,并且可以实现对低轨卫星的稳定跟踪。     

连续小推力拦截卫星攻击轨道的优化

针对空间攻防中目标卫星周围由若干小卫星以编队形式绕飞的情况,研究了拦截卫星的轨道规划问题。以配备电推进的连续推力拦截卫星为对象,提出了基于遗传算法的拦截卫星攻击轨道寻优方法。以编队小卫星的动态防御模型作为环境模型,根据进攻轨道安全性和节省燃料的要求建立综合适应度函数,并对算法的编码方式、选择算子、交叉算子和变异算子进行了设计。基于MATLAB平台进行了仿真试验,结果表明,拦截卫星于650s时击中目标卫星,总开机时间为410s。提出的算法能够寻找到最优攻击路径,并且算法收敛性速度快,稳定性高。与同类的研究方法相比,该算法能够有效减少火箭开机时间,进而减轻了卫星在轨道机动过程中姿态调整的任务负荷。