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月球重力场对“嫦娥一号”近月轨道的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
2008年12月6日“嫦娥一号”卫星开始了为期半个月的变轨试验,卫星距离月球表面最近处 约为15 km,这在国内尚属首次。试验期间,国内USB和VLBI测控网进行了跟踪测量,获取了 卫星不同飞行高度的测轨资料。通过对变轨试验期间的USB和VLBI测量数据的定轨计算,分 析了月球重力场误差对于绕月低轨卫星的影响,计算表明,尽管目前的月球重力场模型高阶 项由于没有月球背面的测量数据而不准确,但对绕月低轨卫星的定轨精度提高仍然有重要帮 助。分析了VLBI数据对绕月低轨卫星定轨的贡献,比较了USB数据单独定轨以及USB和 VLBI联合定轨两种情况,结果表明VLBI数据的加入可有效提高定轨精度。该工作对于我国后 续月球探测工程具有一定的借鉴意义。
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针对嫦娥5T服务舱(CE5T)拓展试验中的绕地大椭圆轨道,分析了轨道动力学演化趋势,通过测轨数据类型组合策略分析了统一S频段测量(USB)和甚长基线干涉测量(VLBI)在定轨中的贡献,得到了百米级的精密定轨精度;针对地月第二平动点(L2)绕飞轨道,分析了地心和月心积分的轨道动力学差异,制定了精密定轨的参数求解策略,得到了百米级的精密定轨精度;针对月球交会对接轨道的特点,选取三种不同的重力场模型定轨,比较了三者在轨道预报和数据拟合的差异,并与嫦娥3号(CE3)环月轨道的定轨精度进行比对,验证了不同重力场的适用范围,从计算精度和效率两方面制定了优化的定轨策略。 相似文献
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《航天器工程》2017,(3):23-30
针对传统地基测定轨技术应用于Molniya轨道卫星时跟踪弧段不足和定位精度低的问题,提出了应用GNSS信息的测定轨方法,以满足任务对定轨和预报精度要求。分析了Molniya轨道对GNSS星座的导航信息可用性,研究了应用GNSS导航解的轨道确定及预报方法,仿真计算了两种数据精度模式下导航解作为测量数据参与轨道估算的定轨预报误差,并分析了测量轨道圈数和跟踪模型偏差等因素对定轨预报精度的影响。仿真结果表明:利用2圈的导航解参与运算的定轨误差在15m以内,预报6天的位置误差在60m以内。此方法具有精度高、稳定性好和数据需求量少等优点,对未来大椭圆轨道卫星测定轨工程实践具有借鉴意义。 相似文献
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同波束VLBI技术用于月球双探测器精密定轨及重力场解算 总被引:1,自引:0,他引:1
同波束VLBI通过同时观测两个探测器的多点频信号,可以得到两个探测器之间高精度的差分相位时延,日本月球探测计划SELENE充分体现了这一技术在月球探测器精密定轨中的贡献。本文针对采样返回的月球探测任务中,轨道器和返回器同时绕月飞行期间,研究利用同波束VLBI跟踪数据在探测器精密定轨和月球重力场仿真解算中的贡献。结果表明,加入同波束VLBI跟踪数据之后,探测器定轨精度有显著提高,改进超过一个量级。综合同波束VLBI跟踪数据解算得到的重力场模型相比于传统的USB双程测距测速数据,中低阶次位系数精度有明显改进,并且定轨精度有望能达到米级。
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基于星历拟合的短弧运动学定轨 总被引:1,自引:0,他引:1
当导航卫星在姿轨控和轨道恢复期间,传统的统计定轨理论难以实现精密定轨。首次提出 了基于10参数星历拟合的短弧运动学定轨方法,建立和推导了相应的理论模型和定轨解算方 法。其优点在于不仅能够反映卫星运动的物理学特征,提高了速度和轨道预报精度,而且不 需要累积数据,实现近实时快速计算,克服了动力学法定轨发散和单点定位无法获得速度信 息的不足。对COMPASS M-01导航卫星实测数据的处理表明,10分钟短弧运动学定轨的位置精 度优于10 m,速度精度为2 cm/s,预报5分钟轨道精度为15.02 m,满足了短弧跟踪条件下R DSS对轨道精度的要求,实现了卫星精密定轨。
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针对定时定点月面着陆的目标要求,提出了全程轨道控制设计方法。进行了包括地月转移、近月制动、环月降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划,实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点月面着陆。分别构建了中途修正、近月制动、环月降轨三段轨道控制的规划变量和目标参数;根据轨道倾角建立了动力下降点与着陆点的匹配转换关系。设计了中途修正、近月制动、环月降轨、动力下降的全程轨道控制策略的联合规划。建立了着陆位置偏差与轨道倾角偏差、着陆时间偏差与轨道半长轴偏差的修正关系,修正设计了中途修正目标倾角和近月制动目标半长轴。仿真算例表明,在入轨偏差轨道条件下,保证了中途修正后的飞行轨道与标称轨道基本一致,实现了与标称状态基本一致的定时定点月面着陆。可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道设计和控制实施。 相似文献
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针对海洋2A(HY2A)卫星快速精密定轨的需求,本文基于非差动力学方法,利用国际GNSS服务组织(IGS)和上海天文台GNSS数据处理中心(SHA)提供的超快速星历产品IGU和SHU,对HY2A卫星进行快速精密定轨研究。计算结果表明,以法国国家空间研究中心(CNES)提供的精密轨道作为参考轨道,联合超快速星历SHU和IGU的预报星历,可以确定径向厘米级精度的快速轨道。同时利用卫星激光测距(SLR)数据检核快速精密轨道,得到 SHU和IGU预报星历确定的快速精密轨道站星距方向残差的RMS分别为2.9和4.8cm。可见,利用SHU和IGU预报星历组合可以得到厘米级的快速精密轨道,对HY2A卫星的海洋环境监测和海洋灾害预警具有一定应用价值。 相似文献
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This paper addresses lunar escape maneuvers of the first Chinese Sun–Earth L2 libration point mission by the CHANG'E-2 satellite, which is also the world's first satellite to reach the L2 point from a lunar orbit. The lunar escape maneuvers are heavily constrained by the remaining propellant and the condition of telemetry, track and command, among others. First, these constraints are analyzed and summarized to design a target L2 Lissajous orbit and an initial transfer trajectory. Second, the maneuver mathematical models are studied. The multilevel maneuver schemes which consist of phasing maneuvers and a final lunar escape maneuver are designed for actual operations. Based on the scheme analysis and comparison, the 2-maneuver scheme with a 5.3-h-period phasing orbit is ultimately selected. Finally, the mission status based on the scheme is presented and the control operation results are discussed in detail. The methodology in this paper is especially beneficial and applicable to a future multi-mission instance in the deep space exploration. 相似文献