实时定轨条件下初轨确定方法研究

针对定轨的实时性要求在较短时间内计算出较为精确的初始轨道；提出利用m个时刻地面测量数据，计算航天器初始时刻状态值(位置和速度)的新方法。经仿真计算表明：该方法所计算的初轨，在一定随机误差和系统误差内，基本满足实时性和精度要求，是一种较为有效的初轨确定方法。     

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。     

基于数值算法改进的卡尔曼滤波算法在卫星自主定轨中的应用

高精度的自主定轨对探测器实现深空探测任务有着重要的意义,结合利用星光折射角的测量确定卫星轨道的自主导航方案,提出了基于数值算法改进的扩展卡尔曼滤波算法,提高了运算精度,通过仿真验证了该算法的优越性。     

基于北斗B3频点的低轨卫星实时定轨性能评估

基于自主研制的搭载于浙江大学皮星三号（ZDPS-3）任务的星载GPS/北斗双模接收机,在北斗B3频点上开展低轨卫星实时定轨仿真试验,对基于北斗（特别是B3频点）的实时定轨性能进行评估. 结果表明：B3频点的测距伪码码速率高,其抗噪声性能优于B1频点,有利于提升北斗导航系统下的低轨卫星定轨精度. 在建立观测模型和定轨算法模型并检验接收机实测数据质量的基础上,利用导航信号模拟器建立半物理仿真实验平台. 实验结果表明,在仅使用北斗二号14颗导航卫星的条件下,利用B3频点能获得明显优于B1频点的实时定轨精度,并且与基于处于完全运行状态的GPS的定轨精度相当.     

地铁轨地过渡电阻及走行轨阻抗在线测量

利用解析法讨论了地铁隧道区间中轨地过渡电阻以及走行轨阻抗与轨道电压及流过走行轨电流的关系,建立了解析方程,提出用牛顿迭代法求解方程得出轨地过滤电阻和走行轨阻抗,并在理论上证明了存在有效解。利用单片机的总线通讯手段,在地铁隧道的3个不同地点分别同时自动测量轨道电压、隧道1m电压、负荷电流及机车距变电所距离等参数,并把测量数据送入上位计算机,由计算机完成在地铁正常运营过程中实时在线测量轨地过渡电阻和走行轨阻抗,为减少杂散电流腐蚀提供可靠的依据。     

星间测向在提高星座自主性中的应用

实现导航星座的自主定轨对提高星座自主性具有主要意义。分析了基于星间测距的导航星座定轨方法存在的缺点，提出了利用改进Kalman滤波融合星间测距测向信息的自主定轨方法。利用GPS（global position system）星座的IGS（International GPS services）精密轨道模拟星间测距测向数据，仿真结果表明该方法能够有效提高定轨的精度和稳定性。     

行车轨道伸缩缝和压轨器设置解析

随着马钢生产规模不断增大,工业厂房面积也随之扩大,行车使用也增多,可行车轨道质量问题反映较多.结合马钢多年来各工程项目,对行车轨道伸缩缝和压轨器设置进行了调整,从而可大大提高行车轨道的使用寿命,给各单位在今后的轨道新建、检修时提供参考.     

轨道不平顺引起的车轨桥空间耦合振动分析

轨道不平顺对车轨桥空间耦合振动的影响是一个有待研究的问题。本文建立了车辆一无碴轨道-桥梁系统的空间耦合振动模型,并通过功率谱密度得到轨道不平顺的时域模拟样本,以其为激励源,分析车辆-轨道-桥梁空间耦合振动响应。通过对比,考虑高低不平顺的空间模型与4种几何不平顺的计算结果,由此得到,轨道不平顺的改变主要影响轨上部分的振动,对轨下部分以及桥梁结构影响不大。     

基于光压宏观模型的导航卫星地基定轨研究

导航卫星的精确轨道确定对于导航系统的应用具有重要的作用,建立准确合理的力学模型有助于导航卫星的精确轨道确定。采用了光压宏观模型描述了卫星受力中的光压模型问题,分析了光压宏观模型的数学模型,研究了地基定轨的理论方法,并建立了地基定轨的可见性分析模型,通过采用积分滤波的分析方法,分别研究了基于光压模型与基于球形模型,对GEO(geostationary earth orbit)、MEO(medium earth orbit)及IGSO(inclined geosynchronous orbit)卫星地基定轨的影响,通过仿真证明了光压宏观模型的应用对于3类卫星的定轨精度有明显的提高。     

利用并行多处理器的卫星自主导航方法研究

提出卫星导航系统采用两个并行处理器PⅠ、PⅡ.其中PⅡ首先利用批处理估计器估计卫星初始状态,然后利用高精度轨道动力学模型预报下一周期的卫星星历,并将星历数据存储于星上.而PⅠ则依据上一周期的各种数据,采用实时轨道预报算法提供卫星当前时刻的轨道信息.基于这一分工思路,利用卫星观测到的星光折射信息,在高、中、低各种轨道上进行了卫星自主定轨的计算机数学仿真,仿真结果证实了并行多处理器导航计算机结构及相应导航算法用于卫星自主导航的可行性及有效性.     

卫星编队相对轨道的分布式估计方法

研究了卫星编队的相对轨道自主确定问题,选择“无线电+激光”的测量方案,为减轻多星编队星间通信量和星上计算量的负担,将状态估计器设计为分布式构型,并利用分布式Schm idt-Kalman滤波算法对编队的相对轨道状态进行估计。仿真结果验证了该导航方案和算法的有效性。     

基于平均轨道要素的轨道修正方法

提出了一种通过控制平均轨道控制目标对应的瞬时轨道偏差量进行轨道修正的方法。在解析轨道理论基础上,给出了平均轨道要素偏差到瞬时轨道要素偏差的状态转移矩阵。提出了合适的控制策略,通过对瞬时轨道要素偏差进行控制,实现平均轨道要素偏差的调整目的。仿真结果表明,采用本文提出的方法,在一个周期内即可将平均轨道要素偏差调整到允许的精度范围内。该方法计算公式简洁,适合星上自主运算,为实现卫星的自主轨道修正提供了理论基础。     

Atmospheric Drag Perturbation in an Autonomous Orbit Determination for Satellite

In this paper, an autonomous orbit determination method for satellite using a large field of view star sensor is presented. The simulation of orbit under atmospheric drag perturbation are given with expanded Kalman filtering.The large field of view star sensor has the same precision as star sensor and a sufficient filed of view. Therefore ,the refraction stars can be observed more accurately in real time. The geometric relation between the refracted starlight and the earth can be determined by tangent altitude of the refraction starlight. And then the earth center can be determined in satellite body frame. The simulation shows that the precision of the mean square deviation of satellite‘s position and velocity is 5m and 0.01m/s respectively. The calculated decrement of the semi-major axis in one day is close to the theoretical result, and the absolute error is in the range of decimeter when the altitude of orbit is 750 km. The simulateion of orbit of different initial semi-major axis shows that the higher the altitude of orbit is, the smaller the decrement of the semi-major axis is, and when the altitude of orbit is 1700 km the decimeter of the semi-major axis is 10^-7km.     

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     

编队飞行卫星相对轨道确定方法研究

针对2颗卫星编队飞行的情形,研究了星间位置测量量为相对距离、方位角和俯仰角时的卫星相对轨道自主确定方法。首先根据C-W-Hill(Clo-hessy-Wiltshire-Hill)方程得到卫星运动的状态方程;然后基于星间测量量确定观测方程,使用2种方法进行相对位置、相对速度参数的估计,实现对卫星相对轨道的确定;最后对这2种方法进行仿真,结果证明了它们的可行性。     

顾及系统误差的GEO卫星几何法定轨PDOP值分析

针对GEO卫星几何法定轨中系统误差对PDOP值的影响进行研究,首先回顾了经典几何法定轨的基本原理,然后根据顾及系统误差的几何法定轨原理推导出PDOP值计算公式,并利用5个跟踪站的模拟数据,计算了多种系统误差情况下PDOP值。结果表明:系统误差对GEO卫星几何法定轨的PDOP值影响很大;采用顾及系统误差的几何法定轨方法可以较好地削弱系统误差对PDOP值的影响;国外布设跟踪站比仅在中国布设跟踪站能更好地削弱系统误差对PDOP值的影响。     

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。     

基于地磁场的轨道姿态一体化确定

突破卫星轨道和姿态参数分别确定分而治之的传统模式,提出了利用磁强计和陀螺测量信息同时确定卫星轨道和姿态参数的新方法.利用磁强计提供的地磁场测量值与地磁场模型计算值之间的差值,以及陀螺提供的角速度信息,推导了轨道姿态一体化确定扩展卡尔曼滤波算法.利用局部可观测性理论定量地计算系统局部可观测矩阵的条件数,进而利用该条件数对系统的可观测性进行深入分析.最后对本文算法进行了数学仿真,结果表明该算法的可行性和有效性.