基于ODTK的卫星最小二乘轨道改进

为快速有效地执行卫星轨道确定中的最小二乘轨道改进任务,引入Orbit Determination Tool Kit(ODTK)软件,设计了详细的操作步骤和参数设置;利用某卫星的雷达实测数据验证了运用ODTK软件进行相关操作的有效性.这为运用ODTK软件执行精密定轨及操作研究打下了基础.     

基于ODTK的卫星初始轨道确定

在空间目标监视和反导预警的研究中,卫星的轨道确定是一项极其复杂和困难的工作,为此运用Orbit Determination Tool Kit（ODTK）高级定轨分析软件,针对卫星初轨确定的一般性算法步骤,设计了详细的软件操作步骤来快速的执行卫星初轨确定任务,并通过实际数据验证了该操作步骤的有效性.     

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。     

基于磁强计和陀螺测量的卫星轨道姿态一体化确定算法

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。     

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.     

基于CCD序列图像和地面控制点的卫星姿轨精密确定

实现卫星姿轨精密确定是航天测控的重要研究内容.提出一种基于CCD序列图像和地面控制点的卫星姿轨精密确定方法,推导并给出了基于四元数算法的数据处理模型,通过仿真计算进一步验证、分析了算法的精度,该方法对于卫星姿轨精密确定具有一定参考价值.     

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。     

BDS开普勒轨道参数时变特性分析

卫星轨道参数特性分析对卫星轨道状态评估、运行维护等具有重要参考价值。针对利用北斗广播星历进行轨道特性分析存在的不足,提出基于北斗精密轨道的开普勒轨道参数分析新思路。该思路将地固系下北斗精密坐标与速度转换至空固系并反演开普勒6参数,进而通过时频分析方法获取开普勒参数时变特征。应用该思路对2014—2017年北斗卫星轨道特性分析,结果表明:静止轨道卫星的偏心率、倾角、升交点赤经、近地点角距和倾斜同步轨道卫星的长半轴、平近点角均存在跳变;3类卫星的倾角、偏心率、升交点赤经和倾斜同步轨道卫星的长半轴、近地点角距、平近点角以及中圆轨道卫星的近地点角距、平近点角均有显著线性趋势;3类卫星开普勒6参数均有显著周期特性。     

基于相对轨道要素的卫星编队构型重构制导算法

针对卫星编队飞行过程中由于任务的改变或成员的进出导致编队构型重构的问题,推导和定义了描述卫星编队的相对轨道要素;提出了基于相对轨道要素的卫星编队构型重构制导算法;使用该算法对近地圆轨道上的卫星编队重构过程中各控制因素与速度增量的关系进行了分析。结果表明,该算法能够综合考虑构型重构时运行状态、约束条件、调整策略、能量消耗等因素,便于实现编队重构的整体优化。     

基于STK的轨道机动视景仿真技术研究

随着空间平台相关应用的推进,其轨道机动技术已经成为研究的重点．为此在研究和分析卫星轨道机动原理的基础上,针对卫星执行特殊任务的需求,对卫星飞行轨道进行了分析与控制,使其能够根据需求进入目标轨道完成指定的任务,并利用STK分析模块提供的数据信息,进行了卫星变轨视景仿真的设计与实现,为未来空间机动平台应用能力的进一步研究提供数据支持．     

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。     

低轨星实时自主定轨新方法--"积分滤波法"

讨论了动力法轨道数值积分定轨及几何法定轨存在的问题,进而提出了一种采用观测数据和轨道数值积分融合的实时自主定轨方法。实测数据的计算结果表明,新的定轨方法可以实时自主地得出卫星轨道的位置,并能达到较高的定轨精度。     

Autonomous determination of orbit for probe around asteroids using unscented Kalman filter

The observed images of the asteroid and the asteroid reference images are used to obtain the probe-to-asteroid direction and the location of the limb features of the asteroid in the inertial coordinate. These information in combination with the shape model of the asteroid and, attitude information of the probe are utilized to obtain the position of the probe. The position information is then input to the UKF which determines the real-time orbit of the probe. Finally, the autonomous orbit determination algorithm is validated using digital simulation. The determination of orbit Using UKF is compared with that using extended Kalman filter (EKF), and the result shows that UKF is superior to EKF.     

探测器交会小天体的UPF自主导航方案

采用基于目标天体信息的光学导航方案实现探测器交会小天体,利用导航相机提高了定轨精度和星历精度。在此基础上,针对深空导航的轨道确定过程中可能存在的初始估计信息误差较大、状态及量测误差不服从高斯分布等问题,将UPF(Unscented Particle Filter)引入到导航方案中。该方案利用UPF在处理非线性非高斯问题上的优势,克服了EKF、UKF、PF等传统滤波方案对非线性非高斯状态模型、量测模型的近似处理所带来的影响。数值仿真表明了该方案的可行性。     

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。