基于地基光电望远镜的地球同步轨道卫星空间目标初轨确定研究

在地球同步轨道卫星(geosynchronous Earth orbit,GEO)空间目标的监测过程中,为了解决观测数据弧长过短而导致的初始轨道参数求解失败问题,提出了一种多约束初轨确定算法。首先,从GEO目标轨道的小偏心率出发,建立单参数轨道确定方法,以提高求解成功率及精度;其次,基于开普勒定律和短弧的共面假设,对观测弧段进行关联,以增加观测数据信息和几何约束性;最后,利用关联弧段进一步提高求解精度,使得算法对轨道类型的适应性更广泛。利用长春人造卫星观测站的大视场望远镜实测数据进行了验证,结果表明,利用该算法能快速有效地求解出轨道参数,GEO空间目标半长轴误差小于200 km的占比可达93.6%(平均弧长约70 s)。基于该计算结果和所提关联方法来降低偏心率约束导致的误差,部分目标的半长轴误差可达30 km。该方法将为中国空间态势感知领域提供技术支撑。

基于动态阈值的距离搜索初轨确定

提出一种改进的初轨确定算法,基于动态阈值的距离搜索方法,以改进传统算法在处理数据时初轨成功率和初轨误差。通过动态调整搜索阈值,旨在实现更精准和高效的初轨确定,以满足当前对空间目标初轨确定的需求;利用LEO,MEO和GEO目标的实测角度数据开展算法测试。介绍了基于动态阈值的距离搜索算法的实现过程,基于数据处理的经验,用动态阈值实现初轨参数质量控制环节的轨道筛选。给出了详细的算法实现流程。利用TLE(Two Line El⁃ements)评估了初轨确定参数误差。基于“烛龙”观测网的中低轨目标和中国科学院长春人造卫星观测站的高轨目标的实测角度数据,开展算法测试。结果表明:LEO,MEO和GEO目标短弧初轨确定成功率分别约为94%,75%和89%,半长轴误差均值分别约为9,12和50 km。该算法适用性强、成功率高、定轨精度高,证明了监测数据的质量。

一种光学短弧初轨确定的轨道偏心率判定方法

超90%的近地空间目标在近圆轨道上,其余为椭圆轨道。近圆轨道的初轨确定已有许多针对性方法,这些方法在应用于大偏心率光学短弧初轨确定时,往往出现无解或错误解的问题。而无论近圆或椭圆轨道,距离搜索法和Gooding方法都可以产生一个待选解集合。分析表明,对于近圆和椭圆轨道,待选解的半长轴和偏心率的二维分布显著不同。根据这一特征,本文提出了一种针对光学短弧初轨确定的初始轨道偏心率判定方法。实验结果表明,该方法可以准确判定轨道类型为近圆或椭圆,并能估计较精确的偏心率范围,可基本解决了距离搜索法和Gooding方法等在应用于大偏心率轨道无解或错解问题,显著增加了距离搜索法和Gooding方法等初轨确定方法的轨道普适性。

基于光学数据的地球同步轨道目标定初轨方法

初轨确定的目的主要有两个,一是为空间目标精密轨道计算提供初值,二是为空间目标轨道测量数据相互关联提供初值,其重要性不言而喻。根据地球同步轨道目标的轨道运行特征,在观测弧段内相对测站几乎保持相对静止。由于光学测角数据中缺乏测距的约束,在基于短弧段的光学测角数据采用传统的Laplace方法计算其初始轨道时,由于观测条件的病态性,迭代过程大多发散,难以得到收敛的初轨结果。鉴于上述原因,本文采用遍历搜索轨道半长轴的方法,提出了基于给定半长轴引入伪测距的初轨确定方法,经过仿真数据检验,该方法初轨确定成功率优于95%,有效地解决了地球同步轨道带近圆轨道目标初轨确定过程中迭代难以收敛的问题。

基于相机阵列的空间目标初轨确定方法

相机阵列是空间目标监视和探测识别的重要手段,具有大视场、高动态以及多通道的特点,可应用于空间目标的广域监视、初始轨道确定等态势感知任务。针对相机阵列观测空间目标获取的短弧、甚短弧观测数据难以实现空间目标的快速初轨确定问题,利用共轭梯度(CG)快速求解单位矢量(UVM),并以此初轨确定结果作为粒子群算法的初始值,利用基于粒子群的改进单位矢量初轨确定方法,克服粒子群算法对初始值敏感的缺陷。通过实验验证,基于共轭梯度的单位矢量法与传统单位矢量法相比,空间目标初轨确定速度有较大提高,且基于粒子群的改进单位矢量法与传统单位矢量法相比,空间目标半长轴估计精度明显提高。

一种基于星间方向观测的初轨计算方法

基于天基网空间监测的技术背景,用一已知轨道的天基观测平台对不明空间目标的方向观测,在定轨精度要求并不太高的要求下,研究了单颗卫星的天基平台定初轨的问题,并提出了一套基于此观测模型的中低轨空间目标的初轨计算方法。通过模拟生成测角资料对方法进行检验,计算结果显示方法在目前提出的定轨精度下是稳健可行的。

一种有摄初轨计算的单位矢量法

根据单位矢量法测轨原理，在人造卫星初轨计算的单位矢量法（ＵＶＭ１）（１）的基础上，给出了利用人造地球卫星观测资料测定有摄初轨的一种方法（ＰＵＶＭ１）。本方法既适用于测角资料，也适用于测距资料和测速资料，以及这些不同类型资料的各种组合；适用于任意偏心率、任意轨道倾角的人造地球卫星；有利于提高初轨测定精度，并改善整个计算过程的收敛性。

天基光学短弧初轨的约束微分修正方法

为解决天基光学短弧测量条件下的空间目标初轨确定问题,在对天基光学空间目标监视数据特点进行分析的基础上,引入弧段测量约束域概念和域内三角剖分方法,提出基于剖分节点优选的约束微分修正方法,利用两个短弧测量实现对新发现目标的初轨确定。该方法可充分利用弧段测量信息对目标进行有效约束,并由剖分节点优选提供较好的初始条件,可增强迭代收敛性和稳定性。最后结合仿真结果对方法误差特性和域内收敛特性进行探讨。

一种适用于长弧段的初轨计算方法

根据单位矢量法测轨原理,在人造卫星初轨计算的单位矢量法基础上,给出了一种适用于长弧段的初轨计算方法.该方法既适用于长弧段,也适用于短弧段;适用于各种不同类型的观测资料和任意偏心率、任意轨道倾角的人造地球卫星;有利于提高初轨测定精度;并改善整个计算收敛性.特别需要指出的是,该方法与有摄初轨计算的单位矢量法相结合,为单位矢量法从初轨计算推广到轨道改进打下了坚实的基础.

考虑地球扁率摄动影响的初轨计算方法

在二体问题意义下的短弧定轨,Laplace型方法是最主要最典型的一种初轨计算方法。若测角资料达到10^(-4)-10^(-5)精度(相当于2"-20"之间),那么要使定轨精度达到与其相应的程度,地球非球形引力位中的扁率项摄动应该考虑,在此前提下,同样可以采用相应的Laplace型定轨方法。即给出这种严格包含扁率摄动的初轨计算方法的原理和具体计算过程以及计算实例。除采用多资料定轨方法外,这种方法也是提高初轨计算精度的一种途径,它同样可用于多资料的情况。这种方法对于大扁率主天体(即中心天体)的卫星定轨将更有实用价值。

一种天基测向初轨确定方法

研究了测向数据下的天基初步轨道确定,提出了一种矢量投影法,利用矢量投影建立了基本条件方程组,把现有方法统一起来,并易于扩展为其他类型观测数据下的初定轨。同时研究了迭代初值求解、平凡解初值消除与迭代加速方法等相关问题。采用仿真算例检验本文提出的方法,仿真结果证明了本文方法的有效性。

初轨计算中的病态分析

本文对现有初轨计算方法进行病态性分析与误差分析；研究结果表明：病态对现有初轨算法的影响，主要来源于法方程系数中包含观测误差．系数行列式愈大，定轨精度的损失愈多，当■被随机误差项△μ淹盖时，现有初轨算法将失效．此外，仿真结果还显示：■与△μ的大小还极大地依赖观测弧段的空间位置，当观测弧段包含近站点作为中点时，■最大，而■小，此时定轨精度较高；当观测弧段位于近站点的某一侧时，■小，而■大，此时定轨精度较低，观测弧段愈偏离近站点，病态影响愈大；因而在观测时，应尽量使观测弧段与近站点对称（此时μ值较大），这是提高短弧定轨的一种有效途径．

单站单圈测距资料初轨计算的单位矢量法

根据单位矢量法测轨原理,在已知轨道面参数i,Ω的前提下,给出了一种适用 于单站单圈测距资料的初轨计算方法．计算结果表明,方法是有效的．在没有测角资料或 测角资料精度显著低于测距精度的情况下,有应用价值．

初轨计算的参考矢量法

本文从最优估计角度研究短弧资料定初轨问题，提出一种最小二乘估计算法，同时提出一种符合实用的参考矢量法．仿真结果显示，参考矢量法克服了现有初轨算法所承受病态影响，把定轨精度提高到接近最佳水平．

论初轨计算的最佳精度及二重解

从最优估计的角度，研究短弧测角资料初轨计算的最佳精度及准最佳精度算法．按照统计理论，对一般的参数估计问题，其估计误差的方差存在Cram’e4-Rao下界，这就是初轨理论的最佳精度；通过大量的模拟计算表明，文［1］中提出参考矢量法，其精度已充分接近C·R下界，且模拟计算轨道统计精度与观测误差成正比，可以认为是一种初轨计算的准最佳精度算法；对于小偏心率情况，发现一个重要的事实：初轨计算有二重解，更准确地说，在M0的左右两个半平面内有真假两个解，偏心率愈小，平近点角M0愈接近±π／2，给出的假解的概率愈大．针对这一情况，提出一种算法，可以给出2个解，其中必定有一个是真解，它有较高的精度.

初轨的稳健估计算法

讨论单测角资料 (数据中包含异常值 )初轨的稳健估计算法 .该算法既可用于提供可靠的初轨 ,又可用作资料预处理 ,剔除异常值 .稳健估计算法的崩溃点为 1 6%至 2 5% ,可剔除

基于角度量观测的卫星初轨计算技术研究

文中对基于角度量观测的卫星初轨计算技术进行了研究。当具有单圈观测弧段时,提出一种新的初轨计算方法—图解法;当观测弧段较短时,采用遗传算法确定初始轨道,并设计了一种收敛速度快、寻优精度高、便于工程化的十进制浮点数编码遗传算法。通过仿真计算验证了提出方法的有效性。

提高地月转移轨道入轨段初轨精度的技术途径

针对星箭分离前、后两段数据处于不同的飞行轨道,经典的轨道计算方法无法实现两段外测数据联合参与定轨,入轨段初轨精度难以进一步提高的问题,通过分析星箭分离时刻轨道半长轴确定精度与测量误差、轨道偏心率之间的关系,提出了提高站址坐标测量精度、采用分布式船姿船位测量体制以提高姿态测量精度、采用卫星测高数据计算任务海域垂线偏差并对船姿数据进行修正、船载雷达测速数据的东平台影响修正、合理的数据预处理以及采用基于速度增量修正的定轨新方法等多种技术途径,并重点介绍了基于速度增量修正、可实现星箭分离前后外测数据联合定轨的新方法。仿真计算和任务实测数据验算表明,新方法轨道半长轴确定精度较以往传统方法提高1个数量级以上,有利于后续测控计划制定和测控站的跟踪引导。

无准确初轨信息时星载GPS低轨卫星定轨方法研究

本文提出了适用于星载GPS低轨卫星定轨的一种精密自主定轨方法。该方法利用星载GPS观测资料直接解算GPS方程求得卫星初轨,避免了早期使用短弧资料定初轨时法方程的病态性的影响,为精密定轨提供了较准确的近似值,并以此展开观测方程进行精密定轨,保证了迭代过程的收敛,减少了迭代次数,节约了时间,适用于低轨卫星的自主定轨和实时定轨。

总体最小二乘法在初轨计算中的应用

在分析了UVM2方法条件方程特点的基础上,将总体最小二乘法(TLS)引入轨道计算中,避免了原算法中对活力公式的线性化处理．仿真和实测计算结果表明,将TLS应用于UVM2是有效的．