摘要：针对矢量跟踪模型在复杂场景下定位测速性能受限的问题,分别对VDLL和VFLL提出不同的非相干处理策略,设计出基于信号强度和载体动态自适应调整的通道融合滤波方案。试验结果表明,采用非相干操作可有效消除比特跳变的影响,获得比相干积分更高的处理增益,但也带来一定的平方损耗。同等条件下,矢量跟踪模式下的相干积分比标量模式能够获得更优的性能。积分时间和动态噪声功率谱密度是两个相互制约的环路调节参数,需根据实际需求进行灵活调整。

摘要：针对地球遮挡、地影、太阳光干扰、月光干扰、空间目标相对观测平台的角速度等约束对空间目标可见性的影响问题,基于已编目空间目标双行轨道根数,研究以太阳同步晨昏圆轨道作为观测平台轨道,采用改进多变异位自适应遗传算法对单星观测平台轨道倾角进行优化设计。仿真结果表明,改进的多变异位自适应遗传算法有效地解决了多变异位自适应遗传算法不能保证收敛到所有种群中最优个体的问题,且随机抽取10%左右的目标样本可以达到与采用所有目标相当的性能,计算效率提高约1个量级。

摘要：卫星在运行过程中,星敏感器视场若受到太阳光、月球反射光等杂散光影响,将会大大降低星敏感器指向精度。通过调用卫星工具包STK(SatelliteToolKit)高精度轨道预报模块与高级分析模块,利用STK\Matlab无缝接口与Matlab进行数据交互,建立了星敏感器视场分析模型,并完成了杂散光进入星敏感器视场可视化仿真。研究方法和仿真结果对于星敏感器的工程设计、提高星敏感器精度及准确性具有一定的借鉴意义。

摘要：根据GALILEO卫星系统的设计参数,建立了卫星运动方程,编制了GALILEO系统的星座仿真软件;并结合GPS系统,以中国地壳运动观测网的25个基准站为地面观测站,对大陆范围内基于GPS、GALILEO以及GALILEO-GPS组合系统进行单点定位时的卫星可见性和给定精度下的定位可信度进行了系统的分析。仿真结果表明,在中国大陆范围内,GALILEO系统在时间域和空间域上的整体稳定性优于GPS系统。在一定的定位精度要求下,二者的平面定位可信度基本一致,GALILEO的高程定位可信度优于GPS系统;组合的GPS-GALILEO系统无论在卫星可见性方面,还是在定位可信度方面,均优于单一的定位系统。

摘要：在一些基本假设的基础上,初步设计了从地球停泊轨道发射探测器到达火星的飞行轨道。运用圆锥曲线拼接法,设计了采用双共切和单共切两种不同的日心段转移方式时,探测器日心段、地心段和火星中心段的飞行轨道,并分析比较了这两种设计方法的特点。根据限制性二体问题动力学模型,仿真计算了探测器在不同轨道段的飞行轨迹,结果表明,探测器可以按照所设计的轨道飞行到达火星,并被其捕获,成为环绕火星飞行的卫星。

摘要：针对同时采用两个测量装置,即无线电和GPS的编队卫星可能发生的测量器件硬故障情况,提出了两种基于解析余度的状态估计故障诊断方法。即首先分别采用无线电测量和GPS测量得到的测量数据作为观测量并联合编队卫星的相对状态进行广义卡尔曼滤波,然后得到残差序列,基于该残差序列设计出了残差加权平方和检验法和残差χ2检验法,最后通过仿真实例对所给出检验方法进行了比较。

摘要：为了研究卫星导航系统的星座覆盖性能、信号链路、时间系统等关键技术和性能指标,有必要建立导航星座仿真系统,完成导航星座系统在各种模式下的工作状态模拟并对其结果进行分析和评估。论述了基于高层体系结构(HLA)仿真平台下的卫星星座导航数学仿真系统的总体设计,介绍了卫星导航星座分系统以及仿真支撑环境的功能。在此基础上,分别对仿真时间的推进策略、数据分发管理、仿真时间同步以及卫星轨道确定等关键技术进行了分析与研究。试验结果表明,本文设计的仿真系统及采用的若干关键技术,能够很好的满足仿真与评估的需求,对我国北斗卫星导航系统的研制具有重要的参考价值。

摘要：VXI总线多功能模块是某导弹自动驾驶仪VXI测试系统的关键模块,需要完成被测信号采集、特殊测试激励信号产生、频率测量和数字IO功能;文章首先简要介绍了模块的设计要求和总体设计;然后阐述了模块的各功能电路实现;接着重点论述了模块设计中采用扫描地址图谱实现多通道和量程动态切换、采用块传输实现VXI接口高速数据传输和采用RAM分时复用存储实现长时间连续数据采集等关键技术;应用这些技术研制的模块已应用于实际测试系统中,其性能良好,工作稳定;接口测试结果表明,模块的VXI接口设计极大地提高了数据传输速度。

摘要：根据卫星导航系统地面观测数据的特点,建立了站间和星地时间同步的状态空间方程和量测方程,设计了序列Kalman滤波算法,综合利用时间同步观测数据及伪距观测数据,求解出监测站及导航卫星钟差。通过仿真计算表明,本文所建立的模型及设计的序列Kalman滤波算法,提高了卫星导航系统站间和星地时间同步的精度,具有一定的应用价值。

摘要：从分析轨道控制动力学方程出发,结合工程应用实际约束,针对具有回归、冻结等特性的太阳同步轨道,设计其初轨捕获策略。该策略将初轨捕获任务规划为4个阶段,前3个阶段进行发动机推力效率标校、大控制量的轨道面内修正和轨道面内的精调,完成轨道面内捕获;最后一个阶段完成轨道倾角捕获。最后对某太阳同步轨道卫星的初轨捕获策略进行了详细设计并通过仿真计算验证该策略的合理有效性。