空间卫星

关键词： 转发器 水利部 抗旱 防汛

空间卫星（精选八篇）

空间卫星 篇1

为提高防御水患的能力,保障防汛抗旱指挥调度指令的传递,提高防汛抗旱信息传输自动化水平,1994年11月水利部购买了亚洲2号卫星27 MHz带宽Ku波段转发器全寿命使用权,用于防汛通信卫星网的建设。经过10多年的努力,建成了由水利部卫星通信主站(北京)和582个卫星通信小站组成,实现语音、数据、图像传输的第1代水利卫星通信网,承担着水雨情数据报汛、防汛异地会商、应急抢险机动通信、云图和遥感数据广播等重要防汛通信任务。

2009年,亚洲2号卫星已达寿命期,水利部VSAT主站和相关设备均面临设备老化、性能下降、维护困难、不能满足防汛通信新业务需要这一迫切的现实问题。为此,水利部进行了卫星转发器接续和主站改造工程。到目前为止,已完成卫星转发器更替、主站改造,流域卫星站改造及部分卫星小站的转星和改造工作,新一代水利卫星系统正式投入使用[1]。

1 新一代水利卫星通信网优势

新一代水利卫星通信网的设计充分考虑了水利防汛通信工作的特殊要求,即防汛卫星通信网必须保证在强降雨条件下可靠工作,为此特增加C波段卫星资源,组成Ku+C双星双波段卫星通信网。这样一方面可充分发挥已初具规模的Ku波段卫星网的作用,保障新老卫星网的平稳过渡;另一方面为暴雨频繁、Ku波段雨衰影响较大的重点防洪区域增加C波段传输手段,有效提高整个防汛卫星通信网的可靠性和可用度。

Ku+C双星双波段卫星通信网主要特点如下:

1)雨衰特性。C波段的雨衰较Ku波段小。一般情况下,降雨对C波段的影响可以忽略不计,而Ku波段卫星链路在高降雨下很难避免不中断。为克服降雨带来的阻断问题,在链路设计和设备配置上,C波段通常只给予2～3 dB的系统余量,链路可用度达99.99%;Ku波段需根据不同雨区、链路可用度对应的雨衰值进行链路计算,为达到高可用度链路,需在设备配置上,如天线口径和功放功率上留有储备,这样势必带来投资的增加,因此,Ku波段的链路设计和设备配置是链路质量和投资的合理折中和平衡。

2)服务范围。C波段转发器的波束覆盖面大,服务区域大;Ku波段的波束覆盖面相对较小,服务区域小。目前为止,可供国内用户使用的通信卫星,C波段通常可覆盖泛亚洲地区及大洋洲,Ku波段重点围绕中国及其周边部分国家和地区。

3)覆盖性能。C波段的下行EIRP(有效全向辐射功率)较Ku波段要小,通常相差12～18 dB。目前,国内C波段卫星核心覆盖区的EIRP为40～41 dBW,Ku波段在55 dBW左右。此特性决定了在同等条件下,Ku波段可以使用甚小口径天线。

4)抗干扰特性。Ku波段较C波段的干扰少,地面无线电频率协调难度小。

综上分析,C波段卫星转发器受雨衰影响小且链路质量相对稳定,新一代水利部卫星通信网采用Ku+C双星双波段卫星通信网结构,可减少汛期雨衰对卫星波段的影响,确保卫星通信的畅通。

2 新一代水利卫星空间资源介绍

水利部在卫星资源的选择上分别使用亚洲5号通信卫星Ku波段和亚太6号卫星C波段卫星资源。各地水利部门在建设当地通信卫星应用系统时,可根据实际情况选择使用合理的卫星波段。

通信卫星由承载的卫星平台和承担通信业务的有效载荷构成,通信卫星分系统结构如图1所示。

2.1 卫星平台的选择[2]

卫星平台实际上就是除了有效载荷或有效载荷舱以外卫星的其余部分。卫星平台除提供平台自身和有效载荷工作所需的全部电力外,还提供推进和操控卫星所必需的其他分系统。因此,卫星平台对卫星的整体性能,操控性、可靠性和使用寿命都有至关重要的直接影响。选择卫星平台时要考虑平台的设计理念是否适应通信卫星向长寿命、大容量发展的趋势,以及操控性、扩展性、可靠性、设计寿命、寿命末期输出功率、承载有效载荷重量和整星发射重量等,还要考察平台的在轨飞行记录和故障情况。

2.2 卫星平台的结构

卫星平台(platform)也称为服务舱(service module或bus),平台台体多为长方体,通常用碳素纤维或其他强度高、质量轻的材料制作,采用复合蜂窝式结构。平台配有与运载火箭连接的设备接口,外部有可在太空展开的外装平板(如太阳能帆板、辐射器板),外装有效载荷(如天线)和推进器喷嘴。根据功能可分为姿态和轨道控制、电源、测控(遥测、测距和指令)、温控及推进等5个分系统。

2.2.1 姿态和轨道控制分系统

保持卫星天线、太阳能帆板指向和运行轨道的准确。拥有各种传感器(地球、太阳传感器,陀螺等),姿态轨道处理器(计算机)和执行机构(喷嘴、动量轮等),确保卫星姿态指向和轨道定点误差在允许的范围内。

2.2.2 电源分系统

为整个卫星提供电力,由太阳能帆板和星载电池组等部件构成。太阳能帆板有一字型、十字型等不同构造,可满足卫星有效载荷不同的功率需求。在卫星寿命期间太阳能帆板的输出功率的变化趋势为逐步降低,每年下降约1%,卫星平台技术指标中太阳能帆板的总输出功率指寿命末期输出功率。早期平台使用镍镉或镍氢电池,现主要使用容量密度高、无记忆效应的锂离子电池。在卫星升空和太阳能帆板未展开前由星载电池组短期为部分必要设备供电;太阳能帆板展开后,由帆板为全部设备供电,电池组蓄电备用。在星蚀期间,太阳被地球或月球遮挡,卫星失去太阳能时,电池组提供电力,确保卫星所有系统正常运作。

2.2.3 测控分系统

负责与地面控制中心的通信联系,传输遥测信息与控制指令。

2.2.4 温控分系统

保证卫星各种器件工作在合适的温度。卫星平台的温控分系统的特殊性在于太空环境没有空气,无法利用空气热传导,耗散热量只能靠热辐射。现代卫星功能日益强大,星载器件逐渐增多,电子器件产生的热量需通过热辐射向星外耗散。卫星平台的主要温控设施为外部铝制辐射器、隔热层、热导管和电加热器等。

2.2.5 推进分系统

为卫星定轨,保持轨道和控制姿态提供动量。卫星平台的推进分系统有化学和电力2类推进器。化学推进有单燃和二元推进器,电力推进有电弧喷射和氙离子推进器等。目前,卫星平台的主要制造厂商在推进器的选用上差别很大,有的同时配备化学和电力2类推进器,有的只配备化学推进器。

2.3 LS-1300卫星平台的主要特点

水利部现拥有亚州5号卫星Ku波段22.2 MHz带宽转发器的15 a使用权。亚洲5号通信卫星及后备星亚洲7号都使用LS-1300系列卫星平台。LS-1300系列卫星平台是美国劳拉空间系统公司(SS/L)[3]的产品,于1986年问世,是一种模块化,有20余年轨道运行记录,可提供通用卫星服务的可靠卫星平台。平台采用外廓长方体、中心圆柱体结构布局。随着技术的进步,该平台也在不断发展完善,以满足客户对卫星高功率、高灵活性、长使用寿命的需求。目前,该平台在整星功率、性能和可靠性方面相对都较好,平台服务的可用度达到99.998%。

LS-1300系列平台设计寿命大于15 a,具有在卫星寿命期持续提供5～25 kW整星功率的能力,可安装12～150个转发器。最大发射质量约为6 700 kg,发射时使用5 m直径整流罩(早期型号为4 m)。

LS-1300平台具有质量轻和强度高的整体结构,节省燃料的姿态和轨道控制分系统,高效、可靠的太阳能帆板和电池组,以及先进的测控分系统。采用新型的锂离子电池代替传统的镍氢电池,具有效率及功率更高、重量更轻、寿命更长的特点;先进的高性能硅太阳能板提高了转换效率,输出功率高,同时降低了太阳能板的质量,目前该平台拥有12颗20 kW级功率的卫星。稳态等离子体或称霍尔效应(hall-effect)推进器,是经过20多a宇航验证的成熟技术。等离子推进器比冲高,结构和电子设备相对简单,适用于卫星位置保持和轨道提升等。同传统的化学推进器相比,推进剂消耗低,在不增加有效载荷的情况下,可有效提高卫星使用寿命。因为当卫星定轨后,影响卫星寿命的主要因素不是电子器件的寿命,而是保持卫星姿态与轨道位置的推进剂数量与使用效率。

尽管该平台的技术和质量水平很高,但自1998年,美国将商业卫星及相关部件出口列入国际武器贸易条例(ITAR)管制后,该平台无法入境由中国火箭发射,影响了该平台卫星在中国内地的使用率。因亚洲卫星公司的总部和控制中心均在香港,所以对水利部使用亚洲5号通信卫星及后备星亚洲7号并无影响。

2.4 亚州5号卫星及Ku波段转发器主要技术参数

水利部Ku波段卫星使用的是亚洲5号通信卫星,属新一代通信卫星,质量为3 760 kg,基于LS-1300卫星平台,于2009年8月12日由运载火箭发射,设计在轨寿命大于15 a,轨道位置(位保精度)为东经100.50°(优于±0.05°),转发器配置为C波段14个,Ku波段26个。Ku波段转发器主要技术参数如表1所示。相比此前水利部使用的亚洲2号通信卫星,其Ku波段行波管放大器功率从115 W增加到150 W,天线指向覆盖也根据我国大陆做了相应的调整,EIRP和最大品质因素(G/T)有了极大的提高,卫星通信链路质量明显改善。

2.5 SpaceBus 4000系列卫星平台主要特点

水利部拥有亚太6号卫星C波段5 MHz带宽全寿命使用权。亚太6号使用法国泰雷兹阿莱尼亚宇航公司(Thales Alenia Space France)[5]SpaceBus4000 C2卫星平台,属SpaceBus 4000(SB 4000)系列成员。SpaceBus 4000系列于2005年面市,是3000系列的升级版,属中型卫星承载平台。同3000系列相比,4000系列的供电系统由50 V改为100 V,装备了新型星载计算机,是第1种为静止轨道卫星的姿态和轨道控制分系统配装星载星踪仪的卫星平台。“SpaceBus 4000”系列卫星平台有“SpaceBus 4000B”和“SpaceBus 4000C”2大品种,共6种型号,主要参数如表2所示。

SB 4000系列平台台体为碳素纤维,采用外廓长方体、中心圆柱体分舱结构布局,主要分为服务舱和有效载荷舱。平台设计寿命大于15 a,具有在卫星寿命期持续提供最高16 kW整星功率的能力,最多可安装120个转发器。最大发射质量约为5 900 kg,发射时使用4.2 m直径整流罩。

SB 4000系列平台可由现有主流运载火箭(俄罗斯质子、欧洲阿里亚娜、中国长征等)发射。还专门提供不使用美国卫星部件,不受美国国际武器贸易条例管制的特殊选型(ITAR-free选型),该选型可入境由中国火箭发射。截至2012年3月31日,中国长征火箭已为国内外用户发射了亚太6号、7号,中星6B、9号,印尼帕拉帕D1和欧洲W3C等6颗基于SB 4000平台和1颗基于SB 3000平台的卫星,该平台卫星在中国的使用率较高。

2.6 亚太6号卫星及C波段转发器主要技术参数

水利部C波段卫星使用的亚太6号卫星,基于SB 4000 C2平台,于2005年4月12日由长征三号乙运载火箭发射,设计寿命大于15 a,轨道位置(位保精度)为134°E(±0.05°),转发器配置为C波段38个,Ku波段12个。C波段转发器主要技术参数如表3所示。

3 地面监控站

为实现对2颗卫星的监控与管理,亚洲及亚太卫星公司均在香港建有控制中心,实现卫星监测及控制、用户网络监测及管理、载波上下行服务等多种功能。

3.1 亚洲卫星公司大埔地面站

大埔地面站于2003年10月建成启用,卫星控制中心(SCC)位于大埔卫星地面站内,同时测控的卫星多达7颗。主要负责对亚洲卫星系列实时7×24 h不间断地遥测、遥控及跟踪,监控卫星的轨道位置精度、飞行姿态和星载设备的工作状态,从而指挥控制各分系统的运作和卫星轨道位置及姿态调整。卫星控制中心还承担着用户通信网络监测、干扰分析排查及载波运行管理等职责,同时监测邻星操作,与用户及其它卫星公司保持密切联系,防范干扰。该站设有双重保障的电力供应系统和完善的消防保安设施,同时还配备气象监测等设备。地面站主体大楼和天线的设计都充分考虑了夏季台风的影响,所有天线都达到强风设计标准,足以抵挡300 km/h的风力,因而在台风期间无需作避风处理,确保对亚洲卫星系列的全天候监控。

3.2 亚太卫星公司控制中心

基本功能与亚洲卫星公司大埔地面站相似,也建在大埔,主要承担亚太5号及6号卫星的测控,通信业务监测及客户技术支持等任务。亚太卫星由一批卫星通信领域的专家进行管理和运营,控制中心设有支持亚太系列在轨卫星正常运行所需要的相关地面计算机系统,中频设备和多套天线及射频系统,通过先进的地面设施,向客户提供7×24 h的通信支持服务。

4 结语

本文简要回顾了水利卫星通信系统建设历程,并对新一代水利卫星通信网Ku+C双星双波段工作模式、卫星空间资源及其监控系统进行了详细介绍。新一代水利卫星通信网提供了高效的通信组网方案,其高效、可靠的性能,实时用户网络监测及管理,全天候客户技术支持为全国水利通信提供了可靠有力的保障。随着国家应急体系的完善,国家防汛指挥系统二期工作的启动和全国中小型水库防汛报警通信系统建设的开展,水利卫星通信空间资源将得到更充分的使用,水利卫星通信必将发挥出应有的作用。

参考文献

[1]水利部水利信息中心,北京金水信息技术发展有限公司.防汛通信卫星转发器更替可行性研究报告[R].北京:国家防汛指挥系统项目办,2007:1-2.

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[3]劳拉公司.1300Series Satellite Platform[EB/OL].[2012-05-31].http://www.ssloral.com/html/products/1300.html,Copyright-2012Space Systems/Loral-3825Fabian Way,Palo Alto,CA94303U.S.A.

[4]亚洲卫星有限公司.AsiaSat5号卫星[2012-05-31].http://www.asiasat.com/asiasat/index.php,Copyright-.

[5]泰雷兹阿莱尼亚公司.SpaceBus4000C2卫星[EB/OL].[2012-05-31].http://www.thalesgroup.com/space/,Copyright-thalesgroup.

临近空间伪卫星定位精度仿真分析 篇2

临近空间伪卫星定位精度仿真分析

基于临近空间的伪卫星具有非常显著的.定位优势,提出了基于临近空间飞艇定位的伪卫星方案.通过理论分析,设计了基于4颗伪卫星的最佳布局方案;通过仿真计算得到了伪卫星覆盖区域内各点的几何精度因子;通过对伪卫星的星历误差、星钟误差和对流层延迟误差等主要误差源的分析,计算得到了基于飞艇伪卫星的定位测距误差,并给出了伪卫星覆盖区域内用户的定位误差.仿真结果表明,基于临近空间的伪卫星具有较好的定位精度,可以满足区域导航定位的精度要求.

作 者：呼玮 杨建军 田璐 HU Wei YANG Jian-jun TIAN Lu  作者单位：空军工程大学,导弹学院,陕西,三原,713800 刊 名：无线电工程 英文刊名：RADIO ENGINEERING OF CHINA 年，卷(期)：2009 39(9) 分类号：P228 关键词：临近空间   飞艇   伪卫星   几何精度因子   用户等效测距误差  

文化创意“卫星类”公司空间大 篇3

这些配套公司可以比喻为卫星类公司，大的产业衍生出来的配套服务产业，并购价值蛮好，小而美，做5000万收入能有2000万净利润（传统产业做两个亿销售有没有两千万利润还难说）。这种公司在某个专业领域很专，不可替代，市场容量不错，增量也可以，规模几百万到几千万。如果目前可以做到一两千万规模，明后年翻番，不做PE投资，从VC角度来讲是有价值的。这些项目不具备IPO价值，但是对投资公司来讲，实现正常投入产出就好。

做并购倾向于有产品有技术的类型。我会关注一些发行公司，比如只做新媒体发行的公司。像华视网聚，行业排名第三。还有一些细分，像福建恒业这种小成本电影发行商，客户在三四线城市，里面有点台湾风格，背后悄悄赚钱的。

往北方走要找最大的公司，往南方走要找最小而美的公司，这样的公司在某一点上是很强的，盈利能力强，收入规模能做大，做不了IPO能做并购，只要是健康的方式就OK。

独立微电影商业模式不成立，靠版权销售实现不了盈利。微电影基本有两类，小电影形式可能不是我们投资的标的，我们关注的以营销推广类为主，比较看好一些前置性收费项目。基本上产品拍摄之前收益安全性没有问题，唯一考验的是创意、拍摄和营销能力。前段时间江南style比较火的时候，有个千岛湖style版本，是我们投的一家公司做的，它其实是给地方政府做品牌营销的平台。

另外是手机阅读。电信的天翼阅读成立了独立的子公司，这里面有一定机会。但因为体制因素，还在转制，还在观望。更看好新媒体出版，像手机阅读，我们在做筛选，但这个领域没有特别亮丽的、有规模的，所以还是按VC思路挖掘为主。我投了一家专做手机阅读的平台技术开发公司，找了一些CP通过并购整合来做。

2013年大量工作是做好已投公司的质量提升，把VC项目整合进去。最近也在关注创业型企业，中早期项目，可能按照PE眼光没法投的，需要退出渠道，但是已投项目有些资源可以对接，按照VC+并购思路去做。我做产业链整合者，实现左手买右手的运作，这个产业链我是可以控制的。

还在等上市的公司最起码1/3会毙掉。首先是上市被否的可能性，然后业绩增长的可持续盈利能力，第三是同业竞争压力，投资人给他们的压力。很多公司撤材料，为什么撤材料，就是业绩泡沫。有些企业即便过会，业绩和当年也不好比了，不可能全身而退。1/3是比较保守的数字了。

影视行业这么多人投了之后，估值都比较高，他们之间的并购是比较难做的，投资上市前估值已经十个亿八个亿了，谁会去收？但是当下我投的领域，收入也就是5000万，有个一两千万利润，估值水平在10倍以内，二级市场20倍以内，它是有套现空间的，都是很划算的。我喜欢挖掘隐形冠军，就是大事件背后的操盘者。面上可能是某某明星，最后操盘的恰恰是这些人。

总之，文化创意产业主流的大的投资机会已经过去，按照IPO思路没法投了。如果按照 VC思路投配套产业，空间还是蛮大的，退出渠道无非就是以并购为主。

空间卫星 篇4

临近空间是指距地面20～100 km区域,包括大气平流层、中间大气层和部分电离层[1]。这一区域同时处于航空器飞行高度上限和航天器运行轨道下限。与人造卫星和航空器相比,临近空间飞艇在耗资、滞留时间、覆盖区域、响应性、灵活性、分辨率和生存性等方面都具有非常显著的优势[2]。

近年来,涉及伪卫星研究的文献并不多。文献[3]、[4]对伪卫星与导航卫星组合定位进行了分析;文献[5]对高精度室内定位系统的伪卫星布局进行了研究;文献[6]对机载伪卫星差分定位精度进行了分析;临近空间飞艇具有的显著优势,使其便于实施对地观测、通信和导航。利用临近空间飞艇构建空基伪卫星或伪卫星星座,通过优化各个飞艇的几何位置提供区域导航定位功能,可提高卫星导航系统的可用性、连续性、精度和可靠性,满足战时应急导航定位需求。战时可以快速发射、快速部署,受损时可以得到快速补充。

1 基于飞艇定位的伪卫星方案设想

伪卫星是指设置在地面或低空域的导航卫星,伪卫星是一种发射器,发射类似于导航卫星的信号来增强导航卫星系统。伪卫星能够提升整个系统的可用性、稳定性、可靠性以及测量精度,甚至在无法接收到导航卫星信号的情况下完全替代导航卫星。基于临近空间飞艇的伪卫星部署在距离地面20～100 km的空域,因此可以提供比导航卫星信号强度更大、保密性更好的信号。根据作战需求和飞艇能力的综合分析,临近空间飞艇用于导航定位的方案主要分为2种:即与导航卫星组合定位和独立组网定位。

1.1 与导航卫星组合定位

用户定位的基本条件是至少有4颗可见卫星,当可见卫星少于4颗时,用户仅凭导航卫星无法实现导航定位。此时,可由多个临近空间飞艇作为“伪卫星”来增加用户可用星的数量,使其满足至少有4颗可见卫星的条件,实现飞艇与导航卫星的组合导航。组合方式包括:‘3+1’(3个卫星与1艘飞艇组合)、‘2+2’和‘1+3’三种方式。这种定位方案可在一定程度上改善卫星导航系统的个别导航卫星不可用时引起用户定位几何精度因子变差的情况,从而提高用户的定位精度。

1.2 独立组网定位

当导航卫星全部不可用时,由多艘(4艘以上)临近空间飞艇独立组成伪卫星星座,配合地面的控制设备和基准站,确保向区域用户提供正常的导航定位服务。临近空间飞艇独立组网可显著提高卫星导航系统各种条件下的可用性和可靠性指标。本文主要对独立组网定位的伪卫星星座进行研究。

2 飞艇覆盖区域计算

2.1 单个飞艇覆盖区

为便于分析,给出单艘飞艇对地球表面的覆盖示意图,如图1所示。其中,Oe为地心,S为飞艇的星下点;h为飞艇距离地面高度;a为仰角;Re为地球半径,Re=6384.1 km;d为飞艇覆盖角,d=∠P1OeS。

飞艇对地的覆盖角公式为:

undefined。 (1)

对应覆盖的半径r为:

undefined。 (2)

用于导航定位的临近空间飞艇,宜布设在风切变最小的空域,有关资料显示,20～30 km是飞艇作为伪卫星布设的“黄金空段”。取值范围为20～30 km,计算飞艇覆盖半径如表1所示。

从表1中可以看出,飞艇的飞行高度越高,其视野就越宽,覆盖区域就越大。

2.2 考虑仰角作用下的飞艇定位可用区

飞艇的定位可用区并不等同飞艇的覆盖区,覆盖区的计算是以飞艇对地球的切线为基准的,而飞艇的定位可用区是在考虑了仰角作用下的实际覆盖区。因为在实际的作战应用中,如果飞艇通信仰角过低,大量的地面噪声、大气折射和地面散射等因素会使得定位信号质量严重恶化。因此,要求飞艇与地面目标之间的视线(飞艇与地面目标连线)与目标地平线之间的夹角大于给定的角度,该角度称为仰角(a),一般取5°～10°,如图1所示。此时,飞艇的覆盖半径不再是P1S而是P1′S。

考虑仰角情况下,飞艇实际的覆盖角公式变为:

undefined。 (3)

在计算飞艇覆盖半径时,取a=10°,计算飞艇定位可用区半径如表2所示。

从表1和表2的覆盖半径来看,由于仰角的作用,使得飞艇的实际定位可用区比飞艇的覆盖区小了很多。仰角越大,飞艇的实际覆盖区域越小。经仿真计算,得到仰角与飞艇覆盖半径之间的关系如图2所示。

3 伪卫星布局与精度因子的关系分析

在伪卫星定位中,定位精度是人们最为关心的问题之一。GPS的定位精度受诸多因素影响,其中,较为关键的因素之一是伪卫星的几何分布。伪卫星分布较好,定位精度相应就高;反之,定位精度就低。几何精度因子便是反映GPS定位精度与卫星几何分布关系的指标之一,也是伪卫星布局的依据。

3.1 几何精度因子的定义

在伪卫星定位过程中,本文选择4颗伪卫星进行导航定位结果的解算,导航解未知数包括用户机(接收机)的三维空间坐标x,y,z和伪卫星时钟偏差b,定位误差的协方差矩阵为:

G=(LTL)-1。 (4)

式中,L为导航定位解算方程组的系数矩阵,可以表示为:

undefined

。 (5)

式中,cosαi,cosβi和cosγi(i=1,2,3,4)分别为第i颗卫星的斜距矢量在WGS84坐标系中关于3个坐标轴的方向余弦。

此时,对应的几何精度因子GDOP表示为:

undefined。 (6)

式中,gii(i=1,2,3,4)为协方差矩阵G的主对角线元素;Lki为L对应行列式的代数余子式。

由于GDOP的值不会随坐标系的不同而发生变化,为了便于分析伪卫星布局与精度因子的关系,采用伪卫星星座的高度角E和方位角A来描述定位方程组系数矩阵L。

卫星斜距矢量的方向与高度角E和方位角A的关系为:

此时,L矩阵用高度角E和方位角A表达为:

3.2 仿真分析

由式(8)可以看出,伪卫星星座的GDOP与伪卫星星座中的各个伪卫星高度角E和方位角A有直接的关系。经过MATLAB仿真计算,得到GDOP与伪卫星星座中的各个伪卫星高度角E和方位角A的关系,如图3所示。

由以上仿真关系图可以得到如下结论:

① 伪卫星星座中顶座星(高度角最大的那颗星)的高度角越大,则星座的GDOP的数值就越小。仿真结果如图3(a)所示;

② 当顶座星的高度角一定时,其他3颗高度角较小的卫星(底座星)高度角越小,则星座的GDOP的数值就越小。仿真结果如图3(b)所示;

③ 伪卫星星座中各星的高度角一定,3颗底座星彼此间的方位角之差越接近120°,则星座的GDOP的数值就越小。仿真结果如图3(c)所示;

④ 当顶座星的高度角一定时,其他3颗底座星的卫星高度角一定,且彼此间的方位角之差一定,底座星的方位角取值与GDOP没有关系。也就是说,底座星的方位角变化不会影响到伪卫星星座的GDOP(仿真图略)。

3.3 伪卫星最佳布局方案

以上得出的4条结论可以作为基于临近空间飞艇的伪卫星布局的依据。伪卫星最佳布局方案为:一艘飞艇位于基准站或定位中心位置的正上方(高度角90°),高度为30 km;另外3艘飞艇均匀的分布于服务区的周边上空,高度角取10°～15°,彼此间的方位角之差取120°,高度为20 km,根据覆盖区域和最小高度角的要求,3艘飞艇间距约为86 km。

4 结束语

基于临近空间飞艇定位的伪卫星系统能在战场中快速部署,当导航卫星由于某种原因暂时不能使用时,作战单元可通过伪卫星系统进行导航定位。需要指出的是,飞艇在临近空间并非绝对静止,当作为伪卫星对用户定位时,其自身存在的位置误差和由其他误差源所引起的误差会影响到用户最终的定位精度。因此,还需要对飞艇伪卫星的定位精度作进一步研究。

摘要：为满足卫星导航系统由于某种原因暂时不能使用时的导航定位需求,提出了2种基于临近空间飞艇定位的伪卫星方案,重点研究飞艇独立组网定位方案。对飞艇的覆盖区和定位可用区进行了计算,得到在考虑仰角作用下飞艇的实际定位可用区域。通过仿真计算对伪卫星布局与几何精度因子之间的关系进行了分析,得到了伪卫星布局的基本原则,为实际应用提供了定量依据,并给出了伪卫星布局的最佳方案。

关键词：临近空间,飞艇,伪卫星,几何精度因子

参考文献

[1]李怡勇,李智,沈怀荣.临近空间飞行器发展与应用分析[J].装备指挥技术学院学报,2008,19(2):61-65.

[2]何彦峰.浅析临近空间平台的军事应用[J].国防科技,2007(6):32-35.

[3]王玮,刘宗玉,谢荣荣.伪卫星辅助的北斗定位系统的GDOP研究[J].空间科学学报,2005,25(1):57-62.

[4]杨光,何秀凤,华锡生.采用GPS伪卫星技术提高定位精度的研究[J].河海大学学报(自然科学版),2004,32(3):276-278.

[5]常浩,黄智刚,赵昀.高精度室内定位系统的伪卫星布局研究[J].遥测遥控,2007,28(6):16-21.

空间卫星 篇5

编队卫星空间状态参数估计量对ATI测速精度影响

基于对影响沿航向干涉(ATI)测速精度的.特征量分析,建立了卫星空间状态参数估计量与ATI测速精度特征量,特征量与测速的关联数学模型.仿真给出了不同场景设置下的特征量精度、误差传播矩阵和测量误差传递关系的精度影响因子,以及最终空间状态参数估计量对测速精度的影响.

作 者：王之元 易东云 姚静 Wang Zhiyuan Yi Dongyun Yao Jing 作者单位：国防科学技术大学理学院,长沙410073刊 名：中国空间科学技术 ISTIC PKU英文刊名：CHINESE SPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY年，卷(期)：200626(5)分类号：V4关键词：空间状态参数 合成孔径雷达 干涉测量 精度分析 编队飞行 卫星

空间卫星 篇6

全球商务服务和政府项目的营业额在2004年达到1030亿美元，预计到2010年超过1580亿美元。

年均空间系统开发费用将超过180亿美元。

美国国防部在空间领域的投入已从2000年的150亿美元提高到目前的220多亿美元，预计在2010年将达到280亿美元。

印度、中国已经与美国、欧洲、俄罗斯、日本一样具有了独立的空间开发能力。

全球卫星电视市场已达到400亿美元。

卫星电台和全球定位系统（GPS）定位和跟踪市场形成并将以几十亿美元的速度增长。

2005年美国和加拿大新卫星宽带服务的成功应用将对卫星商务基础设施市场的发展起促进作用。

空间卫星 篇7

人类的航天活动日益频繁,人造空间飞行器在外层空间也日益增多。一些失效的、无用的飞行器,加上这些飞行器的自身爆炸、相互碰撞,所形成的空间碎片也大量增加。有一些空间碎片将长期地滞留在外层空间轨道上。这些空间碎片在不同高度、不同轨道平面上运行,其密度越来越大,它们一层一层地围绕地球运转,既严重地污染外空环境,给地球、人类构成严重的威胁,也给人类的空间活动造成严重影响[1]。在发射轨道高度大于2 000km(典型的为地球静止轨道)卫星时,考虑到目前地球大气层外600 km以内空间碎片较为密集,本文采取椭圆停泊轨道,在卫星快速穿过空间碎片密集区后再进行转移,使卫星进入到最终轨道。本文的目的为在已知停泊轨道上,求转移所需能量最小的机动点。

1轨道转移模型

如图1所示,图1和图2分别表示地球赤道面及大气层外600 km空间碎片层,轨道3为椭圆停泊轨道,轨道4为地球静止轨道。轨道5为卫星终轨道。a点和d点分别为椭圆停泊轨道上可进行轨道机动的两个边界点,b点为其远地点,B点为终轨道与静止轨道交点。为简化计算,取轨道3的轨道倾角为30°,角AOB为直角,且A、B关于椭圆停泊轨道对称。则问题可描述为在abd某点上机动,使卫星进入到符合要求的终轨道上,求不同机动点的ΔV的大小。

2 转移能量计算模型

如图2所示的轨道模型,卫星在轨道1平面内运动,预计使航天器机动至轨道2平面的B点(0B=R),两平面夹角为ε,在某一t0时刻,航天器位于A点(OA=r),设计机动轨道3满足ΔV=V2-V1最小,即最省能量轨道[2,3,4]。

$\begin{array}{l}\text{Δ}V=V{}_1^2+\frac{\mu }{r}\left(2+d{}_1+d{}_{2}n+\frac{d{}_0-1}{n}\right)-\\ 2V{}_1\sqrt{\frac{\mu }{r}}(\sin \phi {}_1\sqrt{(d{}_2-1)n+2+d{}_1+\frac{d{}_0-1}{n}}+\\ \cos \phi {}_1\cos \epsilon \sqrt{n})(1)\end{array}$

式(1)中:

$\begin{array}{l}n=\frac{{\rm P}}{r},m=\frac{R}{r}；d{}_0=\sec {}^2\frac{\beta }{2}；\\ d{}_1=-(1+\frac{1}{m})\sec {}^2\frac{\beta }{2}；\\ d{}_2=(1-\frac{2\cos \beta }{m}+\frac{1}{m{}^2})\csc {}^2\beta 。\end{array}$

式(2)中φ1为V1的航迹角,β为$\overrightarrow{r}$与$\overrightarrow{R}$之间的夹角。

由轨道极坐标运动方程可知[3,4],对于轨道上任意一点的真近地点角

$f=\arccos \frac{{\rm P}-r}{er}$ (2)

又$\tan \frac{E}{2}=\sqrt{\frac{1-e}{1+e}}\tan \frac{f}{2}$ (3)

圆锥曲线轨道上任意点的航迹角

$\phi =\arctan \frac{e\text{s}\text{i}\text{n}E}{\sqrt{1-e{}^2}}$ (4)

根据活力公式

$V{}_1=\sqrt{\mu \left(\frac{2}{r}-\frac{1}{a}\right)}$ (5)

将式(2—5)带入方程(1)后,可知与ΔV有关的未知量只有r和β,则求出机动点的位置即可求出ΔV。

3 停泊轨道与空间碎片层的交点求解

由上述分析可知,球体空间碎片层与空间椭圆曲线的交点a和d是解决问题的关键所在,下面为a点和d点的解析求法。

在计算a和d这两个交点时,首先在地心大地直角坐标系下,建立球体方程

x2+y2+z2=r2 (6)

式(6)中r=R+600 km。

其次,需要求出初始轨道方程。在本文所给出的已知轨道长半轴a,短半轴b,轨道倾角30°,A点地心经度α1,B点地心经度α2时,首先建立自然坐标系下空间椭球面,地心为其中点,则其方程为$\frac{x{}^2}{a{}^2}+\frac{y{}^2}{b{}^2}+\frac{z{}^2}{d{}^2}=1$,作平移变换,使地心为其靠近近地点的焦点,其方程为:$\frac{(x-c){}^2}{a{}^2}+\frac{y{}^2}{b{}^2}+\frac{z{}^2}{d{}^2}=1$,再将其进行坐标系变换使其变换到地心大地直角坐标系下,具体步骤为: (a) y轴不变,沿x轴向z轴方向旋转30°。(b)再令其z轴不变,绕其z轴逆时针旋转α1+45°。转换方程分别为:

带入就可得到地心大地直角坐标系下椭球面方程

$\begin{array}{l}\frac{\left(\frac{\sqrt{3}}{2}\cos (\alpha {}_1+45{}^{°})x-\frac{\sqrt{3}}{2}\sin (\alpha {}_1+45{}^{°})y+\frac{z}{2}-c\right){}^2}{a{}^2}+\\ \frac{(\sin (\alpha {}_1+45{}^{°})x+\cos (\alpha {}_1+45{}^{°})y){}^2}{b{}^2}+\\ \frac{\left(-\frac{1}{2}\cos (\alpha {}_1+45{}^{°})x+\frac{1}{2}\sin (\alpha {}_1+45{}^{°})y+\frac{\sqrt{3}}{2}z\right){}^2}{d{}^2}=1(9)\end{array}$

该方程再与平面$2\sqrt{3}z=y-\sqrt{3}x$和式(6)联立求解,则可求出两交点。

4 数值分析

在自然坐标系下将空间椭圆曲线通过极坐标参数α进行离散化,椭圆轨道远地点为其下标零点。在求出交点a、d的坐标后,与椭圆曲线上点坐标进行比对,由于通过离散参数α构造的椭圆曲线所取得的点不一定和通过解析解得到的点能够重合,所以这里需要提供一种从解析解到数值解的过渡,这可由通过解析解得到的点依次去和椭圆曲线的离散化点比对,离得最近的两个点则可认为此解析解和离散点重合。

自然坐标系下离散椭圆曲线α与坐标x、y、z的关系如下:

α=linspace(0,2π,2 000),x=acos(α)+c,

y=bsin(α),z=zero(1∶2 000)。

再带入式(7),式(8)中,即可得到地心大地直角坐标系下的关系。

确定了a、d两个边界点所对应的椭圆离散数组下标后,即可知道卫星飞出碎片层后所对应的轨道的全部数组下标和对应坐标。

在知道点的范围和点的坐标的情况下,则可以根据以下公式,

$\cos \alpha =\frac{y\alpha {}_1}{{\rm O}B}-\frac{x\alpha {}_1}{{\rm O}B}$。

其中,α是B点与地心交线与上述所求得点(candidate,简称C点)与地心交线的夹角,OB是 C点到地心的距离,x,y为C点的横纵坐标。

接下来则可带入轨道转移能量模型中所讨论的公式求解出所要求得的量。

5 算例与分析

选取已知椭圆轨道,其轨道倾角为30°,近地点和远地点地心距分别为6 500 km、10 000和6 500和15 000 km通过仿真计算可得如下关系图

两图中横轴为椭圆轨道离散化点数下标量,0点下标为椭圆远地点,数轴为机动消耗的能量。图3上图中下标754和下标1 247所对应的轨道位置为之前所讨论的交点a和d。由之前分析可知,图中交点a、d所对应的下标之间为未出空间碎片层时的轨道位置,下标点0—754和下标点1 247—2 000为卫星运行出空间碎片层后可进行轨道机动的轨道位置。由图可看出,在卫星运行过远地点后,转移能量会有一个大幅度的下降,并在下标为1 777所对应的位置进行机动时,转移能量最小。图4分析方法同上,由图可知,当远地点高度增加时,卫星处在空间碎片层的时间会大幅度降低,转移所需最小能量也会减小。

6 结束语

本文是对卫星快速通过空间碎片稠密层后再寻求最优机动点从而进入最终归道的研究,转移能量的大小与终轨道及停泊轨道的位置有关,如本文中终轨道需经过静止轨道B点。另外随着轨道高度的增大,卫星机动所需能量会随之减小,但是运载火箭主动段入轨所需能量也会随之增大,因此在工程中需要综合考虑几方面内容,设计出最优方案。

摘要：在发射卫星时,考虑近地空间较为稠密的空间碎片层为使卫星更为安全有效地完成指定任务。采用一种椭圆停泊轨道,在卫星快速通过空间碎片层后进行机动变轨,使其进入预定轨道。在机动边界点的求解上,采用解析解和数值解对比的方法,降低了计算难度。最后以某一轨道为例,对不同机动点所消耗的能量进行了计算,给出了消耗能量最小的机动点,验证了算法的有效性。

关键词：空间碎片,轨道机动,能量最小

参考文献

[1]王若璞,张超,朱凯.空间碎片环境及探测方法.军事测绘,2010;(1):23—25

[2]王会利,和兴锁,张亚锋.空间作战拦截最优轨道设计.长春理工大学学报,2007;(6):51—54

[3]张毅,杨耀辉,李俊莉.弹道导弹弹道学.长沙:国防科技大学出版社,1999

[4]于小红,张雅声,李智.发射弹道与轨道基础.北京:国防工业出版社,2007

空间卫星 篇8

人民日报北京5月6日电 (记者蒋建科) 记者6日从中国空间技术研究院举行的“空间技术论坛”上了解到, 我国传统基础设施正在向以空间基础设施为标志的现代化基础设施迈进。

本次“空间技术论坛”的主题是“国家民用空间基础设施建设”。国内空间领域的相关单位领导、两院院士以及众多专家、学者集聚一堂, 进一步探讨空间基础设施规划实施的主要问题, 展望中国空间技术的未来。“空间技术论坛”创办于2005年, 其宗旨是服务国家重大航天工程论证决策, 促进我国空间技术领域中重大方向性、前沿性问题的研究, 为我国空间技术领域的科技人才提供讲台, 促进优秀人才成长。