 上传我的文档
 下载
 收藏
该文档贡献者很忙，什么也没留下。
 下载此文档
正在努力加载中...
采用精密星历和重建伪距数据的FY-3卫星定轨精度分析
下载积分：885
内容提示：采用精密星历和重建伪距数据的FY-3卫星定轨精度分析
文档格式：PDF|
浏览次数：0|
上传日期： 06:24:19|
文档星级：
该用户还上传了这些文档
采用精密星历和重建伪距数据的FY-3卫星定轨精度分析
官方公共微信GEO与IGSO卫星星间差分的精密定轨_百度文库
两大类热门资源免费畅读
续费一年阅读会员，立省24元！
GEO与IGSO卫星星间差分的精密定轨
上传于||暂无简介
阅读已结束，如果下载本文需要使用0下载券
想免费下载更多文档？
下载文档到电脑，查找使用更方便
还剩4页未读，继续阅读
你可能喜欢Determination of satallite autonomous orbit based on star light and geomagnetic field
XU Guo-dong, LI Peng-fei, DONG Li-min, HOU Tian-rui&&&&
Research center of Satellite Technology, Harbin Institued of Technology, Harbin 150001, China
Abstract:An autonomous navigation method suitable for low orbit satellites is proposed. Different from traditional method that takes a start light angle as the observed variable, the method determines the real time orbital parameters by a start sensor and a geomagnetism sensor, and converses the unit vector observation equation of satellite position into linear equations by converting the observation data from the start sensor appropriately. With fitting the relationship of magnetic field strength and orbit height, it obtains the geocentric distance by using a magnetometer. Moreover, it determines the satellite initial orbit by Lagrange difference algorithm to provide initial value for the filter. As the performance of the filter is effected by the system model error caused from the first-order linear approximation of two body dynamic orbit model, and the high order derivative function values can be replaced by a linear combination of one order derivative function values, this paper processes the state equation by a higher order linearity in design of the KALMAN filter to reduce the calculation. By proposed method, the discretized accuracy of state equation for the filter is improved greatly. Finally, a simulation experiment is performed, which verifies that the method is effective and feasible.
Key words:
Low Earth Oribit(LEO) satellite&&&&autonomous orbit determination&&&&spaceborne sensor&&&&least square method&&&&Kalman filter&&&&
卫星轨道确定包括初始轨道确定和轨道估计两个过程。以若干次少量观测数据直接计算出卫星轨道的六要素称为初轨确定。利用大量观测数据,引入轨道摄动模型,通过采用合适算法提高定轨精度,称为轨道估计。两个过程中,获取观测数据的任务通常由地面站完成。
据统计,目前地面测控站每天处理来自地球应用卫星的数据约1013位,巨大数据量使星地通信的出错概率和测控成本迅速上涨[]。因此自20世纪80年代,卫星自主定轨理论与技术研究得到了普遍的重视。具有自主导航能力的卫星不仅可减少其运行时对地面站的依赖,而且可降低在轨运行成本。
基于GPS的卫星自主轨道确定方法可以达到较高的定轨精度,其精度可以达到几十米量级[]。但是采用此种方法仍然依赖人造天体,不能称之为真正意义上的自主定轨[]。文献 [] 对基于恒星角距的自主天文导航方法进行了研究,建立了以地球矢量与星光矢量夹角为输入量的观测方程[]。由于这种观测方程是亏秩方程,缺少关于距离的信息量输入,导致滤波器的输出容易发散[]。针对这一问题，文献[]提出利用星光折射间接计算地心距的方法,一定程度上弥补了传统方法的不足。然而在研究中发现,星光发生星光折射的时间和星光折射方程受大气密度影响较大,因此难以应用到实际工程中。
目前以海平面为基准-1～600 km之内,国际地磁参考场模型已较为完备[]。对于轨道高度在这一范围内的近地轨道卫星,地磁场模型中包含了位置信息,为卫星的自主轨道确定提供了契机。自1989年由美国Cornell大学的研究人员提出利用测量地球磁场确定卫星轨道以来,这一研究方向引起了国内外学者的广泛关注,已有文献对利用地磁场确定卫星轨道的技术进行了研究[],但仅利用地磁矢量进行滤波定轨信息量不足,容易导致滤波发散,且存在滤波初始值不能自主确定的问题。
本文利用卫星平台中常见的星敏感器和地磁敏感器确定卫星实时轨道参数,摒弃了通常采用的星光角距的观测方法[]。首先利用星敏感器与地球敏感器计算卫星在地心固连坐标系下位置的单位矢量,而后应用最小二乘法拟合轨道高度与地磁场强度关系,求出卫星地心距,从而确定卫星在地心坐标系下位置矢量。在卫星轨道估计过程中,利用Runge-Kutta算法,对卫星轨道动力学模型的一阶时间导数进行线性组合作为滤波器状态方程,既避免求解偏微分方程的复杂过程,又保持了较高的精度。仿真结果也进一步验证了该算法的有效性。
2 轨道动力学模型与地磁矢量模型
2.1 轨道动力学模型
对于低轨道卫星,其轨道模型还应在二体模型中加入地球非球形摄动加速度与大气阻力加速度。
式中：R=[x,y,z],v=[x·,y·,z·]分别表示地球赤道惯性坐标系下的位置矢量与速度矢量,μ为地球引力常数；r为卫星与地心之间的距离。A1为地球非球形摄动加速度。A2为大气阻力加速度,A2=[A2x,A2y,A2z]。计算过程见文献[]。
2.2 地磁场矢量模型
国际地磁学与高空大气物理学协会(IAGA) 对地磁场进行了长期观测与研究,得出地磁场势函数V可以表示为卫星的位置函数[]:
式中：为地球的赤道半径,r为卫星为地心距,θ,φ分别为地理纬度与经度,Pmn(cos θ)为施密特函数,gn,m,hn,m为高斯系数,IGRF模型提供相应的高斯系数表(采用IGRF2010高斯系数表)。
地球磁场强度矢量B可以表示为地磁场势函数的负梯度,即B=-▽V,因此可以得出地磁场矢量与卫星所在位置之间的关系：
3 星-地-磁敏感器确定卫星位置矢量
轨道确定原理如图 1所示,(xr,yr,zr)为地心惯性坐标系,(xb,yb,zb)为卫星本体固连坐标系,设卫星在轨道S上运行,在T1,T2时刻位于图中s1,s2位置,E1,E2为卫星在位置s1,s2处地球敏感器测量地心单位矢量,设(xr,yr,zr)坐标系到(xb,yb,zb)坐标系的转移矩阵为Asr,则卫星在(xr,yr,zr)坐标系的位置矢量可以表示为：
式中：Ei为卫星在Ti时刻位置si处测量的地心单位矢量,r为卫星相对地心距离。
轨道确定原理图
Principle diagram of orbit determination
由式(4)可知卫星位于地磁场范围内si点处的地磁场强度为：
地磁场强度是一个标量,含有r信息,通过最小二乘法拟合出|Bi|与r的关系：
将式(1)带入式(5),可求出任意时刻卫星在(xr,yr,zr)坐标系下的位置矢量Si。
3.1 卫星位置单位矢量的确定
在卫星本体固连坐标系下对两个已知恒星矢量进行测量,可以求出卫星本体固连坐标系到地心惯性坐标系的转移矩阵。设在地心固连坐标系(r系)下两互不平行的参考恒星矢量为V1,V2,它们在卫星本体固连坐标系( s系)中测得的观测矢量为U1,U2,V与U的关系为：
式中：在卫星星上时间已知时,V1,V2为已知量,Asr为r系到s系的转移矩阵。令：
则：Asr=MsMr-1
在s系中地球敏感器测量的地心矢量为Es=[esx esy esz]T,在r系下卫星单位矢量为：Er=[esx esy esz]T=-(Asr)-1Es,因此式(3)和式(4)中θ,φ表示为：
3.2 轨道高度与磁场强度关系函数的拟合
从式(4)可知地磁场强度|Bi|包含卫星轨道高度信息,采用最小二乘法对卫星距地心距r与地磁场强度的关系进行拟合,在卫星位置单位矢量已知的条件下,由式(4)和式(6)得出不同地心距r对应的磁场强度。在θ,φ已经确定的情况下,根据地磁场模型计算出不同轨道高度对应的地磁场强度序列：
根据|Bi|变化趋势用二次方程对公式(7)进行参数估计,令：
作为观测方程进行最小二乘拟合,式中vi为第i次地磁场强度的测量误差,则：
因此可确定卫星轨道高度与地磁场强度之间的关系：|Bi|=f(h)=ah2+bh+c。
4 初轨确定与轨道估计
4.1 基于卫星位置矢量的初始轨道确定
在确定卫星位置矢量的情况下,假设两次测量时间差为Δt,得出两个时刻卫星的位置矢量P1,P2,通过两个位置矢量的轨道有无限多,但在时间差为Δt的约束条件下,可确定的轨道是唯一的。令第i观测时刻为ti,得出卫星矢量为Pi。应用拉格朗日插值公式,矢量P的时间函数可以表示为：
式中：lj(t)是拉格朗日基本多项式,可表示为：
将式(14)对时间t微分,可得速度的时间函数：
根据以上推导可以初步确定卫星在任意时刻的位置矢量与速度矢量,进而确定卫星轨道六参数。
4.2 EKF算法
对于一个非线性连续系统,其状态方程是对状态向量的数学描述。一般情况下,定义状态向量X=[x1…xn]T,且X是有限维的。确定性动态系统为：
因传感器的输出通常是对状态向量的间接描述,即系统的观测向量Z(Z=[z1…zm]T)与状态向量的关系可以用如下方程描述:
目前已经证明在工程实践中,非线性系统状态方程的理论解一般是存在的[]。设式(17)的解析解为:
设系统传中感器采样间隔Δt=tk+1-tk(k=0,1,2,… )为常值,记X(k)为tk时刻的系统状态值并对采样间隔归一化,则由式(19)得:
其中:τ(Xk-1,k-1)是系统一步误差转移矩阵,将式(20)围绕滤波值k-1展成泰勒公式,同时略去二阶即以上项,得
整理式(21)则系统状态方程为:
同理将式(18)在一步预测值k,k-1处泰勒展开得：
将式(22)与式(13)应用KALMAN滤波基本方程处理。
从以上描述中可以发现EKF算法在实际应用中面临以下困难：
(1) 对于型如式(17)的系统状态方程,求解状态向量的具体解析表达式有时会变的非常困难,在实际问题中,往往会遇到微分矩阵函数f(t,X(t))的积函数无法用初等函数表示。
(2) 由式(19)和式(20)可知,必须保证采样间隔Δt足够小使得X从tk时刻到tk+1时刻增量极小。在实际问题中,Δt由传感器的采样频率决定,而传感器的采样频率通常具有上限,如卫星平台中的星敏感器的采样频率不会超过几赫兹。
4.3 基于高阶近似解的改进型EKF算法
为了解决EKF算法在实际应用中面临的困难,利用系统状态方程的近似解作为滤波算法的状态方程,从而避免复杂的状态方程求解过程；为降低状态向量的一步估计误差,采用Runge-Kutta算法对系统状态方程进行高阶近似。
4.3.1 卫星轨道状态方程Runge-Kutta近似
运用四阶Runge-Kutta算法对式(17)做离散化处理,可使状态方程的截断误差达到五阶[]。
选用标准四阶Runge-Kutta公式：
式中：F是式(17)的矩阵形式,根据式(3),设卫星轨道动力学状态方程为：
整理式(24),推导出A的表达式为：
4.3.2 高阶EKF滤波算法
对卫星轨道动力学状态方程分别作泰勒级数与runge-kutta离散化处理。离散化状态方程为式(27),并计算其雅克比矩阵φk/k-1。
根据星-地-磁敏感器输出数据可以计算出卫星位置矢量,因此观测方程可以简单表示为：
其中:H=[I3×3 03×3]；V为测量噪声序列。
选取式(27)作为状态方程,进一步预测误差方差矩阵：
滤波增益矩阵：
估计误差方差矩阵：
最后,状态估计值为：
5 仿真过程与结果
5.1 仿真条件
为了验证自主导航方法的有效性,在PC机上利用MatlabR2007b软件进行数值仿真,仿真所使用的卫星标称轨道数据由STK(Satellite Tool Kit)软件采用HPOP(The High-precision Orbit Propagator)轨道预报模型产生。坐标系为J2000地心赤道惯性系。
基本条件如下：
(1)标称轨道参数
长半轴a为7 182.240 km，
偏心率e为1.5×10-3，
轨道倾角i为98.46°，
升交角赤经Ω为30°，
近升角距ω为30°，
偏近点角E为260.7°
(2)星载敏感器测量精度
星敏感器为4″(1σ),
地球敏感器为0.08°(1σ)，
磁强计为137 nT(1σ)
(3)卫星入轨参数
X轴向位置为4.9549×106 km,
Y轴向位置为-5.184 5×106 km,
Z轴向位置为7.223 6×106 km,
X轴向速度为-804.217 8 m/s,
Y轴向速度为-758.319 5 m/s,
Z轴向速度为7.378 5×103 m/s
(4) 假设星敏感器视场为15°×15°,以STK软件产生轨道数据作基础,通过式(3)产生地球磁场强度数据,结合恒星星历产生卫星本体坐标系下的恒星单位位置矢量。
5.2 轨道高度与地磁场强度的拟合
根据式(12)和(13),对同一经度(125°)不同纬度(9°、89°)轨道高度与地磁场强度关系进行拟合。结果如图 2所示,左侧图为拟合曲线,右侧图为根据地磁场强度估计的轨道高度误差,上侧图与下侧图分别显示同一经度(东经125°)不同纬度(9°、89°)拟合情况,从仿真结果可以看出,在同样测量条件下,由于纬度越高地磁场强度越强,轨道高度误差越小,在北纬9°时,轨道高度误差小于5 km。纬度为89°时,轨道高度误差小于4 km。
轨道高度与地磁场强度拟合
Fitting between altitude and magnetic field intensity
5.3 初轨确定仿真
理论上,根据式(14)与(15)可知,采样时间间隔趋于无穷小时,初始轨道的拟合过程是连续的。在星载敏感器具有较高精度的同时,提高敏感器的采样频率会有效的降低初轨确定误差。
相邻采样点时间间隔Δt分别为2、20、30和60 s,式(16)中N分别取2、3和4时,对所估计的位置方差进行统计,结果如表 1所示。从仿真结果可以看出,初始轨道确定中位置误差主要受Δt影响,而受N值影响较小。Δt越长,速度误差越小,仿真结果与理论分析是一致的。图 3所示为N=3,Δt=30 s时,1 000次速度误差统计结果。从图中可以看出速度误差为均匀分布,误差最大值在200 m/s以内。此条件下初始轨道确定时间为1.5 min。
表 1(Tab. 1)
表 1 Tab. 1 初始轨道确定中位置方差
观测次数2 s20 s30 s60 s
23.40×1063.19×1041.53×1044.02×103
33.39×1063.51×1041.52×1043.87×103
46.46×1066.09×1042.67×1046.78×103
Tab. 1 初始轨道确定中位置方差
初始轨道确定中速度误差
Velocity variance in determining initial orbit
5.4 轨道确定仿真
图 4～7给出了所提出的自主导航方法在不同滤波周期的仿真结果。
短滤波周期位置方差
Position variance in short period of filter
短滤波周期速度方差
Velocity variance in short period of filter
长滤波周期位置方差
Position variance in long period of filter
长滤波周期速度方差
Velocity variance in long period of filter
(1)滤波周期为T=5 s,卫星的位置方差与速度方差如图 4、图 5所示。
(2)滤波周期为T=60 s,卫星位置方差与速度方差如图 6、图 7所示。
由以上仿真结果可见,卫星自主轨道确定方法及所设计的高阶滤波器,在滤波周期为5 s时,位置方差在600 m以内。因采用轨道动力学方程的高阶近似,在滤波周期增至60 s时,位置方差有所增大,但定轨精度仍然在1 000 m以内,滤波稳定,仍能够满足一般应用卫星的需要。
5.5 对比性仿真验证
连续的状态方程在做离散化处理时,递推步长的增加会增大状态方程的离散化误差,图 8显示递推步长为T=20 s时,状态方程分别采用一阶递推与四阶runge-kutta递推开环误差比较,从图中可以看出一阶递推发散速度远大于runge-kutta递推的发散速度,因此在结合卫星的观测数据修正后会达到比传统扩展卡尔曼滤波器更精确的轨道参数。
状态方程误差比较
Comparison of errors from state equations
在5.1节仿真条件下,滤波周期T=5 s,进行与传统的星光角距导航方法的对比性仿真验证,仿真结果如图 9所示,由于引入了地磁场强度的信息,使星-地-磁导航方法在具有自主初始轨道确定的同时,进一步降低了导航误差。
与星光角距导航方法的误差比较
Error comparison with starlight angular distance navigation method
针对低轨卫星自主轨道确定问题,采用卫星上常用星敏感器、地球敏感器和磁强计的输出作为观测量。
在卫星轨道估计方面,对EKF滤波器进行了改造,应用系统状态方程的高阶近似解替代一阶近似解或真实解,既兼顾滤波精度又避免了复杂的求解计算。与EKF算法在卫星轨道估计过程中通常采用的一阶时间离散近似相比,虽然文中对EKF的改进算法中雅克比矩阵的计算量较大,但是这一过程可在离线状态下完成,并不会影响滤波的实时性。仿真结果表明,在滤波周期为60 s时,滤波是稳定的,定轨精度在1 000 m以内。本文所提出的方法不仅可以自主地完成卫星的轨道估计,而且也可以在不与地面站通信的情况下,完成卫星初始轨道确定,是一种实际意义上的卫星自主轨道确定方法。
WHITE R L, GUONLEY R B.Satellite Autonomous Navigation with SHAD [M].The Charles Stark Draper Laboratory, 1987.
MERTIKAS S, RIZOS C.On-line detection of abrupt changes in the carrier-Phase measurements of GPS [J]..
MONTENBRUCK O, HELLEPUTTE T, REMCO KROES, et al..Reduced-dynamic orbit determination using GPS code and carrier measurements[J]..
李勇, 魏春岭. 卫星自主导航技术发展综述[J]. 航天控制, ):70-74. LI Y, WEI CH L.Review on the development of autonomous navigation technigues for satellites [J].
王鹏, 张迎春. 基于星敏感器/红外地平仪的自主导航算法研究[J]. 系统工程与电子技术, ):. WANG P, ZHANG Y CH.Research on autonomous ravigation algorithm based on star sensor and infrared horizon sensor [J].
WIEGAND M.Autonomous satellite navigation via kalman filtering of magnetometer data[J]..
SUNEEL I S.The Use of Variable Celestial X-RAY Sources For Spacecraft Navigation..
马剑波, 徐劲, 曹志斌. 一种利用星敏感器的卫星自主定轨方法[J]. 中国科学G辑, ):213-224. MA J B, XU J, CAO ZH B.Use of a star sensor based autonomous orbit determination of satellites[J].
MICHAEL A, JOSEPH B.Optical navigation system.AIAA Guidance Navigation and Control Conference..
宁晓琳, 王华龙. 一种星光折射卫星自主导航系统方案设计[J]. 宇航学报, ):. NING X L, WANG L H.A scheme design of satellite autonomous navigation system based on stellar refraction[J].
SHORSHI G, BAT-ITZHACK Y.Satellite autonomous navigation based on magnetic field measurements [J]..
DEUTSCHMANN J K.Evaluation of attitude and orbit estimation using actual earth magnetic field data [J]..
孙俊, 张世杰, 李葆华. 利用地球紫外和恒星可见光的卫星自主导航[J]. 光学 精密工程, ):. SUN J, ZHANG SH J, LI B H.Autonomous navigation based on star light and ultraviolet earth sensors [J].
CARLOS ROITHMAYR.Contributions of spherical hamonics magnetic and gravitational fields..
钟兴, 贾继强, 金光, 等. 机载导航白天星敏感器的探测性能及总体设计[J]. 光学 精密工程, ):. ZHONG X, JIA J Q, JIN G, et al..Detecting performance and overall design of airborne daylight star sensor for navigation [J].
SIMON J, JEFFREY UHLMANN.A new method for the Nonlinear Transformation of means and covariances in filters and estimators[J].IEEE Transactions on Automatic Control, ):479-480.
张池平.计算方法 [M].北京:科学出版社, . ZHANG CH P.Calculation Method[M].Beijing:Science Press, .后使用快捷导航没有帐号？
打开微信，点击底部的“发现”，使用“扫一扫”即可将网页分享至朋友圈。
中国卫星定轨精度升为厘米级
来源: 新华网|查看: 4974|
分享到微信
摘要: 新华网消息：这是祖国航天测控的发祥地，她四十余载披荆斩棘，一路凯歌；这是编织天网放牧群星的开拓者，她肩负国家使命而勇攀高峰，瞄准世界一流而奔腾向 前；这是追星牧舟飞天揽月的主力军，她以驰骋天宇的自信和勇创一流的豪情，铺就了一条条纵横苍穹的“中国轨道”
中国卫星定轨精度升为厘米级
新华网消息：这是祖国航天测控的发祥地，她四十余载披荆斩棘，一路凯歌；这是编织天网放牧群星的开拓者，她肩负国家使命而勇攀高峰，瞄准世界一流而奔腾向
前；这是追星牧舟飞天揽月的主力军，她以驰骋天宇的自信和勇创一流的豪情，铺就了一条条纵横苍穹的“中国轨道”，奏响了一曲曲决胜太空的巡天凯歌。　 西安卫星测控中心工作人员（中广网图片）航天器是如何进入了预定轨道？仪器仪表如何工作正常？如何使其定点成功以及如何使其在预定地区顺利着陆等等，都是个宏伟而复杂的过程，这其中既有航天器的自主控制，又有航天测控网的鼎力支持。特别是关键控制信息，都是在测控网获取了航天器的状态信息后，依据目标参数由航天测控网计算、生成控制信息并发送给航天器的。到目前为止，还没有一种航天器在航行的各阶段都能脱离航天测控网的支持而自主完成全部航天任务。　我国航天器上的设备和对航天器进行跟踪测轨、姿态确定、计算和发送指令的地面设备就组成了一张无形的“天网　”，而这张“天网”就是闻名于世的中国航天测控网，西安卫星测控中心就是中国测控网的掌控中枢之一。　测控网布局日臻完善 形成了独具中国特色的航天测控网布局　航天测控网由测控中心、若干测控站、通信链路和测控软件等组成。在世界航天领域，美国、俄罗斯都是在全球布网，对航天器进行全时段测控。由于国家疆域条件等诸多因素限制，我国测控网覆盖率还不到这些国家的五分之一。　测控网的功能，一般都是面向多类型、多数量航天器设计的，由配置在测控网节点中的测控通信系统和测控软件有机地结合起来实现的。针对各类航天器对测控网的需求，测控网的格局也需要不断的变化。　进入新时期，随着我国航天发射任务愈加频繁，在太空运行的“中国星”越来越多。西安测控中心面对严峻考验，不断提高测控效益，完善航天测控网格局。　峥嵘四十余载，我国航天测控网从无到有，由繁至精，从起始的单一频段发展到独具中国特色的多功能、现代化综合测控网。测控手段不断优化，计算机运算能力，由原来的每秒几万次跃升到现在的每秒数千亿次。圆满地完成了从近地轨道卫星到地球静止轨道卫星、从卫星到飞船的航天测控任务，而且具备了与国际联网共享测控资源的能力。　
3月5日，中国在酒泉卫星发射中心用“长征四号丙”运载火箭成功发射“遥感卫星九号”（新华网 许海晗摄）不同类型航天器的轨道组成是不同的。为完成对航天器的测量与控制，航天测控站的布局受到航天器各段轨道、天线宽度、测量体制等因素的制约，测控站的科学布设能够有效的解决对航天器各段轨道的覆盖问题，尤其是对发射轨道段和返回轨道段的关键点必须百分之百覆盖。　为提高测控覆盖率，西安测控中心对最初的航天测控网格局做了相应调整，在原有的固定测控站的同时，兼顾发展了活动测控站。填补了测控网在对不同型号卫星实施测控任务时的盲区，有效地提高了测控网的机动灵活性。　二十世纪末，我国载人航天工程扬帆起航。在这个国家级特大型系统工程中，西安中心担负双重任务，既要和北京指控中心一起牵引神舟遨游太空，同时还要拥抱神舟安全回“家”。测控人又一次以敢上九天揽月的壮志豪情，义无反顾地冲在了圆梦太空的最前沿，执着地追寻飞天梦的每一时刻。中心建成了集测控、通信、搜索救援回收和气象保障于一体的新型着陆场系统，确保了神舟系列飞船在各类复杂环境下回收任务的圆满完成，使我国顺利跨入世界航天科技大国行列。　测控技术五大跨越　茫茫太空树中国航天历史丰碑　打开电视机，会看到经通信卫星传送的画面和消息；看天气预报，会有气象台根据气象卫星观测到的气象资料所作的天气预报，这些日常生活必须可少的元素不胜枚举，看似简单的背后却与航天科学技术密不可分，西安卫星测控中心就是将航天科技理论变为现实的操控手。　中心刚组建时，大多科技人员对航天测控知识知之甚少，甚至不知计算机为何物。面对全新的领域和艰苦的条件，测控人在摸索中干、在实践中学，经过一年多的艰苦跋涉，成功编制出我国第一颗人造卫星——“东方红一号”的测量技术方案。日，东方红一号在大漠戈壁腾空而起。分布在祖国各地的七个地面观测站，对卫星实施精确跟踪测量，如同七颗闪亮的星星，拱卫着蓝天里这颗“争气星”，跨过长城泰山、掠过黄河长江，成功预报了卫星飞临世界244 个城市上空的时间和方位。　 中国第一颗返回式卫星（资料图）送卫星上天不易，让卫星返回更难。返回是发射的逆过程，返回技术是航天技术的重要组成部分。返回卫星从运行轨道到返回地面，一般需要经过4个阶段返回舱才能够安全着陆。当时，只有前苏联和美国掌握了卫星回收技术，而且是经过多次失败后才取得成功的。我国能否首战告捷，航天测控十分关键。中心科技人员面对回收软件编写中上万个步骤才能解的方程式，几个人一组，经常通宵达旦算上半个月，草稿纸装满几麻袋，终于研制出卫星回收控制计算方案，成功解决了“临界倾角”的难题。日，中心回收部队万里驰骋，将我国发射的第一颗返回式卫星收入“囊”中。这一壮举，使我国成为继苏、美之后第三个掌握卫星回收技术的国家，而且是唯一一个首次回收就取得成功的国家。　1984年，我国首次发射地球同步通信卫星“东方红二号”，中心广大科技人员精心测控，使卫星准确定点在36000公里的赤道上空，结束了我国长期租用国外通信卫星的历史，也使我国成为世界上第五个掌握地球同步卫星测控定点技术的国家。　20世纪80年代中叶，全国改革开放逐步深化，我国要发展载人航天技术也被纳入了国家制定的计划中。从1987年春到1991年底，航天领域的专家进行了四年多的概念研究，于1992年初正式组织了载人航天工程的技术、经济可行性论证。专家们的结论是：中国完全有能力搞载人航天工程。　日，在没有任何技术和经验借鉴的情况下，测控人自主摸索，精测妙控，仅靠“十八勇士”首次成功回收了神舟一号无人飞船。之后的神舟二号、神舟三号、神舟四号任务，测控人一路挥戈扬鞭，不断创新屡战屡胜。我国7次发射“神舟”号宇宙飞船，西安中心一次又一次出色完成测控和回收飞船任务，使我国顺利跨入世界航天科技大国行列。　近年来，西安中心实现了测控技术“飞向太空、返回地面、同步定点、飞船回收、多星管理”五大跨越，精密定轨、多星管理等测控关键技术已跻身世界先进行列。先后圆满完成了数百次科研试验任务，执行实时测控任务能力实现了由原来几年一次、一年几次到现在一年十几次，卫星长期管理能力由原来管理几颗星到现在几十颗星的跃升。　目前，中心承担着我国近数十颗卫星的长期管理任务，为汶川抗震救灾、北京奥运会、国庆安保提供了高质量的卫星保障服务，在国民经济和国防建设中发挥了重要的作用。在茫茫宇宙树起了中国航天的历史丰碑。测控人把一条条纵横多姿的“中国轨道”闪耀在璀璨的太空！　 今年1月，第三颗“北斗”导航卫星发射成功（中新网图片）以科技创新为突破口 中心测控模式发生重大转变　近年来，我国航天发射任务日益密集，面对测控技术空前复杂，测控资源空前紧张的严峻挑战，中心以创新试验组织管理模式为突破口，打响提升测控能力第一仗。　创建中心透明遥控组织指挥模式。中心以往采用的以测控站为主对航天器进行测控的方式，难以适应高密度任务冲击，测控精度、运算速度和自动化水平急需提高。经过艰辛探索，建立起航天器透明遥控模式，这一新型测控模式除具有传统测控功能外，还可以直接远程监视、控制各测控站设备，并对测控数据自动进行分析运算。透明模式应用于测控实践以来，卫星姿态、轨道和转速等多项高难度控制的速度、精度得到显著提升。　开发“陆基测控网多任务管理中心”系统。面对日益紧张的测控资源和全天时运转的测控设备，统一调配资源，中心向管理要效益，在盘活现有资源上下功夫。建设基测控网多任务管理中心，所有测控资源统一由网管中心科学管理调配，依靠系统自动生成的资源最优分配策略，充分发挥测控网最大使用效益。同时，优化设备任务状态切换程序，使单套测控设备切换时间大幅缩短。　嫦娥工程任务实施前夕，西安中心自主研发的《奔月航天器精密轨道计算技术系统》，受到国内权威专家一致好评，称赞该系统实现了我国航天器轨道确定技术由“地球轨道”到“月球轨道”的跨越。　精密轨道是对航天器实施有效控制的基础，中心瞄准精密轨道确定这一前沿领域奋力开拓。按照紧跟前沿、着眼长远、立足当前的创新思路，先后攻克航天器轨道确定、轨道控制、轨道维持等关键核心技术，轨道确定和控制精度达到了国际先进水平，实现了定轨精度从最初的公里级、米级到厘米级的跨越。　返回式航天器落点预报精度，是航天领域又一关键技术。在”神舟”号系列飞船前4次飞行任务中，地面对返回舱落点预报精度大约为数公里量级，这相对于返回舱一万多公里航程来说，误差是可以接受的。但中心的科技人员并没有满足。通过近百次的仿真分析，并结合分析前飞行任务测量数据，使返回方案的分析预报精度在后续任务中达到最佳。乘势而上，精益求精，最终在神舟七号任务中创造了近百米的精密落点预报佳绩。　 今年1月，准备发射“北斗”导航卫星的“长征三号”火箭（中新网图片）卫星运行太空并不是一帆风顺，常常会充满风险，排除故障卫星更是惊心动魄。中心科技人员曾连续奋战、集智攻关，历时数昼夜精心排障，使两颗濒临绝境的卫星恢复“健康”，为国家挽回数十亿元经济损失，创造了在轨航天器诊断维修奇迹。　为保证每一颗太空“中国星”的安危，中心在提升应急测控能力方面不遗余力。整理下发《试验质量问题警示录》和《测控装备常见故障汇编》，制定《卫星应急处置预案》、《在轨航天器应急处置工作规范》。改变卫星长管模式，减少指挥层次，利用任务间隙，进行系统联试、信息联调、应急处置模拟演练和专业化训练考核，对软硬件状态设置、信息传输通道、各种方案预案进行反复验证和推演论证，确保了异常情况下处置的及时性和有效性。中心在轨航天器异常处置能力不断拓展，先后圆满完成了载人航天飞行空间安全预警、俄美卫星相撞碎片监视跟踪等航天应急保障任务。　近年来，我国在轨卫星逐渐从试验型走向应用型，卫星数量日益增多。为提高卫星管理和应急测控信息化水平，基地研发出卫星遥测参数自动监视预警系统、卫星异常处置综合数据库、应急处理决策专家系统和多星管理自动化系统，实现了卫星长期管理由初期“单星经验型”到现在“多星智能型”转变，大大推进我国航天测控向智能化水平迈进。人才济济贵如金 测控群星共筑共和国航天路　在40多年的建设和发展中，西安卫星测控中心的科技人才队伍和试验技术建设取得了长足发展，构建了科研与试验相结合的科技创新机制，形成了老、中、青三代科技骨干相结合的技术干部队伍。这支队伍及其拥有的技术水平，为实现我国航天事业的未来发展奠定了坚实的技术和人才基础。　黄金累千，不如一贤。组建40多年来，西安卫星测控中心涌现出一大批先进集体和典型人物，中心科技部副部长余培军就是杰出代表，他多次参加并完成了卫星、飞船测控任务，获国家科技进步特等奖1项、部委级科技进步一等奖2项、二等奖8项、三等奖2项。1995年入选国家百千万人才工程第一、二层次，先后荣立一等功二次、二等功二次，　2000年获国家政府特别津贴，　2004年获中国科协“求是”杰出青年实用工程奖，　2008年当选为第十一届全国人大代表，并成为国务院直接连线专家。　他带领课题组建立了以航天器控制语言为核心的中心遥控模式，使我国航天器遥控技术达到了世界先进水平；攻克了测控资源自动分配算法，建成了国内第一个测控网多任务管理中心，实现了测控设备的统一分配、科学利用和远程监控；创新同步卫星高精度测控管理技术，有效节省了卫星燃料，延长了卫星寿命，为我国航天测控事业的信息化发展做出了杰出贡献。　一花独放不是春，百花齐放春满园。2001年，轨道室副主任王家松远赴大洋彼岸攻读博士。在国外求学时，王家松受命主持研发“并行高精度轨道计算系统”。当时课程十分紧张，而高精度轨道软件开发又属于核心机密，学术刊物上也是只字片语。凭着对祖国的无限忠诚，对本职工作的无比热爱，王家松刻苦钻研，顽强拼搏，以聪明才智，先后查阅各种资料3000余种，记录笔记100余万字，最终攻克这一技术难题，独立研制出一套高精度卫星轨道定轨软件。在2003 年欧洲空间局组织的卫星轨道计算竞赛中，他还利用自己研制的定轨软件计算出了卫星轨道精度达2—3厘米的世界记录，远远超过了欧洲空间中心和德、法、美等国多家知名轨道计算中心，名列各国之首。在欧洲空间操作中心组织的“环境卫星”轨道竞赛中，他研发的定轨软件一举夺冠，在国际宇航界引起轰动。　博士学业完成后，他放弃国外许诺的优厚待遇回到祖国。他带领“嫦娥一号”轨道计算工程小组展开攻关，相继破解航天测控网和天文测轨网联合定轨等五大技术难题，在国内率先研制出了具有自主知识产权的“环月轨道段精密定轨软件”。他研发的“奔月航天器轨道计算系统”在四次中欧联测任务中得到了成功应用和检验，于2006年通过了“嫦娥工程”总指挥、总设计师和首席科学家们的评审和验收，获得了好评。2005年到2006年，他参加了探月轨道综合测定轨技术与验证项目，将航天测控触角首次延伸到了遥远的月球，为我国未来深空探测计划迈出了坚实一步。　“青春筑成通天路，壮志凌云翱苍穹。威力化作天罗网，追星揽箭牧舟行。”一批默默无闻的“牧星人”，在新世纪探索宇宙、征服太空的征程中，更加信心百倍地瞄准了世界航天测控技术的最前沿，瞄准了更为深邃的宇宙空间，豪情满怀、励精图治铸就中国航天测控事业的辉煌明天。（马璟　王朝社）
西安卫星测控中心及用于航天测控的设备（中新网图片）  “神七”发射时的西安卫星测控中心厦门航天测控站。（中广网图片）“神七”飞船发射期间的测控站天线等待“神七”飞船落地的回收人员（中广网图片）
发表对《中国卫星定轨精度升为厘米级》的评论
（发表评论请遵守道德与有关法律，请勿发表告状信、上访信、广告等无关内容）
Copyright&&&
All&Right&Reserved.