卫星编队
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天文学知识页数:5
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X频段方向回溯天线研究页数:8
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研发微纳电子侦察卫星面临的挑战与思考页数:11
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基于资源平衡的分布式星群网络连接接入策略页数:5
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卫星编队
+G1 H38 034 0G1 058 H54 IG1 +G2 0G1 =08 =H4
,G1 ,58 H54 -G1 0G8 ,G1 -5" 739
!"M 编队队形设计
本文将从星相对主星的具有特定空间几何特征 的 相 对 运 动 轨 迹 称 为 编 队 轨 道 /将 运 行 于 相 同 或 相 异编队轨道上的多颗卫星共同构成的几何构形称为 编队队形$
以主星轨道面为基准定义从星的参照轨道要
素$相对轨道倾角 )G定义为主从星轨道面夹角/相 对升交点赤 经 +G和 相 对 轨 道 角 0G分 别 定 义 为 主 星 轨道大圆弧长 ?. 和从星轨 道大圆 弧长 .@/相对 平 赤经 IG定义为 +G和 0G二者之 和$而 相 对 近 地 点 幅角 ,G和相对真近 点 角 -G分 别 定 义 为 从 星 轨 道 大 圆 弧 长 .D5 和 D5@$参 照 轨 道 要 素 与 经 典 轨 道 要 素之间的关系为 ’ JKL
| 参照轨道要素法
|B| 坐标系
本 文 用 到 两 个 坐 标 系 E分 别 为 赤 道 惯 性 坐 标 系 5678和 主 星 轨 道 坐 标 系 9:;<G5678的 原 点 5 在 地 心+6 轴 沿 地 心 赤 道 面 和 黄 道 面 的 交 线=指 向 春分 点+8轴 指向 北 极+7在 赤 道 平 面 上 垂 直 于 6 轴G9:;<的 原点 9为主 星+:在 主 星 轨 道 面 内=从 地 心 指 向 主 星+<沿 轨 道 平 面 法 线 方 向+;在 主 星 轨 道平面内-图 $.G:;,;<,:<平面依 次称 为轨道 面 ,地 平 面 和 法 平 面 G
,G1 ,58 H54 -G1 0G8 ,G1 -5" 739
!"M 编队队形设计
本文将从星相对主星的具有特定空间几何特征 的 相 对 运 动 轨 迹 称 为 编 队 轨 道 /将 运 行 于 相 同 或 相 异编队轨道上的多颗卫星共同构成的几何构形称为 编队队形$
以主星轨道面为基准定义从星的参照轨道要
素$相对轨道倾角 )G定义为主从星轨道面夹角/相 对升交点赤 经 +G和 相 对 轨 道 角 0G分 别 定 义 为 主 星 轨道大圆弧长 ?. 和从星轨 道大圆 弧长 .@/相对 平 赤经 IG定义为 +G和 0G二者之 和$而 相 对 近 地 点 幅角 ,G和相对真近 点 角 -G分 别 定 义 为 从 星 轨 道 大 圆 弧 长 .D5 和 D5@$参 照 轨 道 要 素 与 经 典 轨 道 要 素之间的关系为 ’ JKL
| 参照轨道要素法
|B| 坐标系
本 文 用 到 两 个 坐 标 系 E分 别 为 赤 道 惯 性 坐 标 系 5678和 主 星 轨 道 坐 标 系 9:;<G5678的 原 点 5 在 地 心+6 轴 沿 地 心 赤 道 面 和 黄 道 面 的 交 线=指 向 春分 点+8轴 指向 北 极+7在 赤 道 平 面 上 垂 直 于 6 轴G9:;<的 原点 9为主 星+:在 主 星 轨 道 面 内=从 地 心 指 向 主 星+<沿 轨 道 平 面 法 线 方 向+;在 主 星 轨 道平面内-图 $.G:;,;<,:<平面依 次称 为轨道 面 ,地 平 面 和 法 平 面 G
圆轨道串行卫星编队的相对运动研究
维普资讯
２６ Ｏ ０ 年１月 ０
第 ５ 期
—
中 国 空 间 科 学 技 术
ＴＥＣＨ Ｎ ＯＬＯＧＹ ＮＥＳ ＰＡＣＥ Ｓ ＥＮＣＥ ＡＮＤ ＥＳ ＣＩ ＣＨ Ｉ
—
圆轨道 串行卫 星编 队的相对运 动研 究
雪丹 曹喜 滨 吴云华
（ 尔 滨 工 业 大 学 卫 星 技 术 研究 所 ，哈尔 滨 １ ０ ８ ） 哈 ５０ ０
主题 词 编 队飞行 相 对 运动 导航 圆轨道 卫星
１ 引 言
编 队卫星 是近 年来 兴起 并受 到航 天 界普遍 关注 的一 个新 的 研究领 域 ，这 种 由若 干颗 小卫 星以分
布式 方式 构成 的 “ 虚拟 卫 星” 传统 大卫 星 相 比 ，具 有 巨大 的 口径 或 测 量 基 线 ，在 电子 侦察 、立 ［与 １
利 用 星间距 离 、方位 测量 信 息 ，设计 扩展 卡尔 曼滤 波器 进行 相对 轨道 状 态确定 。
２ 基 础 方 程
２ １ 参考 坐标 系 ．
采 用相 对位 置 和相对 速度 描 述卫 星之 间 的相对 运动 规律 时 ，将运 行在 近 圆轨 道 的卫 星称 为主 卫 星 ，主卫 星附近 运动 的卫 星称 为从 卫 星 。参考 坐标 系 的定义 如下 ：原 点在 主 卫 星质 心 ，ｚ轴 沿主 卫 星 的矢径 方 向 ， 轴沿轨 道 运动 角动 量 的方 向 ，． 与 ｚ轴 和 轴 构成 右 手坐 标系 。 ｙ轴
体成 像 、精确定 位 等方 面体 现 出明显 的优 势 。 目前对 于编 队卫 星 的研究 主要 围绕几 项关 键 技术 展 ］
开 ：卫星 问相 对运 动规 律 的描述 ，相 对轨 道 和姿态 的 自主 以及 编 队队形 的保持 与 控 制 。 利用 相对 轨道 坐标 系 内的笛 卡 尔坐标 对卫 星 编队相 对运 动 进行 描述 ，可直 观表示 相 对位 置 、速
２６ Ｏ ０ 年１月 ０
第 ５ 期
—
中 国 空 间 科 学 技 术
ＴＥＣＨ Ｎ ＯＬＯＧＹ ＮＥＳ ＰＡＣＥ Ｓ ＥＮＣＥ ＡＮＤ ＥＳ ＣＩ ＣＨ Ｉ
—
圆轨道 串行卫 星编 队的相对运 动研 究
雪丹 曹喜 滨 吴云华
（ 尔 滨 工 业 大 学 卫 星 技 术 研究 所 ，哈尔 滨 １ ０ ８ ） 哈 ５０ ０
主题 词 编 队飞行 相 对 运动 导航 圆轨道 卫星
１ 引 言
编 队卫星 是近 年来 兴起 并受 到航 天 界普遍 关注 的一 个新 的 研究领 域 ，这 种 由若 干颗 小卫 星以分
布式 方式 构成 的 “ 虚拟 卫 星” 传统 大卫 星 相 比 ，具 有 巨大 的 口径 或 测 量 基 线 ，在 电子 侦察 、立 ［与 １
利 用 星间距 离 、方位 测量 信 息 ，设计 扩展 卡尔 曼滤 波器 进行 相对 轨道 状 态确定 。
２ 基 础 方 程
２ １ 参考 坐标 系 ．
采 用相 对位 置 和相对 速度 描 述卫 星之 间 的相对 运动 规律 时 ，将运 行在 近 圆轨 道 的卫 星称 为主 卫 星 ，主卫 星附近 运动 的卫 星称 为从 卫 星 。参考 坐标 系 的定义 如下 ：原 点在 主 卫 星质 心 ，ｚ轴 沿主 卫 星 的矢径 方 向 ， 轴沿轨 道 运动 角动 量 的方 向 ，． 与 ｚ轴 和 轴 构成 右 手坐 标系 。 ｙ轴
体成 像 、精确定 位 等方 面体 现 出明显 的优 势 。 目前对 于编 队卫 星 的研究 主要 围绕几 项关 键 技术 展 ］
开 ：卫星 问相 对运 动规 律 的描述 ，相 对轨 道 和姿态 的 自主 以及 编 队队形 的保持 与 控 制 。 利用 相对 轨道 坐标 系 内的笛 卡 尔坐标 对卫 星 编队相 对运 动 进行 描述 ，可直 观表示 相 对位 置 、速
基于卫星编队InSAR系统误差源分析
ｐ ｏ ｅ ｓｏ ｒ ｇｎ ｔ ｘｓｅ ｃ ｆ ｈ ｖ ｌｍｅ ｔ．ｃ ｍｂ ｎｎ ｅ ｃ ａ ａ ｔｒ ｆＩ Ｓ ｙ ｔ ｍ ｂ ｓ ｄ ｏ ｏ ｍａｉｎ ｒ ｃ ｓ ｆｂ ｉ ｉｇ ｉ ｏ ｅ ｉｔｎ ｅ ｏ ｅｆ ｅ ｅｅ ｎ ｓ ｏ ｉ ｉ ｇ ｔ ｈ ｒ ｃｅ ｏ ＡＲ ｓ ｓｅ ａ ｅ ｎ ｆ ｒ ｔ ． ｎ ｎ ｔ ｉ ｈ ｓ ｎ ｏ ｌ ｎ ａｅｌ ｅ ．ｓ ｓ ｆ ｉｇ ｓ ｔ ｌ ｔｓ ｙ ｔｍａ ｉ ｅ ｏ ｏ ｒ ｅ ｒ ｅ ｅ ｒ ｈ ｄ ｔｌｓ ｒｏ ｏ ｒ ｅ ｆｉｆ ｅ ｃ ｎ Ｉ Ｓ ｙ ｔ ｍ ｂ ｓ ｄ ｏ ｙ ｉ ｅ ｌ ｒ ｒｓ ｕ ｃ ｓａ ｅ ｒ ｓ ａ ｃ ｅ ．ａ ａ ｔ ｃ ｅ ｒｓ ｕ ｃ ｓｏ ｌ ｎ ｅｏ ｎ ＡＲ ｓ ｓｅ ａ ｅ ｎ ｎｕ ｆ ｒ ｔ ｎ ｆ ｉｇ ｓ ｔｌ ｔ ｓａ ｅ ｍｏ ｅ ｓ ｓｅ ｔ ａｌ ｎ ｌｚ ｄ ｏｍａ ｉ ． ｙｎ ａｅｌ ｅ ｒ ｒ ｙ ｔｍａｉ ｌ ａ ａｙ ｅ ． ｏ ｌ ｉ ｃ ｙ Ｋｅ ｒ ｓ ｉ ｔｒｅｏ ｔ ｃ ｓ ｎ ｈ ｔ ｐ ｒｕ ｅ ｒｄ ；ｆ ｒ ａｉｎ ｆ ｉｇ ｓ ｔｌ ｔ ｓ ｒ ｒｓ ｕ ｃ ｓ ｙ ｗｏ ｄ ：ｎ ｅ ｆｒ ｍｅ ｒ ｙ ｔ ｅｉ ａ ｅ ｒ ａ ａ ｉ ｃ ｔ ｒ ｏ ｍ ｔ ． ｙｎ ａｅｌ ｅ ；ｅ ｏ ｏ ｒ ｅ ｏ ｌ ｉ
干涉合成孔径雷达 ＩＳ Ｒ技术是在合成孔径 三角测 量 ， 要 两 个 天 线 （ Ａ ）在 垂 直 于 雷达 ｎＡ 需 Ａ 、 雷达 Ｓ Ｒ技术 基 础 上 发展 并 逐 渐 成 熟 起来 的 一 平台运动的方 向上分开放 置以形成基线 ， Ａ 基线两 种新 的主动 微波 成像 技术 ， 一 般 Ｓ Ｒ功能 的延 端 与地 面被 观测 点 Ｐ 构成 三 角 形 。ｎ Ａ 在实 施 是 Ａ ＩＳ Ｒ 伸和发展。按照其干涉模式可以将其分为用于提 对 三角 形 的求 解 时 ， 是从 地 面被 观 测点 Ｐ与 两个
干涉合成孔径雷达 ＩＳ Ｒ技术是在合成孔径 三角测 量 ， 要 两 个 天 线 （ Ａ ）在 垂 直 于 雷达 ｎＡ 需 Ａ 、 雷达 Ｓ Ｒ技术 基 础 上 发展 并 逐 渐 成 熟 起来 的 一 平台运动的方 向上分开放 置以形成基线 ， Ａ 基线两 种新 的主动 微波 成像 技术 ， 一 般 Ｓ Ｒ功能 的延 端 与地 面被 观测 点 Ｐ 构成 三 角 形 。ｎ Ａ 在实 施 是 Ａ ＩＳ Ｒ 伸和发展。按照其干涉模式可以将其分为用于提 对 三角 形 的求 解 时 ， 是从 地 面被 观 测点 Ｐ与 两个
编队卫星姿态的自适应协同控制
效 。数 值 仿 真 算 例 验证 了本 文提 出 的控 制 算 法 。 关 键 词 ： 自适 应 协 同 ；同 步 机 动 ； 型 参 数 未 知 ； 扰 力 矩 ； 讯 时 延 模 外 通
中图 分 类 号 ：Ｖ４ ８ ２ ８ ． 文献 标 识 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：１ ０ —３ ８ ２ １ １ — １ ５０ ０ ０ １ ２ （ ０ １）０ ２ ２ —８
第 ３ ２卷 第 １ ０期
２１ ０ １年 １ ０月
宇 航 学 报
Ｊ ｕ ｎ ｌ ｆＡｓ ｏ ａ ｔ ｓ ｏ ｒ ａ ｔ ｎ ｕｉ ｏ ｒ ｃ
Ｖｏ ． ２ １３ Ｏｃ ｏ ｅ ｔｂ ｒ
Ｎｏ １ ０
．
２０１ １
编 队 卫 星 姿 态 的 自适 应 协 同 控 制
李 贵 明 ，刘 良栋
（ 北 京 控 制 工 程研 究 所 ，北 京 ｌ０ ９ ； 空 问智 能 控 制 技 术 国 家级 重 点实 验 室 ，北 京 １０ ９ ） １ ０ １０ ２ ０ １０
摘
要 ：研 究 了 无 向 信 息交 互 条 件下 的 多卫 星 姿 态 同步 和跟 踪 问题 ， 别 在 模 型 参 数 精 确 已知 和存 在 模 型 参 分
交 互条件下的姿态 同步 问题 ， 涉及到 了同步跟踪控 并 制律的设 计 问题 。Ｒ ｎ在文献 ［ ］ ， ｅ ６ 中 将上 述结 论扩 展 到基 于修正罗德里格斯参数描 述卫星 姿态 的情形 ， 同时利用无源特 性解 决 了绝对 角速 度和相 对角 速度
本节 在 卫星 姿 态运 动 力学 的基 础 上 ， 引入 编 队 卫 星的姿 态协 同控制 问题 ， 介绍 系 统设 计 过 程 中 并 涉及 到 的代 数 图论 的基 础知识 。
中图 分 类 号 ：Ｖ４ ８ ２ ８ ． 文献 标 识 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：１ ０ —３ ８ ２ １ １ — １ ５０ ０ ０ １ ２ （ ０ １）０ ２ ２ —８
第 ３ ２卷 第 １ ０期
２１ ０ １年 １ ０月
宇 航 学 报
Ｊ ｕ ｎ ｌ ｆＡｓ ｏ ａ ｔ ｓ ｏ ｒ ａ ｔ ｎ ｕｉ ｏ ｒ ｃ
Ｖｏ ． ２ １３ Ｏｃ ｏ ｅ ｔｂ ｒ
Ｎｏ １ ０
．
２０１ １
编 队 卫 星 姿 态 的 自适 应 协 同 控 制
李 贵 明 ，刘 良栋
（ 北 京 控 制 工 程研 究 所 ，北 京 ｌ０ ９ ； 空 问智 能 控 制 技 术 国 家级 重 点实 验 室 ，北 京 １０ ９ ） １ ０ １０ ２ ０ １０
摘
要 ：研 究 了 无 向 信 息交 互 条 件下 的 多卫 星 姿 态 同步 和跟 踪 问题 ， 别 在 模 型 参 数 精 确 已知 和存 在 模 型 参 分
交 互条件下的姿态 同步 问题 ， 涉及到 了同步跟踪控 并 制律的设 计 问题 。Ｒ ｎ在文献 ［ ］ ， ｅ ６ 中 将上 述结 论扩 展 到基 于修正罗德里格斯参数描 述卫星 姿态 的情形 ， 同时利用无源特 性解 决 了绝对 角速 度和相 对角 速度
本节 在 卫星 姿 态运 动 力学 的基 础 上 ， 引入 编 队 卫 星的姿 态协 同控制 问题 ， 介绍 系 统设 计 过 程 中 并 涉及 到 的代 数 图论 的基 础知识 。
美德联合GRACE卫星编队
Gravity Recovery and Climate Recovery(GRACE)在重力恢复和气候实验（GRACE）是联合任务NASA和德国宇航中心（DLR）。
从2002 年3 月发射到2017 年10 月科学任务结束，双卫星对地球重力场异常进行了详细测量。
重力恢复和气候实验后续( GRACE-FO ) 是该任务的延续2018 年5 月推出的相同硬件。
Illustration of the twin GRACE satellites通过测量重力异常，GRACE 展示了质量如何在行星周围分布以及如何随时间变化。
来自GRACE 卫星的数据是研究地球海洋、地质和气候的重要工具。
GRACE 是一项合作项目，涉及德克萨斯大学奥斯汀分校空间研究中心、美国宇航局喷气推进实验室、德国航空航天中心和德国国家地球科学研究中心，波茨坦。
喷气推进实验室负责NASA ESSP（地球系统科学探路者）计划下的整体任务管理。
2002 年3 月17 日，两颗GRACE 卫星（GRACE-1和GRACE-2）从俄罗斯普列谢茨克航天发射场用火箭（SS-19 + Breeze 上级）运载火箭发射升空。
500 公里，近极地倾角89°。
在正常运行期间，卫星沿轨道相距220 公里。
该系统能够每30 天收集一次全球覆盖范围。
GRACE远远超过了其5年的设计寿命，运行了15年，直到2017年10月27日GRACE-2退役。
其继任者GRACE-FO于2018年5月22日成功发射。
轨道参数：半长轴6,873.5 公里（4,271.0 英里）偏心0.00182近地点高度483 公里（300 英里）远地点高度508 公里（316 英里）倾角89.0°周期94.5 分钟时间2002年3月17日04:21 UTC..\Kang2020_Article_GRACE-FOPreciseOrbitDeterminat.pdf动态轨道确定方法需要作用在卫星上的物理力的数学模型（例如，地球重力引起的加速度）和卫星之间的观测，以估计卫星轨道。
卫星编队飞行相对轨道主被动结合测量方案研究
前景 。
仿真 结果 表 明 ， 估计误 差 可 以收 敛至 一定精 度 。
１ 编 队飞行 数 学模型
１ １ 坐标 系 定义 ． （ ）中心卫 星 轨 道 坐标 系 ｏｙ １ ｘｚ：０为 质 心 ，ｏ ｙ
轴从 ０指 向地 心 ０ ，Ｏ 轨道 平 面 内指 向运 动 方 Ｘ在
向，２ 与 Ｏ ｏ ０轴 ， Ｘ、 ｙ轴满 足 右手定 则 ； （ ）中 心 卫 星 体 坐 标 系 ＯＸｙ ： 为 质 心 ， ２ ｂ ０ ＯＸ 与 ｏｙ 、 ｂ ｂ ｂ Ｏ７ 别 指 向三 个 互 相 垂 直 惯性 主 轴 ， 分
为增 强隐 蔽性 ， 令测距 仪 每隔 一段 时间开 机工 作 ， 或 者在 较安 全区 域才工 作 ， 以减少 向外 界 的能量 辐射 。
牧 稿 日期 ：０６０—１ 修 回 日期 ：０６ ）－ ２０ －１１； ２０ ４４１ ４
１２ 轨道 动 力学 模 型 ．
假 设 两星 同时运 行 于开 普勒 椭 圆轨 道 ，ｏ为 半
ｒ ＝ ＋
＋ 一（ ＋２ ；）＋ ：ｄ ２ 告 ） ，
ｈ
＋
告 ｚ：ｄ 寻 ：
ｈｉ
；
（） １
ａ ＝一 ａｃ ｎ ｙ ｘ ｒｔ （ ／ ）＋ ａ
（） ４
ｅ： ａｃｉ（ ／ ｒｓ ｚ ｎ
、 、
）＋
其 中 ：（ Ｙ ｚ 为相 对 位 置 矢 量 ； ｄ ， ｄ ） 相 ， ， ） （ ｄ ，
对于 军事 应 用 卫 星 编 队 系 统 ， 要 考 虑 其 隐 蔽 性 。 还
近期 国 内外 学者 对 于 该 方 向 的研 究 ， 基 于圆 轨道 多 编 队系统 ， 考 虑 椭 圆 轨 道 情 况 ， 很 少 涉 及 隐 蔽 未 且 性 。文献 ［ ］ ， 者采 用 激 光 测 量 仪 （ 量 星 间相 ２中 作 测
仿真 结果 表 明 ， 估计误 差 可 以收 敛至 一定精 度 。
１ 编 队飞行 数 学模型
１ １ 坐标 系 定义 ． （ ）中心卫 星 轨 道 坐标 系 ｏｙ １ ｘｚ：０为 质 心 ，ｏ ｙ
轴从 ０指 向地 心 ０ ，Ｏ 轨道 平 面 内指 向运 动 方 Ｘ在
向，２ 与 Ｏ ｏ ０轴 ， Ｘ、 ｙ轴满 足 右手定 则 ； （ ）中 心 卫 星 体 坐 标 系 ＯＸｙ ： 为 质 心 ， ２ ｂ ０ ＯＸ 与 ｏｙ 、 ｂ ｂ ｂ Ｏ７ 别 指 向三 个 互 相 垂 直 惯性 主 轴 ， 分
为增 强隐 蔽性 ， 令测距 仪 每隔 一段 时间开 机工 作 ， 或 者在 较安 全区 域才工 作 ， 以减少 向外 界 的能量 辐射 。
牧 稿 日期 ：０６０—１ 修 回 日期 ：０６ ）－ ２０ －１１； ２０ ４４１ ４
１２ 轨道 动 力学 模 型 ．
假 设 两星 同时运 行 于开 普勒 椭 圆轨 道 ，ｏ为 半
ｒ ＝ ＋
＋ 一（ ＋２ ；）＋ ：ｄ ２ 告 ） ，
ｈ
＋
告 ｚ：ｄ 寻 ：
ｈｉ
；
（） １
ａ ＝一 ａｃ ｎ ｙ ｘ ｒｔ （ ／ ）＋ ａ
（） ４
ｅ： ａｃｉ（ ／ ｒｓ ｚ ｎ
、 、
）＋
其 中 ：（ Ｙ ｚ 为相 对 位 置 矢 量 ； ｄ ， ｄ ） 相 ， ， ） （ ｄ ，
对于 军事 应 用 卫 星 编 队 系 统 ， 要 考 虑 其 隐 蔽 性 。 还
近期 国 内外 学者 对 于 该 方 向 的研 究 ， 基 于圆 轨道 多 编 队系统 ， 考 虑 椭 圆 轨 道 情 况 ， 很 少 涉 及 隐 蔽 未 且 性 。文献 ［ ］ ， 者采 用 激 光 测 量 仪 （ 量 星 间相 ２中 作 测
小推力下卫星编队的非自然构型设计与控制
控制 问题
， 献［ 文 ５—８ 采 用 了 Ｃ Ｗ 方 程来 研 ］ —
究 近距 离 卫星 编 队非 自然 构 型 的 控 制 ， 型 的 控 制 典 方 法 有 Ｌ Ｒ 方 法 、 ｙｐ ｎ ｖ方 法 ； 献 ［ Ｑ Ｌ ａｕ ｏ 文 ９—１ ］ ２
直 接采 用 二体运 动 微 分 方 程 作 为 基 本运 动方 程 ， 采
关 键 词 ：小 推 力 ；非 自然 构 型 ；圆 形 绕 飞 ；Ｐ Ｄ控 制 ；直 接 法 中 图 分 类 号 ：Ｖ １ ． ４２４ 文 献 标 识码 ：Ａ 文章 编号 ：１０ — ２ （ ０ １ ０ ．９ ８Ｏ ００ １ ８ ２ １ ）９１ １ 一 ３ ７
ＤＯ Ｉ：ｌ ３ ７３ ．ｓ ｎ．１ ００—３２ ２ Ｉ ０ ０ ０． ８ ／ｉ ｉｓ ０ １ ８． ０ｌ ． ９． ０８
０ ３ 比冲恒定 为 ３ ０ ｓ ． Ｎ， 意 图。 设 主 星 位 于 假 不 加控 制 的 自然 轨道 上 ， 过对 从 星施 加 控 制 实现 通 编 队构 型 的控 制 ， 主从 星在 坐标 系 Ｏ Ｚ 中的运 动 ＸＹ
方 程
卫星 编 队构 型可分 为 自然 构型 和非 自然 构 型两
为 ２． ２６ ５ ５～ ３ ｍＮ， 比冲 １ ０ ４ ９ ｓ 它 的连续 作 用 ４ ０— １０ ，
时 间能够 达 到 ３ ７ ０ ． ５Ｘｌ４小 时 ， 大 推 力的 扩 展指 最 标 能够达 到 ３ ９ Ｎ。本 文 采 用 的 小 推 力 发 动 机 以 ８ｍ 上 述 Ｎ Ｘ 发 动 机 为 原 型 ， 定 最 大 推 力 幅 值 ＥＴ 给
第 ３ ２卷 第 ９期
２１ ０ １年 ９月
宇 航 学 报
Ｊ ｕｒ ａ ｆＡｓｒ ｎａ ｔｃ ｏ ｎ ｌｏ ｔｏ ｕ ｉｓ
车轮式卫星编队工作原理
车轮式卫星编队工作原理车轮式卫星编队工作原理解析简介车轮式卫星编队是一种卫星任务协作的模式，通过将多颗卫星组成类似车轮的形状，实现协同工作。
本文将从浅入深地解释车轮式卫星编队的工作原理。
1. 车轮式卫星编队的基本概念•车轮式卫星编队由一个中心卫星和多个周边卫星构成。
•中心卫星负责任务的规划和协调，周边卫星负责执行具体任务。
•周边卫星通过与中心卫星保持一定的相对位置和姿态，实现编队工作。
2. 编队卫星的相对位置与姿态控制•编队卫星的相对位置控制是通过使用推进器或姿态控制器来实现的。
•推进器可以提供推力，使卫星在轨道上调整位置。
•姿态控制器可以调整卫星的方向和姿态，确保卫星与中心卫星保持正确的相对位置。
3. 编队卫星的通信与数据交换•车轮式卫星编队中的卫星之间需要进行通信和数据交换。
•通信可以通过无线电信号进行，卫星之间可以互相发送指令和传递数据。
•数据交换可以通过卫星之间的链接实现，周边卫星将采集到的数据传输给中心卫星进行存储和分析。
4. 中心卫星的任务规划与调度•中心卫星负责编队任务的规划和调度。
•中心卫星可以分析数据、制定任务计划，并向周边卫星发送指令和任务信息。
•中心卫星还可以根据任务需求对卫星队形和编队结构进行调整和优化。
5. 编队卫星的故障控制与容错机制•编队卫星在工作过程中可能会遇到故障和异常情况。
•为了保证编队的稳定运行，需要设计故障控制和容错机制。
•当有卫星发生故障时，编队可以重新规划任务或者调整其他卫星的工作方式来弥补故障。
6. 车轮式卫星编队的应用领域•车轮式卫星编队可以应用于地球观测、通信、导航等领域。
•在地球观测中，编队卫星可以合作完成高精度的遥感数据采集和图像构建任务。
•在通信领域，编队卫星可以提供更广阔的覆盖范围和更高的通信速率。
•在导航领域，编队卫星可以为GPS系统提供更精确的定位和导航服务。
以上是对车轮式卫星编队工作原理的简要介绍。
随着科技的发展，车轮式卫星编队将在不断完善和拓展中发挥更重要的作用。
小卫星编队飞行相对运动和队形保持控制地
图 1.2 地球观测者 EO—1 与陆地卫星 Landsat—7
Fig1.2 The formation of EO—1 and Landsat—7
8
第一章 绪论
上海交通大学硕士学位论文
3. “21 世纪技术星”计划
美国空军研究实验室（AFRL）于 1998 年提出的“21 世纪技术星”是编队 飞行技术得以验证与应用的又一卫星发展计划。该计划由 8 颗微小卫星组成，均 匀分布在一个圆形的飞行轨迹上，以验证分布式编队飞行的技术可行性。
7
第一章 绪论
上海交通大学硕士学位论文
图 1.1 X 和平号检查员系统绕飞试验示意图 Fig1.1 The relative movement of X Inspenctor
其实，X 和平号检查员系统不属于卫星编队飞行，但它成功的验证了绕飞与 视频相对导航技术，所以也可以看成是卫星编队飞行试验。它的成功为后来的卫 星编队飞行技术的实现打下了基础。 2. 地球观测者 EO—1 与陆地卫星 Landsat—7
图 1.3 “21 世纪技术星”计划示意图 Fig1.3 The formation of “21 centry tech”
该分布式编队卫星形成一个虚拟的合成孔径雷达，与单颗大型雷达卫星相 比，除了可以提供对地面目标的高分辨率全天候的侦察信息外，还有以下优势：
(1) 识别地面移动目标。这个功能是单颗卫星无法实现的。 (2) 扩大成像区域的覆盖面积。编队飞行合成孔径雷达的小卫星地面成像宽 度比单颗卫星大。 (3) 实现合成孔径雷达同时干涉成像，提取地面三维目标信息。 分布式合成孔径雷达小卫星编队的优点还包括孔径尺寸不受限制，发射方式 更加灵活，系统可靠性更高，系统更容易升级，大规模生产成本低等。目前在研 的 3 颗小卫星分布式圆形分布正是为“21 世纪技术星”进行前期的编队及合成 孔径雷达技术验证。 欧空局也有多个在研的和未来的编队飞行任务，大多数集中在物理方面的科 学研究上，且由于任务的需要，参与编队的各飞行器之间相距很远。早在 1983 年，欧空局就采纳了法国科学家关于通过 4 颗卫星的编队飞行来进行磁层空间探
Fig1.2 The formation of EO—1 and Landsat—7
8
第一章 绪论
上海交通大学硕士学位论文
3. “21 世纪技术星”计划
美国空军研究实验室（AFRL）于 1998 年提出的“21 世纪技术星”是编队 飞行技术得以验证与应用的又一卫星发展计划。该计划由 8 颗微小卫星组成，均 匀分布在一个圆形的飞行轨迹上，以验证分布式编队飞行的技术可行性。
7
第一章 绪论
上海交通大学硕士学位论文
图 1.1 X 和平号检查员系统绕飞试验示意图 Fig1.1 The relative movement of X Inspenctor
其实，X 和平号检查员系统不属于卫星编队飞行，但它成功的验证了绕飞与 视频相对导航技术，所以也可以看成是卫星编队飞行试验。它的成功为后来的卫 星编队飞行技术的实现打下了基础。 2. 地球观测者 EO—1 与陆地卫星 Landsat—7
图 1.3 “21 世纪技术星”计划示意图 Fig1.3 The formation of “21 centry tech”
该分布式编队卫星形成一个虚拟的合成孔径雷达，与单颗大型雷达卫星相 比，除了可以提供对地面目标的高分辨率全天候的侦察信息外，还有以下优势：
(1) 识别地面移动目标。这个功能是单颗卫星无法实现的。 (2) 扩大成像区域的覆盖面积。编队飞行合成孔径雷达的小卫星地面成像宽 度比单颗卫星大。 (3) 实现合成孔径雷达同时干涉成像，提取地面三维目标信息。 分布式合成孔径雷达小卫星编队的优点还包括孔径尺寸不受限制，发射方式 更加灵活，系统可靠性更高，系统更容易升级，大规模生产成本低等。目前在研 的 3 颗小卫星分布式圆形分布正是为“21 世纪技术星”进行前期的编队及合成 孔径雷达技术验证。 欧空局也有多个在研的和未来的编队飞行任务，大多数集中在物理方面的科 学研究上，且由于任务的需要，参与编队的各飞行器之间相距很远。早在 1983 年，欧空局就采纳了法国科学家关于通过 4 颗卫星的编队飞行来进行磁层空间探
库仑力卫星编队动力学建模及基本稳定条件分析
库仑力卫星编队动力学建模及基本稳定条件分析孙杰;张东青;张红英;张锦绣【摘要】分析了空间德拜屏蔽效应对库伦力编队应用范围的影响,根据库伦力编队静止轨道最佳应用前提,建立了基于拉格朗日方程的地球同步轨道库仑力卫星编队动力学模型并对其进行简化,讨论了沿地心和沿轨道面法线方向存在两星库伦力编队稳定构形的基本平衡条件.仿真结果表明:为提高库伦力编队效率以节约能源,应减小编队距离,减轻卫星质(重)量,同时尽可能增大卫星外表面体积.【期刊名称】《上海航天》【年(卷),期】2015(032)005【总页数】6页(P15-19,53)【关键词】库仑力编队;碰撞规避;无污染;动力学模型;稳定条件;编队条件优化【作者】孙杰;张东青;张红英;张锦绣【作者单位】上海卫星工程研究所,上海200240;哈尔滨工业大学卫星技术研究所,黑龙江哈尔滨150080;上海卫星工程研究所,上海200240;哈尔滨工业大学卫星技术研究所,黑龙江哈尔滨150080【正文语种】中文【中图分类】V412.40 引言自20世纪90年代以来，卫星编队飞行技术得到了迅速发展，美、俄、欧空局等众多国家和空间组织机构都开展了编队飞行技术的研究，并取得了卓越的成效，尤其是由DLR研制的TanDEM-X编队在2010年7月投入运行，该计划是国际上首个投入在轨运行的近地卫星编队［1］。
随着技术的发展和任务的不同，对近距离编队甚至超近距离编队也提出了技术需求。
库仑力卫星编队技术是近年来一种新兴的编队技术［2］，其基本概念是采用一定技术手段（如电子枪）使卫星带电（正电荷或负电荷），通过控制卫星带电量实现卫星编队相对位置的控制，未来将成为解决超近距离编队的一种有效途径。
在库仑力卫星编队中，任意两颗卫星间的相对距离由它们间的库仑力控制，故不会产生对邻近卫星敏感器的污染问题；同样，基于带同性电荷卫星相互排斥机理，在近距离编队时带同性电荷的卫星也不会产生碰撞问题。
因此，库仑力编队既可利用卫星在空间环境中充电的特性产生控制力，又能解决现有推进系统的敏感器污染和近距离碰撞问题。
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1、techsat-21计划AFRL（空军研究实验室）于1998年提出了techsat-21计划旨在开发通过卫星编队飞行构成分布式雷达的相关技术。
为具有探测缓慢移动的车辆的能力，通常的做法是利用窄长天线产生窄波束去照射目标，对于相对于地面高速飞行的近地轨道卫星而言，要求天线的直径要达到几十米甚至数百米才行。
分布式雷达可以完成这一任务：每颗卫星发射一种与其它卫星的信号正交的信号，同时接收监测编队中所有卫星所发射信号(包括它自己发出的信号的回波信号)，通过对干涉响应分别进行采样，可以提供求解地面移动目标所需的额外信息。
目前，该项计划正在如下领域展开基础研究:稀疏孔径信号处理、微推进、编队飞行、协同控制、空间电离层影响和航天器微型机电系统。
正在开发的技术集中于轻质量、低成本的微小卫星，特别是对协作编队有重大影响的技术，如精确差分定位、星间距离修正和通信、大容量能源系统、轻质量固态相控阵天线列、微推进、先进电子包、多功能结构和先进热控制。
最终计划是进行微小卫星近距离编队飞行试验，用于演示验证分布式卫星系统的技术可行性，分析在空间或从空间完成多种任务的潜在能力。
对于编队飞行技术的研究最早是在美国开始的。
早在1995年，美国空军科学研究办公室（Air Force Office of Scientific Research，AFOSR）发起了对分布式小卫星完成空间任务的技术挑战和优势的探索。
1997年美国空军实验室（Air Force Research Laboratory，AFRL）明确了分布式小卫星的空间任务，并于1998年提出了techsat-21计划，其目的是为了研究分布式小卫星系统中的各个技术难点，发展空间虚拟卫星技术。
techsat-21计划采用空基雷达作为有效载荷，通过实时地提供GMTI（ground moving target indication）和SAR（synthetic aperture radar）数据，进行雷达成像。
techsat-21系统曾经有过三套技术方案：方案一采用当时现有技术，系统由35颗低轨卫星组成，卫星重量估计为12500kg；方案二采用2003-2005年之前的技术。
系统仍由35颗卫星组成，但卫星重量预计降为4400kg；方案三则采用虚拟卫星技术，系统由位于7个轨道平面内的35个星群组成，每个星群包括8个卫星。
最后，在2001年，美国空军研究实验室确定了以三颗小卫星组成分布式卫星系统的techsat-21飞行试验计划。
techsat-21卫星的主要试验任务包括：编队飞行、星座管理、精确测时与授时以及分布式疏散孔径雷达信号处理等。
卫星在编队飞行过程中，将进行自治编队飞行试验，三个卫星最初运行在高度为550km的近圆轨道上，相互间隔为5km，在一切正常并保持一段时间之后，这种链式编队的尺度越来越小，直至达到100-500m的范围；之后链式编队将转换为服从Hill方程运动规律的椭圆编队，椭圆相对运动轨道的大小在100-500m左右，保持一段时问以后，椭圆编队逐渐增大，直至达到5km。
在编队构形的变化过程中，三颗techsat-21卫星构成一副有效孔径各不相同的虚拟天线，以便全面检验成像效果，整个实验过程大约历时一年。
techsat-21计划中三颗卫星中任何一颗都具有收发信号的功能，编队卫星之间有通信链路，可以实现功能互补；任何一颗卫星都能通过星间链路对另外2颗卫星实施控制与管理，当有一颗卫星工作“疲倦”或信号减弱时，另一颗卫星就会自动接替。
自从techsat-21计划提出以来，在系统总体、命令控制、编队飞行、GMTI等各个分系统已取得了不少的成果。
但是其技术难度比预想的要大，在编队构形、协同工作、测量精度以及数据处理等方面还面临着一系列的技术挑战，其飞行试验被迫几度推迟。
尽管如此，该项目仍堪称国际上航天器编队飞行技术水平最高的代表，极大地促进了编队飞行技术水平的进步。
2、TanDEM-X卫星德国雷达卫星TanDEM-X由EADS Astrium公司与德国宇航中心（DLR）联合开发。
于2010年6月21日早晨6点14分成功送入预定轨道。
该卫星是2007年升空的TerraSAR-X的“姊妹”卫星，重1.3吨，飞行高度为514千米。
在运行轨道上，两颗卫星将以不到200米的距离同步飞行，精确扫描地球表面。
这两颗卫星的工作原理大致相当于人的双眼，在未来3年内将反复扫描整个地球表面，最终绘制出高精度的３Ｄ地球数字模型。
卫星简介：德国雷达卫星TanDEM-X由EADS Astrium公司与德国宇航中心（DLR）联合开发。
于2010年6月21日早晨6点14分(格林威治标准时间2点14分)，由俄罗斯洲际弹道导弹(ICBM)改装而成的“第聂伯”RS-20B运载火箭从拜科努尔航天中心成功送入预定轨道。
该卫星使用创新型雷达干涉仪对地球进行测绘，到2012年将可以提供高精度数字高度模型。
TanDEM-X卫星重1350千克，寿命5年，任务期间将对地球表面进行若干次测量。
主要任务目标是生成一个连贯的高精度3D地球数字高程模型。
工作方式：TanDEM-X卫星在轨道上与TerraSAR-X卫星协同工作，生成地球大陆块的数字高度模型。
通过从相距几千米到相距仅200米的编队飞行，两颗卫星构成一台雷达干涉仪。
通过此方法，卫星在未来几年将能够提供前所未有质量的雷达图像。
技术特点：利用一前一后的阵型，两颗卫星仅用三年就可以完成对地球陆地表面的测量。
在12米宽的网格上，高度信息的精度小于2米。
基于卫星陆地测量的优越之处在于，能生成世界范围、连续的和同类的地形模型，不会因地区或国家边界线而中断，也不会因为测量方法不同提供不同类的模型。
这种雷达不受气候和云层限制，可日夜无间断工作。
这种测绘方法是独一无二的，它特别引起了美国的兴趣。
TanDEM-X是一个关键项目，它可以演示、维护并扩展德国在基于卫星的雷达技术领域的能力和竞争力。
到2012年，德国将拥有地球的数字地形模型。
这项具吸引力的世界上独一无二的产品除了科学应用，还可以被用于其他项目，如：ZKI（基于卫星的危机信息中心）、GMES（全球环境安全监视）和GEOSS（地球综合观测系统）。
3、GRACE2002年3月成功发射的美德合作卫星重力计划GRACE(Gravity Recovery And ClimateExperiment),即将提供空间分辨率约为200 km而时间分辨率为1个月的时变地球重力场模型序列。
GRACE计划的星座由两颗相距约220 km,高度保持为300-500 km、倾角保持约90°的近极轨卫星组成。
由于采用星载GPS和非保守力加速度计等高精度定轨技术,以及高精度的星一星跟踪数据反演地球重力场,在几百公里和更大空间尺度上, GRACE重力场的精度大大超过此前的卫星重力计划。
根据GRACE时变重力场反演的地球系统质量重新分布,将对固体地球物理、海洋物理、气候学以及大地测量等应用有重要的意义。
虽然其设计寿命只有5 yr,但研究表明GRACE的结果可用于研究北极冰长期时间尺度的变化,并进而研究极冰融化对全球气候变化,特别是对海平面长期变化的影响。
在季节性时间尺度上,利用GRACE重力场反演的质量重新分布足以揭示平均小于1 cm的地表水变化,或小于1 mbar。
的海底压强变化。
除了巨大的社会效益和经济效益外,这些变化对了解地球系统的物质循环(主要是水循环)和能量循环有非常重要的意义。
介绍GRACE重力场揭示的地球系统质量重新分布,为理解其地球物理应用提供必需的准备;同时针对我国大陆和沿海地区的地球物理应用提出初步的设想。
4、LISA/BBO从空间环境探测的需求出发，将Drag-free技术的优点与卫星编队的长处相结合，国外提出了Drag-free编队的概念：编队卫星数量超过2颗，且至少一颗卫星为Drag-free卫星。
Drag-free卫星包括卫星平台和标准质量块（ProofMass，放置于卫星内部舱体，与外部摄动隔离）.卫星在轨运行时标准质量块仅受到内部静电力及热噪声等极微小的干扰，通过DFC系统控制卫星平台跟踪标准质量块，可有效消除大气阻力、地磁干扰、太阳光压以及太阳风等空间干扰对卫星运行轨道和姿态的影响。
以Drag-free卫星作为卫星编队的相对测量和控制基准，可以实现卫星编队的高精度高稳定度控制，从而为实现编队卫星间相对状态的高精度确定提供了前提和基础.目前诸多空间科学计划，如以LISA（LaserInterferometer Space Antenna）/BBO（Big Bang Observer）为代表的深空探测任务，基于Drag-free编队的思想.在上述计划中，卫星平台与标准质量块相对位置的控制精度在百纳米量级，编队卫星间相对状态测量精度优于百皮米量级，相对姿态控制精度在十纳弧度量级，为实现其空间环境探测任务所需的高精度数据获取及后期数据处理奠定了良好基础。
国内目前对该项技术的研究尚处于概念研究阶段。
作为深空分布式Drag-free航天器系统的代表，LISA深空编队是ESA-NASA 合作的激光干涉仪空间天线任务，如图3所示。
由三颗卫星形成三角形编队，测量银河系内致密双星系统、黑洞分裂和吞噬产生的重力波。
系统以空间等边三角形形式圆轨道绕太阳运行，相位滞后地球20°。
其Y形臂的长度测量精度可以达到40pm，直接决定了望远镜7 nrad指向稳定度要求。
该任务中每个飞行器均有2个6自由度标准质量块和一个单自由度铰链（连接标准质量块舱体与望远镜安装点上）。
在LISA技术上，衍生出类似于LISA任务的Big Bang Observer（BBO，宇宙大爆炸观测）任务，如图4所示。
组成该任务的航天器配置以及空间系统构形与LISA基本一致。
不同点在于BBO任务由4组与LISA类似的空间等边三角形分布式航天器系统组成，其中2组构成David星座，另外2组与David星座分别相差120°相位。
系统运行于距太阳中心1个天文单位的轨道上，David星座与1组三星系统运行于一条轨道，另1组三星系统运行于另一条轨道。
该任务中每个飞行器均有2个6自由度标准质量块和一个单自由度铰链（连接标准质量块舱体与望远镜安装点上）。
沿Y形臂方向为每个标准质量块的自由方向。
系统安装有6台μN级发动机完成DFC，从而控制卫星保持在两个立方体标准质量块周围，标准质量快几乎自由运行于飞行器内部，且不受太阳光压之类的非重力场影响。