快速定轨是航天系统快速投入使用的前提,近年来逐步发展的应急航天任务具有临时性强、准备时间短、能快速投入使用等特点,给地面测控支持系统的资源配置带来很大压力,同时战场环境本身也使地面支持系统的生存能力受到威胁,使得航天器快速定轨遇到极大挑战,影响应急航天任务的成功实施,因此发展不依赖地面系统的航天器星历自主确定技术显得尤为重要。论文系统分析了工程中进行航天器轨道预报的外推模型,结合天基导航设备提供的导航观测数据,应用于航天器的星历确定和导航数据故障诊断等应急航天任务。首先,研究了北美防空司令部(NORAD,North American Aerospace Defense Command)定期发布的航天器两行轨道根数(TLE,Two Line Elements)的物理含义与特点,对比航天器瞬时轨道根数发现其用特定方式去除了周期变化项,是一种“平均”轨道根数,在工程上要利用TLE进行轨道预报必须使用与其配套的SGP/SDP(Simplified General Perturbation/Simplified Deep-space Perturbation)模型,考虑到本文研究的是近地轨道应急航天任务,所以需要用到的是SGP4模型,论文中对该模型进行了系统的描述。此外,由于SGP4模型有其特定的真赤道平春分点坐标系(TEMED,True Equator and Mean Equinox of Date Coordinate System),为明确各坐标系统之间的关系,论文还对常用的J2000和WGS84(World Geodetic System 84)坐标系与TEMED坐标系之间的转换关系进行了推导。然后,提出了适用于单点导航数据的航天器星历迭代解算算法和多点导航数据的航天器星历滤波解算算法。由于NORAD在发布TLE时,并未给出如何消除和重构瞬时轨道根数与“平均”轨道根数之间周期项的具体过程,所以论文中将星历确定过程当作“黑箱”处理,将其转化为已知输出求解输入的问题,通过航天器的位置和速度信息,逆向求解航天器的TLE星历,进而分别建立了单点迭代和多点卡尔曼滤波两类星历解算算法,并以STK星库中的tle-00005卫星为例进行数值仿真,结果表明在导航数据无故障的前提下,迭代算法的精度最高,滤波算法精度次之,但是两类算法在误差允许范围内,均能够达到TLE标准格式所要求的精度。最后,提出了导航数据的故障检测算法。导航观测数据是星历解算的输入,其准确性直接决定着最终解算的精度和准确性,论文中分别建立了状态χ~2和残差χ~2两类故障检验法对导航输入数据进行故障诊断。结果表明,两类故障检测算法均能准确检测出常见的突变和渐变等导航数据故障问题,对输入数据的预处理是有效可行的。论文对应急航天器的自主定轨问题进行了系统研究,建立了较高精度的轨道预报模型,提出了基于导航观测数据的迭代和滤波星历解算算法,设计了针对导航观测数据预处理的χ~2故障检测算法,对未来应急航天任务设计与分析具有参考价值。