全天球地面动态星模拟器算法研究

为了对星敏感器的软件开发以及自身性能进行地面测试,提出了一种动态的全天球星图模拟算法。该算法可以为星敏感器提供任一时刻,任一惯性坐标系指向下的模拟星图。提出了一种新的天区划分方法,采用分区检索的方法选取导航星,可以大大提高星模拟器星图更新频率。分析了星点成像模型,使得仿真出来的星图更接近真实情况。充分考虑了星云星团、月光、太阳光等干扰进入星敏感器视场的情况,并采用蒙特卡罗方法,让这些干扰情况随机出现在模拟星图中,可以更好的测试星敏感器软件的鲁棒性。     

中远程导弹惯性/星光组合导航关键技术及研究现状

惯性/星光组合导航技术具有全程自主可控和误差不随时间积累等特点,是中远程导弹自主导航领域研究的热点和难点问题,国内外研究众多,对此研究具有重要的理论意义和工程应用价值.针对惯性/星光的研究现状,本文对现有惯性/星光组合导航的技术原理进行了详细分析,对涉及到的大视场星敏感器技术、星图匹配技术、星光折射及连续修正等关键技术及研究现状进行了分析总结,并对惯性/星光在中远程导弹上应用的发展趋势和前景进行了展望.     

天文导航系统半物理仿真研究

由于航天实验费用大,为测试星敏感器性能和星图识别算法,需在地面构建天文导航半物理仿真试验平台。从检验星敏感器性能、加快其样机研制周期、降低成本、提高效率的目的出发,设计构建了一个实用性强的天文导航半物理仿真系统;着重介绍了此系统的组成、结构和各模块的功能;叙述了系统的实现方法和相关性能指标。它具有一定的灵活性和可扩展性。最后利用所构建的半物理仿真系统,对星图识别算法和星敏感器性能进行了静态和动态的试验。试验结果显示该系统满足和达到了规定的性能指标。     

基于最优路径的多视场全天自主星图识别

为提高低成本小视场星敏感器在全天自主星图识别模式下的识别成功率,提出一种基于最优路径特征的多视场星敏感器星图识别方法。通过多视场观测星图的星图间识别,得到融合后的星图,设置随机分布在星图中主星邻域内各星的蚁群,以迭代的方法得到遍历各星的最优路径,以路径的几何特征作为与导航星库进行匹配的依据。与现有方法相比,该方法表现出高识别率以及针对位置和亮度噪声良好的鲁棒性。     

星图识别的剖分算法

为了提高星敏感器的测量速度和精度,在星图识别中首次采用了在地球物理地质建模中有着广泛应用的剖分算法。利用这一算法进行星图的匹配识别,仿真实验结果表明与现有的星图识别算法相比,此算法具有高的识别率,良好的实时性和鲁棒性,且所需导航星库的容量小,检索速度快。     

基于星联合分布的星图识别

针对栅格类算法中难以合适选取栅格尺寸的缺点,设计了将星图划分为多个多边形的划分方法,使星图中所有星都位于与其唯一对应的多边形中,提取多边形几何特征,对导航星库和观测星图的特征模式进行匹配。根据仿真数据进行验证,表明这一方法避免了栅格类算法中可能使多颗星位于同一栅格中的现象,同时也克服了栅格类算法不能正确选取定位星进而使星图识别失败的缺点,有效提升了星图识别的准确度。     

极值分析下基于位置矩阵的质心定位方法

为以使星敏感器在复杂工况下依旧能获得高精度的星点质心位置,提出一种极值分析下基于位置矩阵的质心定位方法。首先, 提出极值分析下的星点弥散区域粗提取算法, 对去噪后的星图进行星点局部区域限定。接着, 提出基于位置矩阵的线段编码标记法对星点弥散区域进行精提取。最后, 利用星点区域像素信息估计出高斯曲面参数以得到星点精确的质心坐标。仿真结果表明, 星图噪声标准差处于2的水平时, 所提方法可以使星点质心定位精度达到0.070 4 pixel, 且在星图噪声标准差处于12的水平时, 仍具有90.03%的高星点提取成功率。     

一种利用星敏感器对陀螺进行在轨标定的算法

为确保姿态测量器件长期在轨工作精度、提高姿态确定精度,针对典型的陀螺和星敏感器联合定姿方案,推导了一种星敏感器/陀螺在轨标定算法。考虑到卫星姿态测量过程中的几种主要误差源,建立星敏感器和陀螺标定模型,首先用递推算法对星敏感器单独在轨标定,然后采用Kalman滤波对星敏感器和陀螺同时进行在轨标定,对误差进行实时补偿,有效地提高了星敏感器和陀螺的测量精度,与同类算法相比,为卫星姿态确定提供了更加丰富的信息。最后对该算法进行了数学仿真,仿真结果验证了算法的有效性。     

基于UKF的导弹SINS/CNS姿态估计方法

针对中远程弹道导弹的特点,在分析研究捷联惯性导航系统/天文导航系统(strapdown inertial navigation system/celestial navigation system, SINS/CNS)组合导航测量修正方案的基础上,建立了导弹四元数运动学方程、陀螺测量模型,星敏感器测量模型等系统方程,将无轨迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter, UKF)算法应用于主动段关机点环境,通过对陀螺常值漂移、一阶漂移的在线估计,达到高精度导弹姿态的实时输出。与EKF、QUEST、MLS和捷联惯性迭代递推算法比较,仿真结果表明了UKF算法具有更高的精度,收敛快,适于在无控飞行阶段的工程应用。     

捷联惯导行进间对准位置更新与误差分析

针对车载捷联惯导行进间初始对准抗干扰能力差、自主测速设备难以获取位置信息的问题,提出一种基于位置更新的行进间惯性系对准算法,并分析位置误差影响。利用惯性凝固思想建立了行进间惯性系双矢量和多矢量对准模型,提出了一种行进间对准位置更新算法,即由自主测速设备获得的载体速度可解算出量测矢量,进而通过姿态变换和积分迭代可以得到地理位置信息,同时分析位置误差对惯性系对准的影响。通过实验验证,相比于惯性系双矢量对准,多矢量对准方法更加充分利用了量测矢量信息,抗干扰能力强;位置误差将引入行进间对准误差,采用位置更新算法能够得到更高的行进间对准精度,还可在初始对准结束时刻为后续导航提供位置信息。     

SUKF在导弹姿态估计中的应用

针对弹道导弹惯性星光复合制导系统(SINS/CNS)中的导弹姿态估计问题,设计了一种利用星光观测向量估计导弹姿态的SUKF滤波器。该滤波器中的导弹姿态运动学方程采用Rodrigues参数来描述,避免了利用四元数时的频繁正规化操作,利用四元数估计方法(QUEST)建立了Rodrigues参数测量方程,并给出了滤波器各参数的设计方法。通过将该算法应用到某弹道模型的仿真中,检验了该方法的有效性。     

基于星敏感器的最小二乘估计自主定轨方法

基于星敏感器的航天器自主定轨,不同于基于GPS和跟踪与数据中继卫星系统的自主定轨,它是采用星敏感器对背景恒星的观测资料进行定轨.使用第一类无奇点根数状态微分方程,利用星敏感嚣视场中的多个恒星以及底片坐标,计算视场中心天球坐标的最优估计值,从而建立条件方程,采用最小二乘估计快速确定航天器的轨道.这种方法可以彻底摆脱航天器定轨对地面测控设备的依赖,实现真正的自主定轨.该方法的实现大大降低了航天任务的成本,同时,可缓解地面测控资源的紧张和冲突问题.     

改进最小二乘算法在天文定位中的应用

运用数字天顶仪进行天文定位时，需采用最小二乘算法建立电荷耦合元件图像坐标系和天球切平面坐标系之间的映射关系。针对最小二乘算法只考虑了观测量中的误差，没有顾及系数矩阵中的误差和数据中可能存在的粗大误差问题，为了提高数字天顶仪进行天文定位时的解算精度，将最小二乘算法与总体最小二乘算法进行有效结合构成了混合最小二乘算法，该算法能够同时顾及坐标转换中系数矩阵和观测量中的误差。为了消除识别恒星数据中可能存在的粗大误差对天文解算的影响，对所提算法进行了稳健加权，并结合星等设置合理的权阵。数据分析的结果证明，稳健加权混合最小二乘算法在进行天文解算时具有较高的精度。     

面向空间目标监视的星图模拟器设计与实现

提出并实现了一种应用于光学空间目标监视地面仿真实验的目标模拟器系统。目标模拟器系统以高性能图形工作站和液晶显示器为硬件，通过软件方法，动态表现恒星、日、月、地球等自然天体对敏感器的光学特征，并通过建立球面光反射模型，模拟出自然环境中的空间目标航天器。系统可作为空间目标监视敏感器的地面仿真实验的目标模拟器，亦可以应用于星敏感器的地面实验。     

New celestial assisted INS initial alignment method for lunar explorer

In the future lunar exploration programs of China,soft landing,sampling and returning will be realized.For lunar explorers such as Rovers,Landers and Ascenders,the inertial navigation system(INS) will be used to obtain high-precision navigation information.INS propagates position,velocity and attitude by integration of sensed accelerations,so initial alignment is needed before INS can work properly.However,traditional ground-based initial alignment methods cannot work well on the lunar surface because of its low rotation rate(0.55%).For solving this problem, a new autonomous INS initial alignment method assisted by celestial observations is proposed,which uses star observations to help INS estimate its attitude,gyroscopes drifts and accelerometer biases.Simulations show that this new method can not only speed up alignment,but also improve the alignment accuracy.Furthermore, the impact factors such as initial conditions,accuracy of INS sensors,and accuracy of star sensor on alignment accuracy are analyzed in details,which provide guidance for the engineering applications of this method.This method could be a promising and attractive solution for lunar explorer’s initial alignment.     

星空背景的建模与仿真

提出了一种基于星表数据的建模和仿真方法，模拟在任意观测时刻、任意观测地点观测到的星空背景。利用依巴谷星表，首先经过一系列时间转换，将所提供的在星表历元时刻的恒星位置数据转换到当前指定时刻的位置数据；然后经过一系列空间坐标转换，将恒星视位置坐标统一转换到观测点坐标，得到恒星在指定时刻相对于观测者的视住置；最后利用星空背景建模的结果，绘制出了在不同观测时刻和不同观测地点所观测到的星空背景。     

地空导弹弹目视线指向预定角误差协方差分析

建立了地空导弹六自由度弹道方程,推导了弹体系弹目视线指向角误差,分析了不同雷达测量误差和导弹位置采用不同测量值的指向角误差协方差。结果表明,基于Kalman滤波的导弹位置融合可以减少捷联惯导初始对准误差引起的指向角误差,而直接采用惯导或雷达测量导弹位置,则初始对准误差的影响一直存在。