基于脉冲星和太阳敏感器的日地系Halo轨道组合导航研究

为提高平动点轨道探测器的自主导航能力,提出一种利用X射线脉冲星和太阳敏感器的导航算法. 利用X射线脉冲星导航理论,用X射线探测器测量X射线脉冲到达时间,同时利用太阳敏感器测量太阳视线方向矢量,建立导航系统观测方程. 在高精度星历模型下,对日地系Halo轨道建立数学模型,利用二级微分修正方法获取地球质心惯性系下的标称轨道,利用基于UD分解的联邦Unscented卡尔曼滤波方法进行状态估计,并研究了摄动因素对导航结果的影响. 仿真结果表明,该方法能够完成日地系平动点轨道的自主导航,并且比X射线脉冲星单独导航具有更高的导航精度.      

轨道机动航天器SINS/GPS自主组合导航算法

为了实现空间机动目标的自主导航,提出了一种基于地心惯性坐标系的轨道机动航天器SINS/GPS自主组合导航算法.首先分析了轨道机动航天器的特点,选取地心惯性坐标系作为导航坐标系.然后建立了导航滤波器的状态方程以及量测方程,其中考虑了SINS系统平台失准角、加速度计误差、陀螺仪误差和加速度计的安装位置和航天器质心之间偏差的影响.最后进行了相关的数学仿真验证,仿真结果表明,该算法可以较准确地给出位置和速度导航信息.     

双体小行星探测协同光学导航方法研究

双体小行星探测已成为当前深空探测的重要领域,提高双体小行星探测器的导航精度是该领域的研究重点之一.本文以球体-椭球体的双体小行星模型为背景,设计了一种基于双探测器对双体小行星光学观测信息和星间测量信息的自主协同导航方案.考虑到从星相对于主星的位置不确知会影响探测器的导航精度,本文设计了对从星状态进行扩展估计的导航滤波器.特别地,通过分析导航系统的可观测度和轨迹约束,本文重点研究了导航观测几何构型并优化导航信息,实现探测器和双体小行星的最优构型配置,从而使探测器沿优化轨迹飞行时导航性能最优,最后通过仿真分析并验证探测器沿优化轨迹飞行时的导航性能.以上研究方法和仿真结果可为我国未来小行星探测提供参考和支持.     

角度约束辅助测量的深空探测器自主天文测角导航方法

高精度的天文量测信息是满足深空探测器高精度自主天文测角导航的必要条件.天文测角量测信息多种多样,之间具有几何约束关系,测量误差具有不同特性且符合相应的约束条件.本文提出了一种基于角度约束辅助测量的深空探测器自主天文测角导航方法,该方法以深空探测器轨道动力学模型作为状态模型,以火星、火卫一和火卫二与探测器之间的方位角作为量测量建立量测模型,并对量测量进行角度约束建模,然后利用遗传算法-序列二次规划混合非线性规划方法对角度约束模型进行非线性规划,由于系统模型均为非线性模型,因此本文利用容积卡尔曼滤波对系统状态进行估计,减小随机误差,并分析了天文测角的量测精度对导航精度的影响.仿真结果表明,本文所提方法可有效抑制多源随机量测误差,实现深空探测器高精度自主导航.     

基于单探测器的低轨航天器X射线脉冲星导航算法

近年来脉冲星自主导航技术飞速发展,即将在低轨道(LEO)航天器开展验证。为了适应低轨航天器载荷轻量化、小型化的需求,研究了基于单探测器的X射线脉冲星导航扩展卡尔曼滤波算法,并针对单脉冲星导航和轮流观测多脉冲星导航两种方案,分别进行了算法仿真。仿真结果表明,仅观测单脉冲星无法实现长期自主导航,但能够将轨道预报误差降低25.9%,提高短期自主导航精度。而单探测器轮流观测多脉冲星可实现长期自主导航,其导航误差达到514 m,与多探测器同时观测多脉冲星传统算法相当。     

一种新的捷联惯导系统动基座对准中的可观测性分析法

以惯性坐标系为导航坐标系,建立了捷联惯性导航系统动基座对准的误差模型.利用分段定常系统可观测性分析方法对系统动基座对准时的可观测性进行了全面分析,定性地得出了载体不同运动对系统可观测性的影响.分析结果表明,在动基座对准过程中,不同于传统的以地理坐标系为导航坐标系,惯性坐标系具有简化分析过程、利于定轨等优点,且无论载体是线运动还是角运动,在一定条件下都能提高系统的可观测性,进而提高卡尔曼滤波器的估计精度和速度.在以惯性坐标系为导航坐标系的捷联惯性导航系统动基座对准过程中,采用卡尔曼滤波方法,基于具体试验数据,对失准角进行了估计,给出了仿真曲线,验证了分析结论.     

小天体探测序列图像自主相对导航系统可观测性分析

小天体探测对探索宇宙起源、解决地球资源问题具有重要意义,研发小天体探测器及实施小天体探测已成为各国未来发展的重点.受地面测控网指令时延的影响,小天体探测器需自主获取小天体的位置、速度信息,即具备自主相对导航的能力,基于序列图像的自主相对导航系统不仅可提供包含小天体运动信息的角度观测量,还具有低成本、低功耗的优点,是一种理想的小天体探测自主相对导航方法,是目前研究的热点.可观测性分析可评估导航系统的观测能力是研究导航系统的基础.本文针对小天体探测序列图像自主相对导航系统非线性带来的可观测性分析问题,基于微分几何理论,推导了系统0至2阶李导数,建立了系统可观测性矩阵,基于秩判据分析了典型小天体探测轨道流形下序列图像自主相对导航系统的局部弱可观测性.分析结果表明,仅依靠序列图像小天体探测器可完备估计小天体运动状态.此外,本文提出了序列图像自主相对导航系统的可观测度量化方法,并分析了相对轨道流形变化对可观测度的影响,相关结论可指导小天体探测器轨道设计,具有一定的工程实用价值.     

基于天文测角测速组合的小行星探测器自主导航方法

自主导航是保障深空探测任务顺利实施的关键技术之一,本文针对小行星探测器在实际工程任务中对天文自主导航能力的需求,提出了天文光谱测速结合天文图像测角的组合自主导航方法,实现小行星探测器连续自主、实时高精度导航.以主带小行星谷神星探测任务为背景,分析了本文所提出的组合导航方法的可观测性,并基于UKF算法,给出了组合导航系统仿真分析.仿真结果表明,组合导航系统的可观测性更好,对比传统的地面无线电导航或者测角导航方法,导航结果精度更高、实时性更优,可为小行星探测器变轨修正等提供准确的导航信息.本文所给出的组合导航方法有效可靠、工程实现简单,为我国小行星探测工程任务及后续深空重大任务的实施提供参考.     

月球背面探测器跟踪的4程多普勒技术

飞行或着陆于月球背面的探测器,无法从地面直接观测,必须利用更高轨道的探测器中继才能进行跟踪.作为月球背面探测器的一种有效的跟踪手段,本文以SELENE为例,系统性地给出了4程多普勒观测系统的组成、数据处理和应用方法、定轨和重力场解算结果,并分析了天线相位特性和自旋对4程多普勒测量精度的影响及改正方法.这些内容对月球背面探测器的跟踪、测控和数传系统的研发和应用提供了参考实例.     

基于SINS/星敏感器的组合导航模式

针对利用捷联惯导系统导航的不足,提出了一种基于捷联惯导系统/星敏感器的新组合导航模式,来提高飞行器导航的精度和速度.利用星敏感器得到恒星星光矢量在星敏感器CCD光敏面上的星像点及其在导航星库中对应的坐标值,然后分别进行坐标变换得到星光矢量在数学平台坐标系和地理坐标系中的坐标角度值.以Kalman滤波为基础,将所得到的星光坐标角度值和姿态角速度进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的位置、速度和姿态角参数.详细推导了SINS/星光的组合导航算法,并通过仿真证实了该方案可提高导航系统的精度和速度,有较好的容错性和环境适应性,具有实际使用价值.     

基于简化差分插值滤波的编队卫星相对导航

将一种基于Stirling内插公式的非线性差分插值滤波(Divided Difference Filter-DDF)算法的简化形式(Simplified Divided Difference Filter-SDDF)应用到编队卫星相对导航中.该算法通过对非线性系统方程进行多项式展开并取有限差分插值项进行近似.数值仿真结果表明:该算法相对于EKF(Extended Kalman Filter)算法有明显的优势,有较高的滤波精度、更快的收敛速度和较好的稳定性,其中相对位置估计相比EKF提高79%、相对速度提高52%,对编队卫星相对导航具有一定应用价值.     

基于无迹卡尔曼滤波的月球车惯性/天文组合导航算法研究

月球车导航传统方法主要是采用kalman滤波方法,需要对系统方程和观测方程的线性化,因此会引入的线性化误差的问题, 本文针对做出适当的改进。本文采用UKF方法作为误差状态量的最优估计方法,并以太阳敏感器观测得到的太阳高度角和太阳方位角以及测速仪的东向北向速度作为联合观测信息,将SINS和CNS所测得的月球车相关姿态和位置信息进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,从而对惯导系统的状态量进行校正,达到提高组合导航系统的导航定位精度和稳定性,减小线性化误差的目的。仿真实验证明,本文算法具有很好的位置、速度和姿态估计精度,有效的降低了线性化误差。     

基于XPNAV和SINS的容错组合导航系统

提出一种基于脉冲星导航和捷联惯导的容错组合导航系统.捷联惯导具有自主性和不间断性的优点,可弥补脉冲星导航滤波周期较长的缺陷;脉冲星导航的长期稳定度好,可抑制捷联惯导的误差随时间发散.该系统根据轨道动力学模型和SINS估计航天器的状态,利用脉冲星导航的观测量分别修正估计误差,通过相位残差检测天体遮挡等因素引起的故障,利用联邦扩展卡尔曼滤波融合导航信息.仿真实验结果表明:同脉冲星导航方法相比,该方法具有更高的精度和更短的滤波周期,且不受天体遮挡的影响.     

航天器抗攻击规避方法研究

首先基于相对轨道要素建立了满足一定精度要求的两飞行器相对运动动力学模型.考虑主要摄动因素以及航天器、未知目标的运动关系.利用航天器上微波雷达等设备测量航天器与未知目标之间的相对距离、高低角和方位角,以及相应的变化率.据此可以计算出被测量目标的相对位置和相对速度,进而计算航天器与未知目标之间的相对轨道要素.实现相对导航.当未知目标轨迹被识别后.根据预警策略判断未知目标是敌意的、非敌意的,并且判定航天器需要规避或暂时不需要规避.并且本文基于相对轨道要素提出了规避轨道机动策略,航天器可以远离未知目标.伴随未知目标飞行,跟随未知目标飞行.机动回到初始飞行轨道.等等.最后.利用Simulink对航天器相对轨道运动、轨道规避预警方案、自主相对导航方案、轨道规避控制策略进行了建模.选取了典型的未知目标攻击和航天器规避算例,从仿真结果可以看出,本文所述规避方法是可行性的.     

针对射频相对测量敏感器的快速标定方法

在卫星编队飞行系统中,射频（radio frequency,RF）相对测量敏感器能够完成两颗卫星的相对位置和姿态的测量,为了验证其测量精度,提出了一种基于激光跟踪仪的快速标定方法.在标定过程中,针对拟合坐标原点和坐标轴产生误差较大的问题,提出了一种基于最小二乘拟合球体和圆的方法,分别确定坐标系的原点和坐标轴;利用坐标系间的固有关系设计了相对坐标系的快速转换方法.在飞行器模拟平台进行验证,实验结果表明,拟合坐标系原点均方根误差为0.120 764 mm,拟合坐标轴轴向的均方根误差为0.157 138 mm,坐标系转换误差的范围为0.30~0.75 mm,能够满足敏感器毫米级定位精度的标定要求.      

MINS/GPS组合导航系统设计与实验

设计了一套MINS/GPS组合导航系统实验样机,可实时输出导航位置、速度和姿态信息。以GPS接收机的秒同步脉冲(PPS)与串口通信协议尾字节作为对齐标志,完成MINS与GPS时间同步;利用GPS的速度信息进行车载实验初始方位角对准,并利用横向约束条件标定惯导与车体间的方位安装误差角;设计了基于虚拟噪声的现场最优标定方法。以上措施均有效提高了系统的精度和可靠性。车载实验结果表明,无GPS辅助时,纯惯性导航在120s时刻满足短时间惯性导航精度要求;组合导航定位精度在30min内与GPS相当。     

MINS/GPS组合导航系统设计与实验

设计了一套MINS/GPS组合导航系统实验样机,可实时输出导航位置、速度和姿态信息。以GPS接收机的秒同步脉冲(PPS)与串口通信协议尾字节作为对齐标志,完成MINS与GPS时间同步;利用GPS的速度信息进行车载实验初始方位角对准,并利用横向约束条件标定惯导与车体间的方位安装误差角;设计了基于虚拟噪声的现场最优标定方法。以上措施均有效提高了系统的精度和可靠性。车载实验结果表明:无GPS辅助时,纯惯性导航在120 s时刻满足短时间惯性导航精度要求;组合导航定位精度在30min内与GPS相当。     

陆地车辆GNSS/MEMS惯性组合导航机体系约束算法研究

针对陆地车辆导航应用,基于速度特性建立了机体系约束用以提高卫星导航系统(GNSS)/微硅机械(MEMS)惯性组合导航系统的性能. 该约束将与车体运动方向相垂直的平面上的线速度近似为0,从而增加了组合系统的扩展卡尔曼滤波时间上连续的两维虚拟观测量,卫星信号失效时可保持滤波器的量测更新,当无外部观测量且车辆处于动态情况下,滤波可持续估计与反馈. 车载实验表明,组合系统在卫星信号失效30 s时,采用该算法可以将系统的定位精度提高约75%,姿态精度及速度精度也有相应的提高.      

惯性/重力匹配组合导航系统可观测性研究

惯性/重力匹配组合导航系统的导航精度与重力场有很大关系.论文从局部可观测性出发,分析了重力场对该组合导航系统定位精度的影响,认为惯性/重力匹配组合导航系统的位置是局部可观测的,且定位精度受重力场的诸多综合因素的影响.