一种航天器天文自主定轨方法

提出用星敏感器和地平仪测量星光角距作为主要观测量,用地平仪直接测量得到地心方向矢量,用间接测得的地心距离作为补充观测量,并用推广卡尔曼滤波方法来实时确定航天器的轨道。文中对系统的构成、模型的建立、以及卡尔曼滤波的方法都作了认真的仿真研究,并获得了满意的结果。     

适于卫星自主定轨的SINS/GPS组合导航系统

SINS/GPS组合导航系统能够实现在高动态和强电干扰的环境下实时、高精度的导航定位,为卫星的自主定轨提供了一种切实可行的方法。通常的SINS/GPS组合导航算法都是在地理坐标系下建立的。针对卫星的特点,着重研究了基于地心惯性坐标系,位置、速度组合模式的SINS/GPS组合导航算法,建立了该坐标系下组合导航系统的状态方程和量测方程,并进行了相关数学仿真验证。仿真结果表明,该SINS/GPS组合导航系统能较准确地给出卫星的位置、速度信息,适于卫星的自主定轨。     

基于自适应卡尔曼滤波的简化地磁定轨

地磁定轨对追求低成本、高功能密度比的微小卫星具有较重要的价值,但是目前地磁定轨尚存在计算量大、易受各类误差影响导致精度过低等不足。在分析轨道动力学方程误差量级的基础上,建立了简化的状态转移矩阵,根据地磁模型分析了地磁强度随着阶次变高,梯度显著变小的特点,提出了高阶截断的简化地磁测量方程;将复杂的磁强计测量误差近似建模成随机游走形式,用多项式对磁强计误差估计值进行实时拟合去噪,并辨识出磁强计误差的变化特征作为自适应卡尔曼滤波器的调节依据,提高了弱可观测地磁定轨的性能。数学仿真证明了简化地磁定轨模型的有效性,自适应滤波器能够更精确地实现定轨计算,定位精度约为6 km,测速精度约为4 m/s。     

基于地平仪两轴姿态测量的卫星自主相对导航

针对近圆轨道编队卫星,提出了一种仅需要地平仪两轴姿态测量的卫星自主相对导航滤波方法,利用星间相对测量与偏航姿态运动的弱相关性,解决了欠偏航量测下的相对位置估计以及三轴姿态确定问题。可观性分析证明了该方法的可行性及对编队构型参数的适应性。大量仿真表明,对于绕飞和伴飞构型,该方法均收敛,性能特性与理论分析一致。针对当前典型的地平仪与星间测量能力,相对位置滤波精度均优于2 m(3σ),绕飞构型偏航姿态精度优于1.0°(3σ),伴飞构型偏航姿态精度优于0.5°(3σ),是对中等精度编队卫星配置简化的有益探索。     

基于卫星跟踪和星敏感器的地月L2点星座自主导航（英文）

近年来在地月L2点构建自主导航星座用于深空探测已经成为研究热点。针对摄动引起的未知模型误差和量测异常造成单独使用卫星跟踪定轨性能较差的问题,提出了一种基于卫星跟踪和星敏感器组合的导航方案。在方案中融合了星间跟踪的距离、多普勒频移信息以及星敏感器测量的星座卫星与月球之间的角度信息,设计了一个联邦自适应平方根容积卡尔曼滤波器,利用自适应尺度矩阵对测量协方差进行改进,提高了异常测量下的定轨精度和鲁棒性。仿真结果表明,在异常测量下所提出的导航滤波方法的位置误差和速度误差,相比传统的联邦平方根容积卡尔曼滤波分别降低了68.85%和44.17%。     

基于北斗卫星导航技术的惯性导航系统误差估计方法

导航定位精度的提升可以提高舰艇的航行机动能力。INS是舰艇航行时可以依赖的主要自主式导航装备，原理上存在的长时间积累误差决定了必须寻找有效手段加以补偿。通过对INS误差可观测性分析，可以看出增加不同种类的外部导航信息观测量，将有效提高INS误差修正能力。围绕这一问题，对基于北斗导航定位信息的惯性导航修正效果进行了分析，仿真说明该方法可以较好提高INS性能。     

北斗二代导航信号抗多径性能分析与仿真

针对北斗二代导航信号抗多径性能的分析需求,推导了基于相干超前减滞后延迟锁定环的码跟踪多径误差评估方法,运用该方法分析了北斗二代导航信号的抗多径性能,仿真表明在多径直达信号幅度比为-6 dB,相关间距为24 ns,信号带宽为24 MHz时,北斗二代导航信号都能区分大于300 m的多径延迟。以MBOC信号为例对不同的多径直达信号幅度比、相关器间距、信号接收带宽、信号组成时导航信号的多径性能进行了仿真。结果表明:在多径直达信号幅度比一定时,提升信号的高频分量,在接收端采用窄相关技术和宽的接收带宽可将北斗二代导航信号的多径误差限制在4 m以内,且衰减速度更快,从而改善信号的抗多径性能。     

基于记忆衰减滤波的X射线脉冲星自主导航

针对扩展Kalman滤波(Extend Kalman Filter, EKF)在处理X射线脉冲星的自主导航定轨问题上易发散的问题,本文提出了基于记忆衰减滤波的抑制发散自主导航算法。在研究了自主导航滤波中误差变化的特征的基础上,从原理上分析了预报误差随迭代次数增加而增大的原因。针对EKF存在的这一缺陷,本文应用记忆衰减滤波控制误差发散,推迟了误差发散的时间并减小了发散的幅值,使得滤波结果稳定于更精确的结果。本文的结论均通过数值计算的方法验证     

一种基于加速度计和天文的卫星自主导航新方法

直接敏感地平是一种典型自主天文导航方法,该方法简单可靠,易于实现,但是由于常用卫星轨道动力学J2模型精度有限,地球敏感器精度较低,因此导航精度不高。加速度计是测量运载体线加速度的常用惯性导航设备,当航天器在轨运行时,星载加速度计能够测量航天器所受发散力。结合上述两种方法的特点,提出一种将加速度计和天文相结合的自主天文导航新方法。在常用卫星轨道动力学模型基础上,引入大气阻力和太阳光压系数模型作为自主导航系统状态方程的一部分,并建立近地空间环境下星载加速度计的测量模型,将其与直接敏感地平均作为导航系统观测方程。设计基于信息融合的自主导航滤波方法,通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析,结果表明所设计方法提高了系统定位精度62.8%和速度精度63.9%,增强了系统可靠性。     

一种天文/加速度计的HEO卫星自主导航新方法

直接敏感地平是一种典型自主天文导航方法,该方法简单可靠,易于实现,但是由于常用卫星轨道动力学J2模型精度有限,地球敏感器精度较低,因此导航精度不高。加速度计是测量运载体线加速度的常用惯性导航设备,当卫星在轨运行时,星载加速度计能够测量航天器所受发散力。结合这两种方法的特点,提出一种将加速度计和天文相结合的自主天文导航新方法。在常用卫星轨道J2模型基础上,引入大气阻力和太阳光压系数模型作为自主导航系统状态方程的一部分,并建立近地空间环境下星载加速度计的测量模型,将其与直接敏感地平均作为导航系统观测方程。设计基于信息融合的自主导航滤波方法,通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析,结果表明所设计方法提高了系统定位精度74.8%和速度精度86.2%,增强了系统可靠性。     

大椭圆轨道卫星天文/雷达高度计组合导航方法

为了实现大椭圆轨道卫星在整个轨道上的自主导航,提出了一种天文导航与雷达高度计测高相结合的组合导航方法。由于大椭圆轨道卫星在近地点动力学特性变化剧烈,单纯的以星光仰角为观测量的天文导航方法精度严重下降。雷达高度计能够直接获得高度测量,但是受其体积和功率的限制,测量范围仅为1000 km以下的高度。考虑到两种方法的特点,采用两种方法的组合导航方案,利用UKF滤波方法进行导航估计。当卫星进入近地点附近,其高度小于1000 km时,在天文导航中引入雷达高度计测量实现精确导航;当卫星在远地点时,则仅采用天文导航方法。仿真结果表明,所提出的组合导航方案,能够充分结合两种导航方法的特点,实现大椭圆轨道卫星自主、连续的导航信息输出,其导航精度较单纯的天文导航方法提高约68.9%。     

大型低轨星座自适应绝对站位保持法

针对大型低轨星座的长期维持控制,提出了一种自适应绝对站位保持法。利用卫星受大气阻力影响引起平半长轴衰减进而使得相位产生漂移的原理,推导了半长轴维持控制量计算公式,给出了星上自主计算维持控制量的流程。利用该算法分析了不同面质比卫星在太阳活动低年和高年的维持控制规律,结果表明使用该算法能够有效使卫星相位保持在维持区间。使用两行轨道根数分析了星链卫星的维持控制规律,采用该算法对其维持情况做出了改进,有效降低了维持控制次数。     

基于人体多方位运动的三维自主导航定位算法

基于MEMS传感器的行人导航通常利用行人航迹推算算法解算出人体位置的坐标对行人定位。传统行人航迹推算算法只能用于单一前进行走运动模式,不适用于人体实际的多方位运动模式。因此,提出了一种多方位运动三维自主导航定位算法,利用三轴加速度计数据对行人进行步态检测和步长估计,在分析了加速度计单轴数据的基础上,讨论了4类运动模式的识别方法,推导出适用于人体多方位运动模式的航迹推算公式。在智能手机平台上进行测试验证,实验结果表明,所提出的多方位运动模式自主导航定位算法在人体实际运动中,定位误差小于3.2%,很大程度上提高了导航精度。     

地球静止轨道远程交会过程导航性能评估

远程交会是静止轨道共位卫星自主定点置入的关键途径。针对远程交会过程中大距离跨度下相对运动模型的误差信号特性,理论推导了误差的传递机理,给出了相对导航EKF算法期望及噪声特性的定量分析模型。研究表明,确定距离区间存在最优过程噪声量级及其对应的最优滤波性能,且滤波误差与交会距离正相关,可作为全局最优滤波器的定量设计依据,解决了静止轨道远程交会过程EKF导航算法性能的量化评估问题。仿真表明,分析结论正确,相对速度滤波误差全程优于0.005 m/s(1σ),满足交会任务需求。     

基于鲁棒滤波的无人机着陆相对导航方法

针对无人机在移动平台上进行起降时的相对导航问题,提出了一种基于鲁棒高阶容积滤波的惯导/视觉相对导航方法。建立了相对导航系统模型,基于无人机与移动平台之间的相对运动给出了系统的相对惯导方程,并针对系统中传感器的量测特性给出了导航敏感器的测量方程。针对相对导航系统非线性较强且量测噪声不符合高斯分布等问题,在高阶容积滤波的基础上,结合Huber-based量测更新方程,设计了鲁棒高阶容积滤波相对导航滤波器,该方法具有较高的估计精度,且对混合高斯噪声有鲁棒性。相对姿态采用四元数表示,为保证四元数的归一化,在设计相对导航滤波器时采用修正的罗德里格斯参数表示姿态误差。仿真结果表明,该方法可以准确地给出无人机与移动平台之间的相对位置、速度和姿态信息,且估计精度高于扩展卡尔曼滤波、Huber-Based滤波以及高阶容积卡尔曼滤波。     

静电陀螺监控器对航天器定轨精度影响分析

航天测量船与陆基测控站在对航天器进行轨道跟踪测量中存在很大区别,陆基测控站是定点测控,定轨精度完全取决于无线电设备自身精度,而测量船是海基动态测控,定轨精度除受无线电设备自身精度影响,更大程度上受制于惯性导航系统(INS)提供的船姿船位(航向、船摇、位置)数据精度。测量船为提高船姿船位数据精度,使用了静电陀螺监控器(ESGM)与惯性导航设备(INS)、全球卫星导航系统(GNSS)相结合的组合导航系统。结合INS/ESGM/GNSS工作原理和测量船航天器定轨中船姿船位数据源的选择,将船姿船位数据精度对测量船定轨精度的影响进行了仿真,并通过无线电设备实测数据的事后数据处理对仿真结果进行了验证。研究结果表明,ESGM能够在很大程度上提高测量船航天器的定轨精度。     

基于平方根UKF滤波的轨道机动飞行器自主导航方法

在利用SINS／GPS对轨道机动飞行器进行自主导航的过程中,为提高轨导航精度,将惯导工具误差作为状态变量进行估计,同时考虑了杆臂偏差对导航精度的影响,将GPS卫星的星历误差、对流层误差视为一阶马尔科夫过程,用Allan方差的方法建立了GPS接收机的误差模型。为保证滤波过程中协方差阵的正定性,提高计算精度和速度,应用平方根UKF滤波方法进行轨道机动飞行器自主导航,仿真结果验证了所给出方法的可行性和有效性。     

舰船惯性导航系统海上无阻尼状态的校准

为满足装备高机动舰船的惯性导航系统海上重调的需求,设计了一种无阻尼状态下的校准方案,以保证惯性导航系统的续航导航精度。设计中采用卡尔曼滤波器估计系统误差和陀螺漂移,并利用残差检验方法进行故障检测与隔离。仿真分析和系统试验结果表明：无论载体在静态还是动态机动情况下,采用该方案进行校正后的系统精度都明显提高。该方案具有：滤波估计过程在无阻尼状态下进行,不受舰船运动状态的限制;分别估计陀螺常值漂移和随机漂移,隔离随机漂移对常值漂移量测的影响,精确补偿系统误差和陀螺常值漂移;以及在外参考信息源有误差干扰情况下仍能获得理想的校正效果等特点,具有重要的应用价值。     

基于蜂窝网格粒子滤波的行人导航航向估计方法

为了提高低成本行人惯性导航系统的实时导航精度,针对行人惯性导航系统航向角发散问题,提出一种适用于实时行人导航系统的蜂窝网格粒子滤波算法(CSPF,cellular structure particle filter)。该方法将二维平面划分为紧密相连的蜂窝六边形区域,记录行人运动的历史轨迹信息,采用粒子滤波方法对航向误差补偿量进行估计。蜂窝网格粒子滤波算法在行人惯性导航系统的实验结果表明,引入了蜂窝网格粒子滤波的行人惯性导航方法与常规方法相比能有效改善实时行人惯性导航精度。在二维行走实验中,水平位置误差百分比由5.3%改进到1.7%;三维行走实验中,水平误差百分比由4.2%改进到2.9%。