面向星敏感器的星模式识别算法

介绍了到目前为止出现的所有面向星敏感器的星模式识别算法,它们是概率统计算法、三角形算法、匹配组算法、网格算法、奇异值分解算法、神经网络算法和遗传算法,并分两组比较了它们的性能,给出了具有指导意义的结论。     

一种适用于星敏感器的大角速度下星跟踪算法

传统的星敏感器预报方法是利用当前四元数和陀螺输出角速度来预测下帧姿态四元数,再通过预测的四元数计算视场内恒星的理想星像坐标,最后在这些理想坐标为中心的范围内来获取实际的星像坐标。但是,由于陀螺漂移的存在,随着时间的增加,预测的理想坐标与实际坐标偏差越来越大,获取实际星像坐标扫描的区域越来越大,星敏感器的数据更新率也随之降低。为此,本文提出了一种适用于星敏感器的大角速度下星跟踪算法。首先根据连续两帧的姿态偏差计算星敏感器的角速度,利用角速度来计算星敏感器当前时刻与最近上一帧的姿态偏差。然后以该姿态偏差来预报当前时刻的星敏感器姿态输出,这样不仅提高了数据更新率,而且满足飞行器在大角速度机动时单纯采用星敏感器进行姿态测控的要求。最后,采用2010年外场试验实际观星数据对该算法进行了仿真验证。     

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。     

一种星敏感器杂散光规避方法

星敏感器应用于弹道导弹、卫星等近地空间的航天器上时易受到太阳光和月亮光等杂散光的干扰,使星图的信噪比大大降低,甚至淹没星点。针对上述问题,提出了一种星敏感器杂散光规避方法。首先,以地心赤道惯性坐标系为参考坐标系,分析给出了太阳光、月亮光和地气光这三种主要的杂散光进入星敏感器视场的条件;然后,推导了能够同时规避三种杂散光的星敏感器光轴参考指向;最后,梳理提出了一种快速有效的星敏感器杂散光规避方法。利用STK软件进行仿真实验的结果表明,在卫星运行期间,根据所提方法给出的星敏感器光轴指向规避太阳光、月亮光和地气光的成功率为100%,所提方法的有效性得到了验证。     

一种用于无人机姿态测量的红外地平仪算法改进

针对现有算法存在的飞行前必须进行环境参数标定,无法抑制飞行过程中环境参数漂移的缺陷,提出了一种无人机红外地平仪姿态解算的改进方法。该算法简化了传感器模型,使得姿态解算方程消去了环境参数,实现了无需在飞行前进行环境参数标定,简化了使用流程,并克服了飞行过程中环境参数漂移对姿态解算精度的影响,还避免了现有方法中需切换解算方程导致的误差跳跃。地面实验证实了改进方法相对现有方法的改进,验证了改进模型的准确性。机载飞行实验结果表明,在实际飞行中姿态角测量精度得到提高,误差连续平滑;滚转角度与俯仰角度的均方根误差由原有的4.4°和2.8°,降低至1.9°和1.8°。利用基于该算法的红外地平仪使固定翼无人机实现了自主飞行。     

多探头星敏感器星图融合姿态确定精度

针对多探头星敏感器星图融合姿态确定精度问题做了研究。首先提出多探头星敏感器星图融合方法;其次在此基础上以三个探头为例,推导了三探头星敏感器星图融合姿态确定误差协方差矩阵公式;然后利用协方差椭球对该协方差矩阵的性质做了详细分析,明确了探头间构型、星图融合参考系选择以及各探头星点选取等因素对星图融合姿态确定精度的影响关系;仿真结果表明,最优构型的多探头星敏感器通过星图融合可输出同精度的三轴姿态,并且光轴精度较单探头星敏感器提升了30%。研究成果对多探头星敏感器的工程研制具有理论指导意义。     

基于北斗导航卫星信号的低轨卫星自主定轨（英文）

利用北斗卫星导航信号对低轨卫星自主定轨进行了研究。首先对卫星轨道动力学方程进行了推导,建立一个考虑地球J2摄动下的卫星动力学模型,并利用4阶龙格-库塔数值积分法进行轨道传播。选用北斗卫星导航信号的伪距和伪距率作为定轨的测量方程。然后,对北斗卫星可见星的个数进行了分析。最后,采用SRUKF算法对低轨CHAMP卫星轨道状态进行估计,并通过STK8.1生成仿真数据对SRUKF、UKF和EKF算法的跟踪性能进行对比分析。仿真结果表明,在跟踪过程中最少能接收到18颗北斗卫星信号,能够满足定轨要求。在相同条件下,SRUKF算法的跟踪精度优于UKF、EKF算法,SRUKF算法能减少89%的位置误差和90%的速度误差。     

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。     

近地小行星极短弧定轨的进化算法研究

近地小行星的巡天项目不断涌现, 得到了海量的观测数据.而巡天观测方式使获得的数据弧段过短, 传统方法在定轨和识别上存在极大困难,加之短弧定轨问题本身的病态性,如何有效利用这些短弧数据对于发现、监测和评估小行星的威胁具有重要意义.在进化算法下构建极短弧定轨的计算框架, 选用三变量的$(a,e,M)$优选法,保持维数较低的同时, 使优化结果不再依赖观测量.采用参数较少、操作简便的差分进化算法,利用不同偏心率小行星的轨道模拟数据进行试验,对获得的最优解及其分布聚集区域进行分析, 大偏心率轨道由于其本身的复杂性,会对算法搜索的灵敏度产生影响, 需缩小搜索空间以提高搜索能力.结果表明算法在小偏心率问题中表现较好,可以得到有效结果为后续工作提供参考信息, 大偏心率问题在传统方法失效的情况下,虽然最优解在整体分布中并不明显, 但分布仍包含真实解,可结合分布密度和适值大小进行分析. 未来需要对大偏心率问题作进一步研究,考虑其观测位置和观测时刻对算法产生的影响, 分类计算.      

基于星敏感器的星载惯性基准误差的实时估计与补偿

本文对利用星敏感器修正星载惯性基准误差的方案进行了分析并给出了仿真结果。星敏感器能够提供姿态误差观测值,以卡尔曼滤波为基础,利用这些观测值可以在线估计并补偿陀螺仪的漂移误差,从而达到保证惯性基准精度的目的。     

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%。     

一种小卫星高精度自主定轨/定姿一体化新方法

基于传统小卫星对轨道和姿态参数确定采用分别计算的复杂模式,提出了一种利用地磁场和天文信息同时确定卫星轨道和姿态参数的新方法。首先通过分析小卫星轨道动力学J2模型和卫星姿态动力学模型,建立系统状态方程。其次将三轴磁强计与地磁场模型参考值的矢量作差,分析微分差值与状态变量的数学关系,建立定位/定姿观测方程。利用星敏感器提供的高精度姿态信息,建立定姿观测方程,同时利用星敏感器间接敏感地平观测折射恒星,建立定位观测方程。最后提出基于信息融合的先进滤波算法,并通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析,论证所设计一体化方法提高了系统定轨/定姿的精度和可靠性。     

基于半球谐振陀螺与星敏感器的星载姿态测量系统实现

为满足长寿命卫星对高精度、高可靠、低功耗、轻重量的姿态测量系统的需求,构建了一种基于半球谐振陀螺与星敏感器的星载姿态测量系统。针对国产半球谐振陀螺和加速度计结构特点,建立了惯性器件配置结构,完成了系统的相关标定,开发了以四元数为基础的姿态算法,利用卡尔曼滤波技术,将惯性姿态测量系统与星敏感器进行组合,实现了工程样机设计。测试表明,在实验室环境下,静态姿态精度达到13.9″(峰值),动态姿态精度达到15.4″(峰值),所研制的工程样机的精度指标能够满足高精度卫星的使用要求。     

星敏感器辅助的临近空间飞行器姿态匹配传递对准方法

为解决临近空间飞行器的精确、快速传递对准问题,提出了发射点惯性坐标系下基于星敏感器信息辅助的传递对准方案。根据星敏感器输出的不同形式的姿态信息,如利用TRIAD算法获得的姿态角信息或利用QUEST算法获得的姿态四元数信息,分别建立了基于平台失准角和基于加性四元数的非线性传递对准模型。针对非线性特性模型,采用UKF滤波算法进行了数学仿真。仿真结果表明,在2 s内,两种方案的姿态角误差均可以收敛到20"。仿真验证了两种算法的有效性,为临近空间飞行器的传递对准提供了参考。     

在飞航导弹中用星敏感器修正捷联惯导陀螺漂移

星敏感器是一种高精度的姿态测量装置。研究了星敏感器和陀螺的特点,对星敏感器工作原理和修正陀螺漂移技术进行了原理分析。在不利用外界提供的姿态和位置信息的情况下,采用卡尔曼滤波的信息融合算法,建立组合导航系统的状态方程和量测方程,利用星敏感器输出的载体相对于惯性空间的姿态信息来修正捷联惯导的陀螺漂移。设计飞航导弹的典型飞行轨迹,通过数学仿真,对上述算法的有效性进行了验证,结果表明星敏感器能够有效地补偿捷联惯导由于陀螺漂移带来的误差,明显提高了导航定位精度。     

火箭上面级星敏感器/陀螺组合定姿实时仿真系统

针对运载火箭上面级惯性导航设备提供的姿态信息随时间累积而误差逐渐增大的问题,提出了基于扩展卡尔曼滤波的星敏感器/陀螺组合姿态确定算法,并为加快工程样机研制设计了基于Matlab/dSPACE平台的实时仿真系统。基于地心第二轨道坐标系和上面级体坐标系,给出了姿态角定义,推导了姿态转换矩阵。通过分析组合定姿方案和姿态状态估计方法,设计了基于误差四元数的滤波器;为减少算法的计算量,采用了离线计算次优增益矩阵的方法。进行了星敏感器在回路中的半实物仿真。仿真结果表明组合定姿精度优于50″,且能够准确估计陀螺常值漂移。该算法精度高,速度快,实时仿真系统具有很好的参考和应用价值。     

一种双星敏感器联合确定船体姿态方法

单星敏感器横滚测量精度偏低会影响航向测量精度,采用双星敏感器联合的方法可以有效提高船姿精度,其中关键是蒙气差修正和联合姿态确定方法。目前蒙气差修正一般采用基于恒星观测矢量的修正方法,联合姿态确定方式一般采用基于双视轴指向联合的方法。以上在蒙气差中需要引入初始船体姿态,而且修正迭代解算过程复杂,再者单星敏感器需要识别4颗以上恒星才能获得视轴指向,如果其中一个无法获得视轴指向,双星敏感器无法解算船体姿态。针对上述情况,提出了一种新的双星敏感器联合确定船体姿态的方法,包括基于恒星参考矢量的蒙气差修正方法和基于恒星观测矢量的联合姿态确定方法。基于该方法蒙气差修正不再需要初始船姿,而且在理论上只需双星敏感器各自至少有1颗可识别恒星,即可完成船体姿态角的解算。试验结果表明该方法降低了双星敏感器获取船体姿态角所需的可识别恒星数量限制,提高了双星敏感器获取船体姿态的能力。     

一种基于快速反射镜的星敏感器图像稳定系统（英文）

在机载星敏感器工作过程中,大气抖动和载体晃动将会导致星图模糊产生拖尾,影响测量精度,降低观测效率。基于快速反射镜的星敏感器图像稳定系统通过补偿图像位移保持光路的稳定性。首先利用改进的质心提取算法对星敏感器获取的星图进行开窗搜索,然后在窗口内计算星点质心坐标,以获得星点相对于图像中心的脱靶量。控制系统根据脱靶量驱动音圈电机,带动快速倾斜镜反向位移,补偿外界运动,将星点控制在图像中心,以达到稳定图像的目的。研究结果表明,当系统的校正频率为100Hz,曝光时间为8ms时,图像晃动的幅度可减小约3个像素。载体运动对成像的影响基本消除,同时大气抖动导致的图像抖动也被大大改善,系统的观测效率得以显著提升。     

时间相关噪声条件下的捷联惯导/星敏感器组合导航方法

针对星敏感器测量信息含有时间相关测量噪声和振动环境下惯性传感器带来的时间相关系统噪声问题,在不增加滤波维数的基础上,提出了一种基于改进卡尔曼滤波的捷联惯导/星敏感器组合导航方法。分析了时间相关噪声对状态估计的影响,构建了基于时间相关噪声模型下的状态方程和量测方程,详细推导了改进卡尔曼滤波方程,给出了组合导航方法。利用仿真对所提方法进行了验证,仿真结果表明,组合导航方法取得了400 m/1200 s的导航精度;在时间相关噪声条件下,与标准卡尔曼滤波相比,基于改进卡尔曼滤波的组合导航方法定位精度提高了50 m,是有效可行的。     

卫星三轴姿态确定系统的光纤陀螺/星敏感器组合技术研究

为了满足卫星三轴姿态确定的精度要求，提出了基于状态估计法的星敏感器和光纤陀螺组合的方案，并设计了相应姿态确定算法。通过仿真证明：此方案能达到高精度卫星姿态确定系统的要求。