The identification of comets in Chinese historical records

The historical records of astronomical phenomena may play a significant role in comet identification.Getting an accurate result is based on many factors,of which the calculation of orbital elements is the most important.This paper presents a Cross Reference method in which the perturbation of Jupiter is the only considered factor used to attempt an efficient way of comet identification with ancient Chinese historical records.In this method,the records before and after the calculated result from orbital dete...     

基于粗测位置和方位的三视场快速星图识别方法

为了在已知粗略方位角和地理位置时实现三视场天文定位定向设备的快速测量,给出了一种三视场定位定向设备的快速局部星图识别方法。分析了三视场定位定向设备使用全天球识别数据库执行三角形识别时识别效率低的原因;指出了应先进行视场内识别,后进行视场间识别以提高效率,并给出星图识别时角距误差门限的选取范围;给出了一种基于粗略位置和方位快速生成局部识别数据库的方法,它可以减少识别信息的冗余,实现高效的星图识别。仿真实验和野外实验结果表明：使用此局部识别方法正确识别率可达99.19%,识别速度为24.3 ms,基本满足三视场天文定位定向设备快速高效测量的要求。验证了局部星图识别方法的效率,以及采用先视场内识别后进行视场间识别方式的正确性。     

星光观测蒙气差补偿技术

为了消除大气内观星时蒙的影响,提高载体定姿精度,提出了一种蒙气差补偿算法。首先给出了补偿过程涉及的姿态转移矩阵,并完成了相关矢量坐标映射变换;接着在星敏感器坐标系内,用两矢量内积法求得视天顶距;最后利用几何公式列出了以真星光矢量投影点估计位置为未知量的方程组,作为星敏感器任意姿态下蒙气差补偿算法模型。在没有任何误差的条件下对模型有效性进行了仿真,10-6 pixel量级的位置估计精度表明了算法的有效性。加入不同量级的陀螺漂移误差进行了仿真,给定的漂移误差对于蒙气差补偿模型的估计精度影响甚微,仿真结果表明在捷联载体存在一定姿态误差的前提下,蒙气差补偿模型也是适用的,补偿后的星像坐标用以实现星光姿态确定,并进一步对陀螺漂移完成补偿。     

天文/惯性组合导航模式研究

简要分析了惯性导航及天文导航系统的工作原理和特点，根据以自主惯性导航为主发展的组合导航系统的方向，提出天文/惯性组合导航系统不同的组合模式，重点探讨了直接校正陀螺漂移的天文/惯性导航新的组合模式并进行理论分析。     

天文导航光电测星能力的计算方法

天文导航可全面地提供位置、航向、姿态和速度等核心导航信息,特别是在复杂电磁环境下,发挥着独特的重要作用。测星能力是天文导航设备的核心指标之一,提出了光电通道测星的信噪比和调制度的计算公式和参数选取说明,给出了短波红外测星设备的计算实例和实测结果,结果表明短波红外测星可显著延长测星时段。     

星图识别算法的优化设计与实现

在INS／CNS组合导航系统中,为了有效实时地用CNS的输出姿态信息校正INS的陀螺漂移,必须提高CNS中星图识别算法的运行速度。提出了一种改进的三角形星图识别方法,基三角形识别成功后,增加一颗附加检测星,计算出附加检测星和基三角形的三个星点的角距值。分析结果表明传统的星图识别算法在主频为600MHz的DSP6414上运行需要300ms左右的时间,算法改进后,只需40-80ms,数据输出率提高到10Hz。改变的算法在不存在伪星的情况下成功识别率近100％,存在伪星时,可以有效去除伪星。同时,解决了传统星图识别算法在嵌入式系统中实现难、耗时长的问题。该算法可以实时地校准惯导系统的误差。     

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%。     

基于联邦滤波的无人机组合导航系统设计

以高空长航时无人机为研究背景,提出了基于联邦滤波的捷联惯导/卫星导航/天文导航的组合导航系统方案,给出了组合导航系统的状态模型和量测模型,设计了联邦滤波器并开发了组合导航方案的仿真系统,对于两个子系统的导航性能和总体方案的导航性能分别进行了仿真分析,证明了方案的合理性和可行性,为进一步研究导航系统中故障诊断和容错控制提供了依据。     

从物理学角度探讨宇宙平衡结构

宇宙中存在各类天体,它们都在一定条件下处于平衡状态,才使得宇宙具有一定的结构。星体主要是受引力,电力,热压力,简并压力等４种因素的支配平衡。     

星光导航原理及捷联惯导/星光组合导航方法研究

该文在分析星光导航原理的基础上,给出了捷联惯导/星光飞行器组合导航方案;推证了该组合导航系统的状态方程和观测方程,分析了星敏仪量测误差.结合高超声速跨大气层再入飞行体的模拟飞行轨道,进行了组合导航数学仿真.结果证实该方案能够利用星光导航信息对捷联惯导进行即时修正,表明捷联惯导/星光组合导航系统在较精确地获取载体姿态信息方面具有优越性.