联邦滤波器在卫星姿态估计中的应用

本文介绍了由惯性器件、GPS姿态传感器、太阳敏感器、地球敏感器组成的卫星姿态测量系统 ,利用联邦滤波器对载体姿态进行分散化估计 ,计算机仿真表明该方案不仅有与集中滤波器相当的精度 ,且容错性好。在本文给出的系统中 ,选取不同的信息分配因子进行联邦滤波器的设计 ,可以获得不同的子滤波器性能 ,以利于故障诊断。     

基于联合滤波的卫星姿态确定

对由星敏感器、陀螺、太阳敏感器和磁强计构成的组合姿态确定系统,建立了卫星确定系统模型、子系统滤波方程。基于信息融合设计了改进的联合滤波,讨论了信息分配因子确定,给出了改进的系统滤波流程。仿真结果表明：改进后卫星姿态确定的算法有能效提高卫星姿态的估计精度。     

多姿态敏感器测量的信息融合定姿方法研究

基于最优融合估计理论,给出并证明了多敏感器组合姿态确定系统状态最优融合估计形式。设计了基于信息分配的多信息融合联合滤波器结构和算法,分析估计性能,讨论了决定联合滤波器融合的性能信息分配因子选择方法,提出了一种基于协方差阵特征值平方分解的动态自适应信息分配因子确定方法。以某卫星多姿态敏感器组合测量为例,推导了卫星姿态确定的误差状态方程和各子系统的量测方程及观测阵。仿真结果表明：采用联合滤波器对多敏感器卫星姿态确定系统进行信息融合能改善定姿精度,有效抑制滤波发散,并提高整个系统的运算与收敛速度。     

捷联惯导/星敏感器组合导航技术研究

针对在捷联惯导系统中陀螺的误差存在随着时间积累而逐渐增大的缺点,提出了捷联惯导系统+星敏感器的组合导航方案,并进行了仿真及结果分析。以Kalman滤波为基础,通过将捷联惯导系统和CCD光学传感器所测得的飞行器相关姿态信息进行数据融合,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。详细推导了捷联惯导+星敏感器组合导航的算法,并通过对仿真结果的分析证实了该方案的可行性和算法的有效性。     

微小卫星轨道姿态一体化确定算法研究

突破卫星轨道和姿态参数分别确定的传统模式,提出了以三轴磁强计和太阳敏感器为测量元件的轨道姿态一体化确定算法.由于地磁场是时间和位置的函数,而三轴磁强计指向又与卫星姿态相关,所以三轴磁强计的测量值既与轨道有关,又与姿态有关.充分利用磁强计和太阳敏感器的测量值中包含的轨道和姿态信息,推导出卫星轨道姿态一体化确定的扩展卡尔曼滤波算法.在太阳不可见区域,由于太阳敏感器没有输出信息,只采用磁强计为测量敏感器,按传统模式对卫星轨道和姿态分别确定.最后对2种模式下的滤波算法进行数学仿真验证,结果表明该算法的可行性与有效性.     

基于紫外敏感器的卫星自主导航方法研究

研究了卫星利用CCD紫外敏感器进行自主轨道确定的方法。敏感器通过地球紫外图像提供地心方向矢量及姿态误差信息进而确定卫星轨道。采用Unscented卡尔曼滤波算法,对紫外敏感器测量精度、姿态误差、部分轨道参数以及地球模型对导航精度的影响进行了仿真验证。仿真结果表明本方法具有较高的定轨精度,其导航误差主要取决于紫外敏感器测量精度和卫星姿态误差。     

星敏感器测量模型及其在卫星姿态确定系统中的应用

星敏感器是卫星高精度姿态测量的重要部件，如何正确建立其测量误差模型是影响姿态确定精度的关键因素。本文推导出星敏感器三轴姿态测量误差的方差计算公式，对测量误差的性质进行研究，揭示了在星敏感器三轴测量中，光轴测量精度劣于根据另两轴测量所确定的光轴指向精度。在此基础上提出了新的星敏感器测量模型，给出改进的姿态滤波器观测方程，减小了观测误差，由此可以进一步提高姿态确定的精度。本文方法不仅适用于通常使用的双星敏感器姿态确定系统，也可独立地应用于只带单个星敏感器的姿态确定系统。     

一种基于地标的星敏感器低频误差在轨校正方法

针对星敏感器低频误差影响卫星姿态确定精度的问题,根据有效载荷提供的地标信息,提出了一种星敏感器低频误差的实时在轨标定算法。文章给出了地标信息的测量误差模型并以其作为观测量,采用状态扩维的方式,建立了星敏感器低频误差的在轨校正系统模型。根据在轨校正系统模型的特点,推导了简化的平方根容积卡尔曼滤波(SRCKF)算法,有利于其在轨实时运行。仿真结果验证了文章提出算法的有效性,研究结果可为高精度的姿态确定系统设计提供参考。     

捷联惯导/星敏感器组合系统的在轨自标定方法研究

研究了捷联惯导/星敏感器组合系统中对陀螺仪和星敏感器进行在轨自标定的方法。分析捷联惯导系统和星敏感器的误差源,对陀螺仪随机漂移和星敏感器安装误差进行建模并列入系统状态,建立系统状态方程;利用捷联惯导输出的载体位置、姿态与星敏感器输出的姿态矩阵来构造量测,建立量测方程。设计卡尔曼滤波算法,经过滤波计算获得陀螺仪随机常值漂移和星敏感器安装误差的估计值,从而实现组合系统的在轨自标定。仿真结果表明,基于卡尔曼滤波的在轨自标定方法能够标定出85%以上的陀螺仪随机常值漂移和95%以上的星敏感器安装误差。     

基于四元数估计角速率的陀螺故障定位

当卫星速率积分陀螺的配置冗余度不满足一致性检验条件时，不能单纯利用硬件冗余实现陀螺的故障定位。鉴于角度和角速度敏感器的输出通过卫星运动学相关，本文利用姿态测量敏感器的输出来诊断陀螺故障。首先根据姿态测量敏感器的输出得到卫星姿态四元数，进而根据四元数动力学方程得到粗略的姿态角速度信息，并将此角速度作为输出信息用于对卫星动力学方程的滤波，从而得到较精确的角速度信息，为单冗余度陀螺组件的故障定位提供解析冗余信息。利用四元数方法可以避免出现奇点。仿真结果证明了该方法的有效性。     

航天器高精度姿态敏感器冗余测量信息智能融合技术

航天器在某些姿态敏感器故障的情况下，经多种组合进行自主故障判断、故障定位及重组后融合定姿，仍能保证姿测精度，或者在稍降低定姿精度的情况下，使航天器降级工作，挽救航天器。     

GPS/速率陀螺组合Kalman滤波姿态确定算法研究

建立了GPS／速率陀螺组合姿态估计系统的模型，研究比较了三种典型的Kalman滤波姿态确定算法：状态扩充法、量测量求差法和时变噪声估计跟踪自适应滤波算法。给出了某航天器采用GPS／速率陀螺组合姿态确定的仿真计算结果，并对结果进行了分析。结果表明，与传统Kalman滤波算法比较，时变噪声跟踪自适应滤波算法和量测量求差滤波算法能较好地消除GPS测量中相关时变噪声的影响，提高姿态确定的精度；而且时变噪声跟踪自适应滤波算法能很好地消除由于噪声统计性能的不确定性对Kalman滤波的影响，提高姿态确定系统的性能。     

基于GPS及其与磁强计组合的姿态确定算法研究

提出了一种组合敏感器定姿算法，针对卫星上同时装备有磁强计与全球卫星定位系统（GPS）的情况，利用两者的测量信息，在卡尔曼滤波算法的基础上，对两者信息融合定姿算法进行了设计和仿真，旨在提高卫星自主定姿精度和可靠性，结果表明，组合定姿算法使姿态确定的精度得到提高。     

基于陀螺和星敏感器的卫星姿态确定算法

主要研究了基于陀螺和星敏感器配置的卫星姿态确定算法.为保证卫星姿态确定的高精度,利用星敏感器提供的姿态四元数结合扩展卡尔曼滤波,对陀螺漂移进行实时补偿.并利用在轨数据,通过matlab数学仿真,验证了高精度滤波算法的有效性.所设计的滤波器能准确估计陀螺漂移,估计误差优于5.56×10-5(°)/s;姿态估计误差优于0....     

基于紫外敏感器的航天器自主导航

对基于紫外敏感器的卫星自主导航方法进行了研究 ,给出了自主轨道确定的滤波算法。对基于紫外敏感器的导航在地球中低轨道、大椭圆轨道和同步轨道上的应用进行了数学仿真验证。仿真结果表明 ,导航误差主要取决于地心方向的测量误差 ,而地心距测量误差的影响要小得多。在已知卫星惯性姿态的条件下 ,仅以地心方向为观测量 ,滤波器同样能够收敛 ,并能获得较高的定轨精度。     

Attitude determination of planetary exploration rovers using solar panels characteristics and accelerometer

In this study, we propose a new attitude determination system, which we call Irradiance-based Attitude Determination (IRAD). IRAD employs the characteristics and geometry of solar panels. First, the sun vector is estimated using data from solar panels including current, voltage, temperature, and the normal vectors of each solar panel. Because these values are obtained using internal sensors, it is easy for rovers to provide redundancy for IRAD. The normal vectors are used to apply to various shapes of rovers. Second, using the gravity vector obtained from an accelerometer, the attitude of a rover is estimated using a three-axis attitude determination method. The effectiveness of IRAD is verified through numerical simulations and experiments that show IRAD can estimate all the attitude angles (roll, pitch, and yaw) within a few degrees of accuracy, which is adequate for planetary explorations.     

基于数值微分方法的卫星陀螺故障诊断(英文)

提出一种基于数值微分的卫星陀螺故障诊断方法。通过引入代数可观测的概念,将故障诊断问题转化为求解数值微分问题。并根据卫星姿态运动学方程证明了陀螺故障的代数可观性。然后通过高增益观测器的方法来近似姿态敏感器测量输出的数值导数,并利用李雅普诺夫理论分析和设计高增益观测器。基于陀螺故障的代数可观性和星敏感器测量输出的数值微分,可以直接得到陀螺组件的故障估计值。最后,通过突变、缓变和并发故障等仿真算例验证了算法的有效性,仿真结果表明所提出的方法不仅可以检测故障的发生,而且能够估计故障幅值。     

星敏感器与地平仪组合定姿建模与仿真

根据用星敏感器和地平仪组合的姿态确定算法建立的星敏感器和地平仪测量模型,以及采用的记忆衰减最小二秉滤渡的定姿估计模型,基于RT-LAB实时仿真平台和MATLAB/Simulink数字仿真平台进行了仿真.结果表明:星敏感器和地平仪组合定姿精度较高;用RT-LAB平台进行实时仿真具有方便、高效、精确和开放等优点.