基于视线矢量的深空自主导航算法研究

针对深空探测器在行星际飞行的轨道确定问题, 研究了一种基于视线矢量的自主导航算法. 结合深空探测任务的特点, 以太阳视线矢量和地球视线矢量作为导航系统的观测量, 在详细分析太阳敏感器测量原理的基础上, 给出了太阳视线矢量的观测模型及其观测误差表达式. 通过分析导航相机观测原理, 给出像元像线观测模型, 并推导了地球视线矢量的观测误差. 根据惯性空间内视线矢量间的几何关系, 详细推导了探测器的位置矢量及其误差表达式, 结合非线性扩展卡尔曼滤波建立自主导航算法. 利用深度撞击任务的实际飞行数据对本文提出的深空自主导航算法进行了仿真验证.      

基于目标特性的航天器太阳光压面积计算方法

太阳光压是影响深空探测航天器轨道确定与预报精度最主要的摄动力.针对实际任务需求，采用了一种基于目标特性的光压面积建模与计算方法，根据航天器形状、尺寸、表面材料以及材料光学特性等信息，实现了分析型光压模型的建立与求解，提高了计算效率和精度，可快速计算目标在光照方向上的光压面积、投影面积以及光压比例因子等参数.通过长方体光压面积理论值与仿真值的对比，验证了该方法的准确性和有效性.针对复杂结构探测器开展了光压面积计算，可为深空探测航天器精密定轨中的光压模型解算、定轨及预报提供参考.      

一种基于方差的自适应火星图像阈值选取算法

在基于光学成像的深空探测自主导航中,图像边缘处理直接影响视线矢量的提取,从而对自主导航的精度产生较大影响。传统的Otsu算法更侧重同区域灰度的均匀性,适用于图像中目标区域和背景区域面积相差不大的情况,因此在自主导航初始阶段,导航精度较低。根据深空探测巡航段拍摄到的火星图像的特点,基于已有火星探测任务的实拍图像,在Otsu算法的基础上,重新设计准则函数,提出了一种基于方差的火星图像阈值自适应选取算法。该算法将灰度值高于待定阈值的区域的方差表示为待定阈值的函数,以函数一阶微分的最大值对应的灰度值作为最优阈值。该方法具有计算量小、图像分割精确的优点。仿真结果表明,相较于传统的Otsu算法,通过该算法得到的图像阈值能够实现更高的视线矢量提取精度及自主导航精度。     

火星探测接近段的光学自主导航研究

目前光学自主导航技术已成为深空探测计划中的重点研究对象. 已有研究, 多侧重于光学自主导航技术在深空探测巡航段或是对小行星探测接近段中的应用, 而关于大行星探测接近段光学自主导航技术的研究比较少. 结合中国即将开展的火星探测计划, 研究了探测器在火星探测接近段中利用火星进行光学自主导航的整个过程, 提出了适用于接近段的动力学模型、光学观测模型及自主导航滤波算法. 通过对自主导航系统的可观测性分析, 证明了仅利用火星光学信息进行自主导航的可行性. 仿真计算结果表明, 在接近段, 整个光学自主导航的持续时间约为40h. 在自主导航的最后5h内, 滤波结果稳定, 探测器的总体位置误差在40km以内, 速度误差在0.25m·s-1以内. 计算结果的精度满足实际任务需求, 对中国火星探测计划具有直接的参考价值.      

基于视线矢量测量的火星接近段自主导航算法

为了实现中国首次火星探测接近段的自主导航,设计一种基于视线矢量测量的自主导航算法,以测量火星视线单位矢量为唯一观测量,在轨道动力学及星-火间几何关系的基础上,详细推导出了探测器位置矢量模的表达式,并进一步推导出探测器位置及速度矢量的表达式,建立自主导航算法.通过仿真验证,分别对闭合轨道和双曲线轨道下基于三视线测量自主导航算法的表现进行比较分析.     

利用VLBI技术进行深空航天器跟踪的仿真分析

差分VLBI(D-VLBI)技术常用于测量航天器相对于参考射电源的角位置,用其跟踪深空航天器可取得足够高的精度。针对深空探测任务中D-VLBI技术的特性,提供了观测时间间隔的设置参考,通过仿真分析,研究了航天器和参考射电源之间的角距离、传播路径上的介质差异等因素及其对观测精度的影响,为后续深空航天器飞行任务的设计提供技术支持。     

应用太阳帆悬停探测哑铃形小行星

研究了太阳帆航天器在哑铃形小行星引力场内的悬停探测可行性问题。哑铃形小行星代表了一类细长形的小行星,文中首先建立哑铃形小行星的简化动力学模型。针对可变反射面积的太阳帆,给出其在小行星引力场内的悬停动力学方程,并仿真求解了哑铃形小行星附近的太阳帆可行悬停探测区域。     

四种卡尔曼滤波器在仅视线测量相对导航中的性能比较

针对航天器交会时在仅有视线测量条件下的相对导航问题,比较了扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter,EKF)、无迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter,UKF)及平方根形式的卡尔曼滤波(square-root extended Kalman filter,SREKF以及square-root unscented Kalman filter,SRUKF)在这一导航问题中的性能.介绍了仅有视线测量条件下相对导航的特点以及上述4种卡尔曼滤波算法;建立了追踪航天器和目标航天器间相对动力学方程以及基于仅视线测量相对导航时的量测方程;结合3种典型的相对运动形式进行了数值仿真.仿真结果表明:在仅视线测量相对导航中,4种算法的精度处于同一量级;UKF估计相对距离的精度稍优于EKF;SREKF和SRUKF估计相对距离的精度稍优于EKF和UKF.     

四种卡尔曼滤波器在仅视线测量相对导航中的性能比较

针对航天器交会时在仅有视线测量条件下的相对导航问题,比较了扩展卡尔曼滤波（extended Kalman filter,EKF）、无迹卡尔曼滤波（unscented Kalman filter,UKF）及平方根形式的卡尔曼滤波（square-root extended Kalman filter,SREKF以及square-root unscented Kalman filter,SRUKF）在这一导航问题中的性能.介绍了仅有视线测量条件下相对导航的特点以及上述4种卡尔曼滤波算法;建立了追踪航天器和目标航天器间相对动力学方程以及基于仅视线测量相对导航时的量测方程;结合3种典型的相对运动形式进行了数值仿真.仿真结果表明：在仅视线测量相对导航中,4种算法的精度处于同一量级;UKF估计相对距离的精度稍优于EKF;SREKF和SRUKF估计相对距离的精度稍优于EKF和UKF.     

基于火卫二视线测量的火星接近段自主导航算法

针对火星接近段导航通信时延大、存在通信盲区、自主导航可用观测信息有限等问题,提出了一种基于一组火卫二相对探测器视线矢量测量的天文自主导航算法,每个导航周期测量一组火卫二视线矢量可得到其中某一时刻探测器的完整轨道信息的估计值,该方法不依赖于轨道渐近线方向等先验信息。考虑到存在火卫二和火星在同一视场的情形,此时结合火星中心视线矢量方向以及火卫二的星历信息可估计出精度较高的探测器轨道半径,作为第一种方法的补充观测量,提高导航精度。最后给出仿真校验,验证了该方法的导航精度和可行性,表明该方案能够满足未来火星探测接近段自主导航需求。     

星载观测平台的视线测量误差分配

面向光学卫星观测平台的视线测量精度需求,研究了一种基于区间分析理论的误差分配方法.基于先进的卫星、转台、相机结构,建立了惯性系下空间相机与目标间的视线矢量测量模型及测量误差模型.根据区间分析理论,给出了误差灵敏度的评价方法.根据星载观测平台的工作空间,得到了各项误差源在三个轴向上的全域最大灵敏度.以全域最大灵敏度为权重系数,建立了星载观测平台视线测量的误差分配模型,通过遗传算法将13项误差源的可行区间松弛致最大.Monte Carlo仿真验证了该误差分配方法的有效性,该方法也同样适用于机载、车载等观测平台的误差分配研究.     

深空测控网干涉测量系统在“鹊桥”任务中的应用分析

在"嫦娥4号"任务的第一阶段—"鹊桥"阶段,北京航天飞行控制中心利用佳木斯及喀什深空站对"鹊桥"进行了干涉测量观测,获取了实时与事后的高精度测角观测量,有效支持了任务的实施。两深空站需同时完成测控任务,无法交替射电源观测来进行系统差标校,基于此系统采用了长时间隔、在航天器观测前及双站结束后观测射电源的标校方法,在地月转移段、月球至L2转移段、Halo轨道形成段开展了多次干涉测量观测,所获得的时延、时延率结果直接应用于事后联合轨道确定,结果表明:深空网的时延观测精度约为3 ns。     

一种空间目标高精度指向控制方法

针对空间动目标指向任务对卫星提出的高精度控制需求，研究了卫星星体/快反镜二级复合系统的指向控制问题，给出了一种空间运动目标高精度指向控制方法。首先，基于近圆轨道Clohessy Wiltshire方程获得追踪卫星与目标卫星的位置信息；然后，基于扩展Kalman滤波算法进行多信息融合确定追踪卫星姿态参数，并实时解算出追踪卫星载荷光轴与目标卫星的相对姿态，获得跟踪指向所需的方位角和俯仰角；最后，通过星体一级姿态控制和基于快反镜的载荷光轴二级指向控制，实现对目标卫星的快速、高精度指向。仿真结果表明，该方法可以在保证快速性的同时实现动态指向控制误差小于072″。该方法可以实现对空间目标的高精度指向控制，为未来空间中激光通信等航天任务提供技术支持。     

主带小行星采样返回任务中的离子电推进应用方案

由于离子电推进的高比冲特性,采用它执行小行星探测器巡航阶段轨道机动任务时,将使探测器在同样的有效载荷下的发射重量大大减轻。针对我国规划中的主带小行星采样返回任务,调研了国外离子电推进在深空探测任务中的应用情况,在借鉴国外成功经验和任务需求分析的基础上,设计了主带小行星探测器离子电推进系统方案和应用策略,计算了在目前离子推力器寿命水平下,既定探测任务对离子电推进推力、比冲、推进剂量以及功耗需求。研究表明,目前研制的离子推力器可以满足规划中的主带小行星探测任务需求。研究成果对探测器的方案设计有参考价值。     

深空探测器自主天文导航技术综述

在深空探测中,单独使用无线电测控存在精度、实时性、覆盖性等方面的限制。作为无线电测控的有效补充,自主天文导航是保证深空探测任务成功的关键技术之一。面向深空探测对自主天文导航的迫切需求,概述了深空探测器自主天文导航的基本原理,简要介绍了深空探测器自主天文导航的研究进展,并重点分析探讨了深空探测器自主天文导航的关键技术和发展趋势。分析结果可为我国未来深空探测器天文导航系统研制提供参考,并为深空探测任务的总体设计提供帮助。     

深空探测返回舱着陆冲击动力学分析

为分析深空探测返回舱着陆冲击动力学问题,首先建立包括返回舱及着陆土壤在内的全柔体着陆冲击动力学分析模型,并利用"神舟号"载人飞船着陆冲击试验数据对土壤模型进行修正;然后利用非线性动力分析软件LS-DYNA对深空探测返回舱着陆冲击过程进行仿真分析。通过典型着陆工况计算,得到了返回舱着陆过程中姿态变化、应力分布、关键点加速度响应曲线及冲击能量分配等。仿真结果可为深空探测返回舱结构优化设计、着陆姿态选择及地面试验等研究提供参考。     

航天器控制的现状与未来

航天器控制技术是决定航天器发展水平的关键技术之一.针对不同航天活动对航天器控制的特殊要求,分析了高性能卫星、载人航天器、月球探测器和深空探测器等航天器控制的现状.杨嘉墀院士指出航天器控制必将走向智能自主控制之路.进一步提出,航天器智能自主控制应秉承"理论方法、系统结构、器部件要同步研究"的思想和方法.从目前应用情况看,北京控制工程研究所提出的基于特征模型的智能自适应控制方法是大有前途的方法.     

航天器设备动力学分析模型简化方法与应用

针对航天器设备因构成复杂引起的动力学分析模型建模困难问题,提出一种基于拓扑优化技术的有限元模型简化方法,以设备实测质量特性为约束条件,通过拓扑优化方法确定设备有限元模型可行设计空间中的材料分布,实现对结构刚度性能的模拟,获得满足动力学特性分析需要的简化的设备有限元模型。应用该方法创建了某星敏感器简化有限元模型,得到的星敏感器简化模型与产品实际质量、质心位置和转动惯量特性基本一致,并且前两阶频率分析值与试验值之间最大偏差约为30%。将该简化模型应用于其支撑结构的动态响应性能评估,两者组合体固有频率及加速度响应趋势的分析数据在450Hz以下的频率范围内与试验数据吻合较好,固有频率最大偏差约为39%。星敏感器简化模型的应用验证了基于拓扑优化技术的有限元模型简化建模方法的可行性,为航天器上复杂设备动力学分析有限元模型的简化建模提供了一种新的解决途径。