一种基于连续星图观测的自旋姿态估计方法

传统的利用地球敏感器和太阳敏感器作为测量仪器的自旋卫星姿态确定方法存在系统误差和安装误差等,从而导致自旋姿态确定误差较大的问题,文章提出了一种利用星敏感器获取的连续星图估计卫星自旋姿态参数的新方法。该方法以卫星的自旋轴和旋转角速度作为状态变量,通过星敏感器连续跟踪拍摄的恒星的成像位置作为观测量,利用无迹卡尔曼滤波估计出卫星的自旋姿态参数。仿真结果表明,在星敏感器的精度为3″时,该方法的自旋轴估计精度为0.3448″,自旋角速度估计精度为10^-4(°)/s数量级。     

多星敏感器测量最优姿态估计算法

多数利用星敏感器加陀螺组合的姿态确定方法中,由于星敏感器精度较高,使得系统定姿的精度比较高.然而,姿态确定的算法因观测模型和误差处理不当,导致滤波器观测修正能力下降,从而不能有效地估计陀螺的漂移误差.提出了基于星敏感器观测姿态角的误差建模,研究了多星敏感器组合的最优安装构型和观测融合方法.利用加权最小二乘法对观测数据的预处理,使观测方程定常化.再利用陀螺加星敏感器组合的扩展Kalman滤波(EKF,Extended Kalman Filtering)对航天器姿态和陀螺漂移进行估计.仿真结果表明,提出的多星敏感器最优组合的滤波方法能够有效精确地估计卫星三轴姿态和陀螺漂移,且该方法计算量小,有利于卫星定姿系统的在轨自主运行.     

多敏感器卫星姿态确定的联邦滤波器设计

针对由惯性测量组件、星敏感器、数字式太阳敏感器和红外地球敏感器构成的卫星姿态确定系统 ,提出采用联邦滤波器进行信息融合。设计了多敏感器信息融合的联邦滤波器结构和算法 ,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。仿真分析结果表明 ,采用联邦滤波器对多敏感器卫星姿态确定系统进行信息融合 ,能够以较小的计算量实现高精度的信息融合 ,并且还能使高精度的信息融合具备容错性能     

基于地标信息的星敏感器低频误差标定方法

针对星敏感器及其安装结构热变形等因素引起的星敏感器低频误差(LFE)影响卫星姿态确定精度的问题,提出了根据有效载荷提供的地标信息,采用最小二乘算法标定星敏感器低频误差的方法.考虑到卫星姿态确定系统是为有效载荷服务的,为了使卫星姿态确定系统输出的姿态信息与有效载荷相一致,从而准确反映有效载荷的指向变化情况,星敏感器低频误差的标定以有效载荷提供的地标信息为观测量进行.仿真结果表明,所提方法能够有效减弱星敏感器低频误差对卫星姿态确定精度的影响,从而提高卫星姿态确定精度.     

基于联合滤波器的高精度卫星定姿系统设计

设计了由陀螺、GPS姿态敏感器、红外地平仪和太阳敏感器构成的太阳同步极轨卫星姿态确定系统。提出联邦滤波器结构和算法,推导了各子系统的量测方程和姿态确定系统的误差状态方程。为规避对量测值进行非相关处理,采用减小GPS姿态敏感器输出的姿态滤波值作为系统滤波器量测值的频率的方法。仿真结果表明,采用联邦滤波器对多敏感器卫星姿态确定系统进行信息融合,具有计算量小、精度高、可靠性好等优点。     

欧洲研制的光学姿态敏感器

本文仅报导近几年来为欧洲空间局研制的第一代光学姿态测量敏感器,如地球敏感器、太阳敏感器、星敏感器等。这些敏感器精度不一,适用于各种轨道上的自旋或三轴稳定卫星(见表1)。地平穿越指示器(H. C. I) 其实验型已在1972年ESRO-Ⅳ卫星上飞行成功。它的工作波段为14-16.25微米,笔束型视场为3×3度。它检测地球和空间之间的辐射率梯度,笔束型视场垂直于卫星自旋轴,通过锗透镜和滤光片聚焦在锗浸没热敏电阻辐射热计上。这个敏感器连续飞行了6800圈地球轨道,检测地平穿越所达到的角精度     

卫星姿态测量信息的二阶非线性滤波技术研究

卫星应用任务要求卫星姿态在空间保持高精度定向 ,为此有必要研究精确的递推非线性姿态估计算法。文中针对星光 陀螺这种典型的三轴稳定卫星姿态确定系统模式 ,应用基于二阶泰勒级数近似得到的非线性滤波算法处理姿态测量信息 ,设计了二阶非线性姿态估计器的实现方案。在设计过程中 ,把QUEST法作为矢量观测数据压缩技术有效地结合进姿态估计器中 ,使得在多矢量观测情况下的滤波修正算法得到了简化。相同条件下的仿真测试结果证明 ,二阶非线性姿态估计器的滤波性能要优于采用扩展卡尔曼滤波技术的一阶线性姿态估计器     

确定无陀螺卫星姿态的二阶非线性滤波算法研究

应用基于二阶泰勒级数近似得到的非线性滤波技术，设计了利用星敏感器矢量观测信息确定无陀螺三轴稳定卫星姿态的二阶非线性滤波算法，结合矢量观测的特点，分别讨论了单矢量观测信息与多矢量观测信息的处理方法，并把QUEST算法作为矢量观测数据压缩技术有效地结合进姿态估计器中，使得多矢量观测情况下的滤波修正算法得到了简化，仿真测试结果证明，二阶非线性姿态估计器的滤波性能要优于的扩展卡尔曼滤波姿态估计算法。     

基于射频敏感器的卫星三轴姿态确定方法研究

带有大型网状展开天线的同步轨道移动通信卫星,一般通过卫星本体的姿态控制间接保障星上通信天线的指向精度,难以避免天线因自身安装、变形、挠性振动等引起的指向误差.提出直接利用射频敏感器测量的信标信号误差确定卫星三轴姿态,并计算天线保持目标指向所需三轴姿态角偏差,通过卫星姿态控制系统实时或离线姿态修正以保证天线指向精度.利用数学仿真方式验证算法正确性和有效性.     

近地卫星利用光学敏感器的自主导航方法

基于光学敏感器的卫星自主导航技术是利用红外地球敏感器（IRES）和星敏感器（ST）等姿态测量部件提供的测量信息,通过计算含有轨道信息的星光角距和地球视半径角,修正由轨道动力学模型递推得到的轨道参数。通过系统状态模型和观测模型的离散化和线性化,得到扩展卡尔曼滤波算法的递推关系,并在此基础上进行数学仿真。仿真结果表明,该方法的收敛速度和收敛精度都比较好。由于该方法不需要增加额外的星载敏感器,因此具有很好的应用前景。     

CCD太阳敏感器大角度入射光能衰减模型

太阳敏感器的测量精度主要受地球反照的影响。通过建立大角度入射光能衰减模型,结合地球反照辐照度峰值的计算,从理论上说明了这种影响与太阳入射角的关系。以CCD太阳敏感器为例,当太阳出现在敏感器的视场边缘时,而地球反照处于最坏情况,地球反照和太阳在CCD上产生的辐照度具有可比性。最后提出了改进太阳敏感器的结构参数来减小地球反照对太阳敏感器测量影响的方法。     

航天器应急姿态捕获中GPS信号的应用

星载全球定位系统（GPS）卫星接收机在测量接收各GPS卫星信号时,可同时得到接收信号的信号强度测量辅助数据E。理论分析表明,接收信号的强度E与信号入射天线的法向夹角α强相关。如建立E与α稳定的先验模型,E就可以作为测量值,计算入射天线的角度α。在同一时刻,通过三个以上GPS卫星信号入射天线的角度α,可计算星载GPS卫星接收机接收天线的空间姿态。确定姿态的精度取决于E与α相关先验模型的稳定性。利用CHAMP卫星星载接收机在轨实测数据检验,估算的初始姿态精度为2°~3°。该方法可作为航天器故障状态下应急姿态捕获的一种辅助手段,也可为携带星载GPS而无高精度定姿要求的简易航天器提供一种新的无附加成本的定姿途径。     

Real-time sensor fault detection and isolation for LEO satellite attitude estimation through magnetometer data

Attitude estimation is a critical component of the Attitude Determination and Control System (ADCS) of any satellite. It is used to convert the sensor observation data to an estimated attitude using filtering algorithms. However, in the presence of sensor faults, the ADCS fails to achieve the desired attitude accuracy. In this paper, the Fault Tolerant Extended Kalman Filter (FTEKF) is proposed to handle this imperfection. In accordance, various filtering steps are included in the FTEKF design to enhance both attitude estimation and sensor fault detection. The developed algorithm can detect and isolate any unexpected sensor faults in real time, which provides a reliable attitude estimation. A comparative study with the classical and robust Kalman filters is performed through numerical simulations in order to validate the effectiveness of the adopted filter in case of magnetometer fault data.     

新型复合多视场光学敏感器及其导航方法

基于利用四面镜结构实现的复合多视场光学敏感器,给出了一种高精度天文导航方法,即通过四面镜同时观测地球、导航星和折射星,利用卫星、地球、恒星之间的位置关系,实现自主导航。通过研究导航量测信息的获取途径,给出了复合多视场光学敏感器的5种实用工作方式。结合卡尔曼滤波算法,建立了自主天文导航的仿真模型,并对5种工作方式进行了仿真与比较。仿真结果表明:双组直接敏感地平与单组间接敏感地平结合的导航方式精度最高,位置精度达到了10 m量级。      

利用二星TDOA和FDOA测量及辅助高度信息对地面目标的定位算法及精度分析

卫星探测定位系统对地面辐射源目标定位时,一般利用TDOA(到达时间差)测量,而当辐射源与卫星之间存在相对运动时,也可以测量FDOA(到达频率差).当辐射源的高程已知时,可以利用WGS-84地球椭圆模型作为精确定位模型.据此提出了利用两颗低轨卫星的TDOA及FDOA测量对地面辐射源定位算法,并对定位的算法进行深入的研究,同时推导了定位误差的分布模型.      

多视场低磁星敏感器及其在磁测卫星中的应用

下一代地磁导航等空间任务对地球磁场测量卫星提出了迫切的需求, 高精度地磁场测量卫星需要极高的姿态测量精度和空间剩磁环境, 对星敏感器提出了新的要求。针对这一需求, 研究了低剩磁高精度星敏感器的改进设计方法。采用三视场分体结构设计,提高了数据更新率,通过数据融合提高了姿态确定精度,同时对光学头部进行了精细化降剩磁设计。仿真和测试结果表明,改进的星敏感器设计方法能够实现较低的剩磁和较高的定姿精度, 满足地磁场测量卫星的应用需求, 具有较高的应用价值。