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提出了一种以太阳方向矢量为基准的偏振光导航方法,该方法利用太阳方向矢量物理意义明确的特点,消除了直接利用偏振光进行导航定向时存在的180°模糊性问题。为完全观测载体姿态,同时引入了重力观测量,提出了利用偏振光及重力矢量联合辅助定姿的方法,并详细推导了该方法的观测方程,同时给出了当姿态误差较小时,观测方程的简化线性形式。利用该姿态观测方程,设计了基于偏振光及重力辅助定姿的偏振光/GPS/SINS组合导航算法。理论分析及仿真表明,通过引入偏振光及重力矢量进行辅助定姿,导航系统可以直接观测载体的平台姿态误差,进而增强了系统对载体姿态的估计性能,且使得组合导航系统可以完成大初始姿态误差时的导航任务。 相似文献
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针对星敏测量输出的是惯性系下姿态信息,无法直接应用于实际的机载地理系下姿态组合导航,提出了地理系下耦合位置误差的机载惯性/星光组合滤波算法。该算法分析了
惯性姿态到地理系姿态之间的相互转换关系,在建立的地理系下姿态线性化量测方程基础上,通过引入导航位置误差转换矩阵,建立了星敏测量的惯性姿态到惯性导航计算输出的地理系姿态之间的耦合误差模型;同时针对姿态观测时高度通道不可观的特点,增加了气压高度输出为系统的观测量;实现了基于星敏测量的惯性系下姿态对地理系下惯性导航误差的直接修正。姿态耦合误差仿真结果表明该组合导航算法设计成功可行,为星敏在机载环境下的组合导航应用提供了新的思路。
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惯性姿态到地理系姿态之间的相互转换关系,在建立的地理系下姿态线性化量测方程基础上,通过引入导航位置误差转换矩阵,建立了星敏测量的惯性姿态到惯性导航计算输出的地理系姿态之间的耦合误差模型;同时针对姿态观测时高度通道不可观的特点,增加了气压高度输出为系统的观测量;实现了基于星敏测量的惯性系下姿态对地理系下惯性导航误差的直接修正。姿态耦合误差仿真结果表明该组合导航算法设计成功可行,为星敏在机载环境下的组合导航应用提供了新的思路。
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捷联惯导与小视场星跟踪器构成惯性/天文组合导航系统,核心思想是利用星体跟踪器的高精度测角信息设计滤波修正算法对捷联惯导的导航姿态、方位和位置误差进行滤波估计并修正,以限制捷联惯导系统导航误差随时间的发散,最终提高系统长航时导航的导航精度。在分析小视场星体跟踪器量测量与SINS导航误差之间关系的基础上,设计了两种不同的组合导航算法:位置+方位修正算法和误差角组合导航修正算法。在此基础上对两种算法的导航精度进行了理论分析,并通过长航时仿真飞行数据进行了仿真验证。结果表明:位置+方位修正算法不受载体的位置误差的影响,更适用于星体跟踪器间断工作的情况;误差角组合算法不受载体姿态误差的影响,更适用于SINS初始位置误差得到有效修正的情况。 相似文献
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针对近地航天器故障模式或深空探测模式,研究了仅利用太阳敏感器和陀螺进行航天器定姿的方法.给出了姿态确定滤波模型,分析了影响定姿精度的主要因素,讨论了轨道日照角对定姿精度的影响.研究结果表明:该组合可实现航天器故障模式或深空探测模式中的低精度姿态确定;轨道日照角对定姿精度影响较大,有效的轨道日照角是确保太阳敏感器/陀螺姿态确定方法可行的关键. 相似文献
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基于模糊卡尔曼滤波的内阻尼姿态算法研究 总被引:10,自引:0,他引:10
在系统机动性不强的情况下,传统的平台内阻尼算法将系统本身的速度信息通过阻尼网络加到系统中,达到提高姿态角精度的目的。将这种平台内阻尼的思想引入到捷联惯性航姿系统中,在系统加速度较小的情况下,利用加速度计的输出估计系统姿态角,通过卡尔曼滤波的形式补偿系统姿态误差。由于加速度的大小直接影响滤波器精度,本文设计了模糊自适应卡尔曼滤波算法,根据三轴加速度计的输出调整内阻尼量测误差方差阵,从而避免了滤波器的发散。仿真和实验验证,内阻尼算法可明显抑制舒勒周期振荡和傅科周期振荡,避免了系统姿态漂移,有效提高了捷联惯性航姿系统的精度。 相似文献
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随着深空探测活动范围的快速扩大,探测器需要在天体实施着陆与返回,因此对导航技术的自主性和精度要求越来越高。提出一种基于视觉/惯性的组合导航系统,该系统的计算机视觉模块采用SURF算法,不仅可以实时地确定探测器的位置,而且能够确定探测器的姿态;惯性导航模块实时获取探测器的位置、速度和姿态信息;组合导航系统采用Kalman滤波技术,将计算机视觉模块和惯性导航模块获取的位置、姿态信息进行组合。该组合导航系统将惯导系统与视觉系统信息融合,通过引入计算机视觉系统所获得的位置和姿态信息,可以有效减小惯导系统误差。仿真结果证明,这种组合导航系统能够有效提高系统导航精度。文中还展望了深空探测器天体着陆导航技术未来的发展趋势。 相似文献
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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。 相似文献
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由于GPS在国际上的技术和标准优势,目前在民用航空领域使用的星基导航大多为GPS。随着我国民航领域的蓬勃发展和北斗卫星导航系统宣告全球组网成功,亟需开展北斗地基增强系统在民航领域的应用性能评估,以验证其是否可满足民航飞机对卫星导航系统的要求。针对民航飞机的I类精密进近过程,梳理了该航段中国际民航组织对卫星导航系统的性能需求,推导了北斗地基增强系统垂直保护级计算数学模型,制定了搭载试飞试验的加改装方案和飞行科目,在国产某型号民机上开展了北斗地基增强系统搭载试飞试验,并对定位精度和垂直保护级进行了分析评估。结果表明:在搭载试飞试验中,北斗地基增强系统可满足I类精密进近对卫星导航系统垂直精度的需求,同时系统不存在告警和误警。 相似文献
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提出一种基于光学/X脉冲星的木星探测器转移段自主组合导航方案。该方案在探测器转移段动力学模型的基础上,以地球、火星、木星、木星卫星以及X射线脉冲星作为观测目标,从待观测目标的几何分布、视星等以及导航精度几个方面,分析光学自主导航待观测目标的可观测条件和可观测度,优化选取最优的光学观测目标;结合X射线脉冲星观测信息,构建光学/X射线脉冲星组合导航方案;结合无迹卡尔曼滤波算法,应用于木星探测转移段,实现探测器位置和速度估计。从数学仿真结果来看,该组合导航方案状态估计精度显著优于单独使用光学导航或者X脉冲星导航系统。 相似文献
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基于UPF的航天器自主天文导航方法 总被引:6,自引:0,他引:6
利用红外地球敏感器和星敏感器直接敏感地平的天文导航方法是一种成熟、可靠的自主导航方法。这种导航方法的状态方程和量测方程都是严重非线性的,且在建立航天器轨道动力学模型时,通常将二阶带谐摄动项建模,而将其他摄动项等效为高斯白噪声,由于这些摄动项都有其精确的模型,通常不服从高斯分布。本文提出将UPF(Unscented Particle Filter)滤波方法应用于航天器自主天文导航,该方法用UKF(Unscented Kalman Filter)得到粒子滤波的重要性采样密度函数,从而克服了标准的粒子滤波没有考虑最新量测信息和UKF只能应用于噪声为高斯分布的不足。仿真结果表明,该方法可以取得比标准的粒子滤波和UKF更快的滤波收敛性和更高的滤波精度。 相似文献