陀螺与星敏感器组合定姿及陀螺漂移估计

研究基于PI滤波估计陀螺角速率漂移的陀螺与星敏感器组合定姿算法,首先推导了陀螺角速率漂移与姿态偏差四元数之间的关系,并基于姿态偏差四元数和PI滤波估计陀螺角速率漂移;接着给出了分别基于J2000惯性系和轨道坐标系的星敏感器与陀螺组合定姿算法和姿态偏差四元数求解方法;最后进行了工程应用方式分析和仿真验证。本文基于PI滤波的组合定姿算法简单,易于工程实现,并已通过在轨考核验证。     

一种用星敏感器自主定位方法的精度分析

利用星敏感器和地平仪测量星光与地平之间的“星光仰角”作为观测量 ,提出用推广卡尔曼滤波方法来实时估计航天器的最佳位置的自主定位方法 ,通过仿真实验 ,分析比较了“星敏感器精度”、“采样周期”、“恒星导航星的个数”以及“星敏感器安装方位角”等诸因素对航天器定位精度的影响 ,同时总结其变化规律 ,可用于提高航天器自主定位精度     

卫星地球-射频敏感器组合定姿滤波算法研究

基于卡尔曼滤波理论以及卫星定姿技术的发现状况，对卡尔曼滤波在静止轨道三轴稳定卫星红外地球敏感器和射频敏感器组合定姿中的应用作了一定的研究。建立了静止轨道三稳定卫星姿态动力学模型和红外－射频敏感器组合定姿的姿态量测模型，针对这一模型，应用推广的卡尔曼滤波进行姿态估计，并进行了计算机仿真，验证了滤波方法应用于静止轨道三轴稳定卫星红外地球敏感哭和射频敏感器组合定姿的有效性和优越性。     

惯性敏感器与星敏感器之间在轨自主标定比较研究

惯性敏感器与星敏感器组合定姿是航天器高精度姿态确定的常用手段。通常将惯性敏感器的常值漂移作为扩展状态进行标定,而将星敏感器的常值偏差作为扩展状态进行估计也是可能的。本文对这两种方法的定姿精度进行了分析比较,给出了选用的准则。     

长航时环境下高精度组合导航方法研究与仿真

研究了一种利用捷联惯导、星敏感器和北斗接收机进行长航时高精度组合导航的方法.对捷联惯导系统误差、星敏感器安装误差、北斗定位误差分别进行建模,将星敏感器输出的载体姿态角、北斗接收机输出的载体位置与捷联惯导输出的对应参数分别相减作为量测,推导获得组合导航量测方程.针对长航时环境下可能面临量测噪声统计特性的不确定问题,采用简化的Sage-Husa自适应滤波算法进行组合导航滤波设计.仿真结果表明,该组合导航方法的定位精度达到±11.86m,定姿精度达到±0.27′,并且对量测噪声统计特性的突变具有较强的鲁棒性.     

基于UKF的微小卫星姿态确定方法研究

围绕某日-地空间环境组网探测系统中三轴稳定微小卫星定姿分系统的设计需求,基于陀螺、太阳敏感器、磁强计和星敏感器4种敏感器,研究了微小卫星在速率阻尼模式、太阳捕获模式、对日对地定向及维持模式、试验模式下的系统建模方法,以及基于Unscented卡尔曼滤波(UKF)的组合定姿方法。数值仿真结果表明,本文定姿方法的姿态确定精度满足该系统中三轴稳定微小卫星在轨运行的定姿精度要求,为该微小卫星半物理仿真系统的研究及其在轨运行时的姿态确定提供了依据。     

基于自适应采样滤波器的临近空间飞行器姿态确定

为提高临近空间飞行器的姿态估计精度和稳定性,研究了捷联惯性导航系统与星敏感器组合定姿方法和滤波融合算法.首先给出了临近空间飞行器的高精度姿态确定方案及其模型,然后针对一般采样型滤波器自适应能力有限的缺点,推导了一种能在线自适应估计过程噪声和量测噪声协方差阵的自适应采样滤波算法,该算法融合了自适应估计和非线性滤波各自的优点,不仅能对姿态确定系统的非线性滤波问题进行高精度估计,而且估计结果具有较强的鲁棒性,最后进行了仿真实验.实验结果表明本文方法达到10角秒的定姿精度,其滤波精度和稳定性均满足临近空间飞行器的定姿要求.     

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。     

太阳敏感器/陀螺定姿算法研究

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.     

卫星多敏感器组合姿态确定系统中的信息融合方法研究

针对卫星陀螺，红外地平仪，太阳敏感器，GPS接收机组合姿态确定系统的特点，提出一种基于联邦卡尔曼滤波算法的信息融合方法，其中信息分配系数通过计算协方差矩阵的迹在线自适应确定。推导了由四元素描述的卫星姿态误差状态方程和各子系统的测量方程。仿真分析结果表明采用该信息融合算法可以提高定姿精度，有效抑制滤波发散，并使整个系统的运算速度和收敛速度都有所提高。     

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。     

一种利用地球敏感器的星光导航方法

针对直接敏感地平的红外地平仪-星光导航系统精度低的问题,提出通过建立扁率误差补偿函数,研究扁率引起的姿态角测量误差;建立地心矢量的姿态角误差模型,通过修正地球扁率误差来补偿姿态角,对卫星施加姿态偏转指令调整地心矢量偏移。同时基于SODERN地球红外辐射模型,考虑红外辐射强度随纬度和季节的变化建立真实红外辐射曲线,通过滤波算法获得精确的地球切线边缘的量测信息,提高红外地平仪测量精度。仿真结果表明,该方法有效提高了基于红外地平仪的星光导航定位方法的可靠性和精度,导航位置误差能达到500m左右,较原有系统提高3倍以上。     

红外低轨星座凝视传感器的空间覆盖性能分析

针对探测冷背景条件下的空间目标的红外低轨系统,分析了红外低轨星座中凝视传感器对空间目标的探测特点,建立了红外凝视传感器的几何观测模型,考虑其探测距离和范围的约束,提出了一种红外凝视传感器对空间区域的覆盖判定方法,并给了一组表征星座凝视传感器对空间区域覆盖性能的指标。基于点覆盖数值仿真方法,得到了典型红外低轨星座凝视传感器的多重覆盖空间高度分层分布、纬度带多重几何覆盖分布以及立体空间区域多重覆盖高度分布等方面的性能特征,可以体现星座对空间立体区域覆盖的差异性。仿真结果表明了覆盖判别方法和空间覆盖性能指标的有效性,结论可为红外低轨星座设计及其空间应用设计提供一定的参考依据。     

某卫星姿态角的确定和对测量部件的故障诊断

卫星三轴姿态的确定是对卫星进行姿态控制的基础,利用陀螺和红外敏感器互补的特性,并对测量所得到的数据进行处理,便可得到卫星姿态角的估计值。陀螺和红外地球敏感器是卫星姿态控制系统中关键的测量部件,两者的测量输出通过卫星运动学方程相关,有冗余关系,可以用于故障检测。本文对所设计的观测器进行了数值仿真,证实了其有效性,并直接利用所设计的观测器进行故障检测,首先得出陀螺和红外地球敏感器在各种故障下的输出残差曲线,然后分析陀螺和红外地球敏感器的不同故障对输出残差信号的不同影响,找出各种故障与不同输出残差的对应关系,从而确定发生故障的部件。     

多敏感器信息融合技术在卫星姿态确定中的应用

针对惯性陀螺、星敏感器和红外地平仪组成的卫星姿态确定系统,基于联邦卡尔曼滤波技术和多敏感器信息融合技术,提出了二级分散滤波方案,该方案能够实现系统的故障诊断与系统重构,提高系统的可靠性,最后通过仿真解算出高精度的姿态测量信息。     

星敏感器光轴测量的锥面误差模型及其应用

星敏感器是卫星高精度姿态测量系统中的重要器件,根据其测量可以建立不同形式的星敏感器测量模型,准确分析测量模型中测量误差的特性是保证卫星姿态确定精度的重要条件。本文针对广泛采用的星敏感器光轴矢量测量方程,从几何角度出发,结合实际情况,提出了一种新颖的星敏感器光轴测量的锥面误差模型。在两个锥面参数分别服从一定的概率分布的条件下,对测量误差特性进行了深入分析,确定出新的测量误差协方差矩阵。上述研究能够在不增加算法计算量的前提下,从新的角度,更为直观地建立了星敏感器光轴矢量测量模型。最后在仿真实验中,将新的锥面误差测量模型应用于基于扩展卡尔曼滤波（EKF）的姿态确定方法中,结果表明了利用该测量模型进行姿态确定的有效性。     

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。     

星图匹配观测三角形优化选取技术

为了提高三角形星图识别算法的成功率,减少匹配过程中的计算量,进而提高星敏感器实时输出姿态的性能,提出一种星图匹配前“二次优化”选取观测三角形方法,该方法在在初选观测三角形的基础上,对观测三角形进行第二次优化筛选,进而提高星图识别环节的效率。优化选取观测三角形是基于QUEST定姿原理,将观测三角形的边与夹角的约束关系转换到像平面上。全天球遍历分析统计结果表明：在12°×12°视场中,采用本文提出的方法,可使一次匹配成功并输出可用于星图验证环节的较高精度姿态信息的概率提高60.9％,从总体上可大大减少星敏感器星图识别环节的计算量,并且每帧全天球定姿输出的时间一致性也被大大提高。     

考虑卫星轨道运动和像移影响的星敏感器星图模拟方法

星图模拟技术是星图识别算法和星敏感器性能测试的基础.提出一种新的高精度星图模拟方法.该方法分为三个步骤:首先,利用两行轨道数据(TLE,Two-Line Orbital Element)与简化常规/深空扰动的近似解模型(SGP4/SDP4)计算出卫星在轨运行参数,进而获得卫星姿态矩阵;然后,根据星敏感器的方位和俯仰角度,确定星敏感器视场中的导航星及星敏感器安装矩阵,利用小孔成像模型,获得导航星在星敏感器成像面的投影位置;最后,为更准确模拟实际星像点的灰度扩散,在考虑卫星运动引起的恒星像移的基础上,按照二维高斯分布规律置灰度值来模拟星像点像素.在此基础上,还详细分析了不同曝光时间下,恒星像移对恒星位置测量的影响.