高斯混合模型优化的四元数约束CKF姿态估计

针对四元数非线性滤波在姿态估计中噪声为非理想高斯分布时随机模型的失配现象，提出了一种基于高斯混合模型的四元数约束容积卡尔曼滤波（GM-QCKF）。讨论了四元数在容积卡尔曼滤波中的加权均值方法，并利用高斯混合模型对高斯分量更新与求和从而精化随机模型，最后通过两步投影理论做归一化限制，有效地改进了四元数约束容积卡尔曼滤波的稳定性。通过仿真测试，表明GM-QCKF可明显提高姿态估计精度；跑车试验验证了GM-QCKF算法在实际应用中精度和稳定性的优势。     

无陀螺卫星姿态的二阶插值非线性滤波估计

采用四元数作为姿态描述参数，提出了一种确定无陀螺卫星姿态的新方法，即二阶插值非线性姿态估计算法，它能够利用星敏感器提供的矢量观测信息准确地估计三轴稳定卫星的姿态。这种姿态估计算法的实现非常简单，其运算量与传统的扩展卡尔曼滤波姿态估计算法相当，但滤波性能却与基于二阶泰勒级数近似得到的非线性姿态估计算法一致。而且，在二阶插值非线性姿态估计算法中，不会遇到由四元数正交约束所造成的协方差阵奇异性问题。     

基于多敏感器的卫星姿态确定算法

针对多敏感器组成的卫星姿态确定系统,采用四元数方法建立卫星姿态估计器模型,应用扩展卡尔曼滤波EKF算法进行信息融合,通过仿真算例验证此算法具有较高的精度。与此同时,在EKF算法基础上提出一种定常增益的卡尔曼滤波CGKF算法。通过数学仿真对EKF算法和CGKF算法进行比较分析,证明在一定条件下CGKF算法具有与EKF算法相当的滤波精度,并且简化后的CGKF算法在获得与EKF算法相近滤波效果的同时,还能够节约星上资源,减少计算量。     

基于星敏感器四元数的卫星角速度预测滤波算法

为在无陀螺或陀螺故障时可用星敏感器估计姿态角速度，在扩展卡尔曼滤波（EKF）和非线性预测滤波的基础上提出了基于四元数的卫星角速度估计算法，并给出了相应的模型。该算法对角速度建模精度的要求较低，无需卫星动力学方程，方法简单且易于实现。仿真结果表明，算法的精度较高。虽然仍受噪声和步长的影响，但相对基于EKF和最小模型误差的角速度估计算法，其性能改善较大。     

AEKF在姿态确定中的应用研究

设计了加性扩展Kalman滤波器(AEKF),对卫星姿态进行了准确估计。针对四元数法描述卫星姿态所引起的信息冗余能使滤波误差协方差阵产生奇异,并导致滤波发散,为此提出了用协方差阵降维法解决该问题。仿真结果表明,应用本文设计的滤波器,能有效克服姿态敏感器的量测噪声,准确估计出卫星的姿态。     

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....     

基于星敏感器/陀螺组合的一种半确定性卫星定姿方法

针对星敏感器/陀螺典型卫星姿态确定系统配置,考虑确定性方法的离散性及状态估计法对模型准确程度的依赖性,提出了一种半确定性姿态确定方法.以四元数为姿态描述参数,用基于Taylor展开近似的线性回归修正陀螺预报的姿态,并用修正的姿态信息反推出陀螺漂移量.仿真结果表明:该算法实现简单,无需实时递推滤波器增益阵,计算速度快,定姿性能较佳,可有效提高陀螺的姿态预报精度.     

基于ANFIS自调整EKF的微卫星姿态确定研究

针对太阳敏感器、磁强计以及惯性陀螺组成的微卫星姿态确定系统，设计了有陀螺测量和基于四元数差分法的无陀螺测量两种广义卡尔曼滤波器（EKF）。由于EKF设计复杂，通常参数计算和调整依赖地面系统，现应用自适应神经模糊推理（ANFTS）进行EKF的参数自调整；使用四元数避免了欧拉角法的奇异问题；采用高斯-牛顿误差最小法显著减少直接使用EKF的计算量。设计仿真数据进行算法验证，结果表明该方法能成功地得到姿态估计，ANFIS可以提高EKF精度，增强鲁棒性，而且便于最优的在轨自主导航。     

矢量观测确定卫星姿态的预测粒子滤波算法

在矢量观测的基础上,针对单独的星敏感器定姿,提出了一种将粒子滤波(PF)和预测滤波相结合的姿态确定算法,通过设计粒子初始化,结合重要性采样、重采样和规则化等手段,成功地将姿态四元数作为状态粒子进行更新和传递,避免了状态方程的线性化和协方差矩阵的计算;利用预测滤波算法估计模型误差和姿态角速度,在保证滤波精度的同时,有效降低了粒子滤波器的维数.实验在某对地观测通用小卫星平台上进行,选取卫星自由飞行状态和飞轮控制对地稳定模式,分别对滤波器进行了仿真,实验结果验证了该算法对本质非线性、非高斯的卫星姿态估计问题具有快速的收敛性能和良好的稳定精度.该方法还为粒子滤波器的设计和无角速度敏感器测量的飞行器姿态确定提供了借鉴.     

基于星体角速度估计的陀螺故障诊断

为在星载惯性基准单元(IMU)正常工作的陀螺的冗余度不满足奇偶方程法条件时诊断陀螺故障，通过卫星稳态运行期间高精度星敏感器输出的姿态四元数信息，根据卫星姿态运动学和动力学方程，采用非线性广义卡尔曼滤波(EKF)得到星体角速度的估计值。在此基础上，通过设计的故障诊断器对陀螺故障进行定位。仿真结果表明，该法可检测陀螺的突变和缓变故障。     

星间相对测量自主导航的改进容积卡尔曼滤波

针对仅利用星间相对位置测量的双星自主导航系统，提出一种基于可观度的改进容积卡尔曼滤波算法。该算法从系统可观度的物理意义出发，通过对预测协方差阵进行在线调整改善标准容积卡尔曼滤波算法对系统可观度敏感和不满足滤波拟一致性等问题。对具体算例进行数值仿真，校验了该改进容积卡尔曼滤波算法在基于星间相对位置测量的双星自主导航系统中的有效性，与标准容积卡尔曼滤波相比趋稳更快，精度更高。     

自主学习干扰观测器驱动的重复使用运载器再入段滑模控制

针对重复使用运载器(RLV)再入段的姿态控制问题，设计一种具有自主学习干扰观测器(SLDO)的滑模控制器。基于奇异摄动理论及时标分离原则，将RLV的姿态动力学方程划分为外环和内环子系统。根据RLV再入段模型不确定性和外部干扰均随时间变化、不可忽略且无法预知边界等特点，结合2型模糊神经结构、误差反馈学习架构以及滑模控制(SMC)理论，提出一种新型在线自主学习干扰观测器。设计基于SLDO驱动的多元超螺旋滑模控制器，完成对再入段姿态的跟踪。最后，针对6自由度RLV模型进行了仿真分析，仿真结果证明了控制方法的有效性以及鲁棒性。     

三维攻击角度约束部分制导控制一体化设计

针对侧滑转弯(STT)导弹带有攻击角度约束的机动目标拦截问题，提出一种基于自适应终端滑模动态面控制的三维部分制导控制一体化(PIGC)设计方法。首先，建立了针对机动目标拦截的侧滑转弯导弹三维部分制导控制一体化设计模型，且不需要导弹速度微分体轴系分量信息。然后，使用终端滑模控制理论构建误差向量与虚拟控制量，达成精确拦截与攻击角度约束的控制目的；引入有限时间非线性收敛扩张状态观测器(ESO)来在线估计系统不确定性；设计自适应算子与自适应更新律对观测器的估计误差进行补偿，以提高方法的鲁棒性。最后，三维空间拦截仿真校验了方法在提高拦截精度与增强角度约束收敛性能的有效性。     

诱杀弹抗反辐射导弹初步数学仿真

提出了使用诱杀弹（ＤＫＭ）拦截反辐射导弹（ＡＲＭ）的设计方案，通过建立数学模型，对诱杀弹拦截反辐射导弹的物理过程进行了数学仿真。仿真结果表明：该方案在原理上是可行的。     

基于迭代容积滤波的无源跟踪算法

对无源目标跟踪问题进行了研究,给出一种只有角度和距离测量的目标跟踪算法。为提高估计的精度和数值稳定性,采用了容积滤波算法,并用基于龙贝格-马尔塔(LM)算法改进迭代容积滤波算法,以提高估计精度,算法实现了对目标的无源跟踪。仿真结果表明:迭代容积滤波算法的跟踪效果更好。     

火箭上升段滚动时域制导控制一体化设计

针对传统火箭上升段制导与姿态控制系统分离设计无法最大程度优化控制精度、控制量需求等系统整体控制性能的问题，提出一种基于凸优化的滚动时域制导控制一体化(IGC)设计方法。首先建立反映质心运动和绕质心运动耦合关系的IGC模型并对其进行反馈线性化获得面向控制的线性模型。然后考虑控制约束，将上升段IGC问题建模为最优控制问题，基于凸优化理论设计滚动时域控制器。该方法基于滚动时域控制(RHC)策略中反馈校正和滚动优化的思想，可以及时弥补模型误差和外部干扰等造成的不确定性；同时利用凸优化算法计算复杂度低、求解简单的优势，有效解决了含控制约束的复杂优化问题的求解。基于李雅普诺夫稳定性理论证明了闭环系统的稳定性。数值仿真校验了该滚动时域控制方法的有效性和鲁棒性；并且仿真结果表明，火箭上升段IGC设计比传统分离设计制导精度更高、控制量需求更小且姿态变化更加平缓。     

基于容积滤波的自适应相对导航算法

针对激光交会雷达测量方程的非线性问题,将容积滤波算法应用于航天器相对导航中;并考虑测量噪声统计特性不准确以及测量信息偏差等工程因素,针对激光交会雷达测量参数类型不同的特点,提出了一种基于容积滤波的自适应相对导航算法。该算法通过自适应调整量测协方差阵,能有效降低统计特性不准确等测量异常给导航系统造成的不利影响。仿真结果表明该自适应导航算法在激光交会雷达测量值存在噪声统计特性不准确等情况下时仍可保持较高的导航精度。     

Cubature Kalman filtering for relative spacecraft attitude and position estimation

A novel relative spacecraft attitude and position estimation approach based on cubature Kalman filter is derived. The integrated sensor suit comprises the gyro sensors on each spacecraft and a vision-based navigation system on the deputy spacecraft. In the traditional algorithm, an assumption that the chief?s body frame coincides with its Local Vertical Local Horizontal (LVLH) frame is made to construct the line-of-sight observations for convenience. To solve this problem, two relative quaternions that map the chief?s LVLH frame to the deputy and chief body frames are involved. The general relative equations of motion for eccentric orbits are used to describe the positional dynamics. The implementation equations for the cubature Kalman filter are derived. Simulation results indicate that the proposed filter provides more accurate estimates of relative attitude and position over than the extended Kalman filter.     

航天器柔性太阳翼最优PPF主动振动抑制方法

针对采用可变速控制力矩陀螺(VSCMG)进行柔性太阳翼振动抑制问题，提出一种基于求解非光滑 H∞ 综合问题的最优参数正位置反馈(PPF)控制方法。首先，建立考虑VSCMG和柔性太阳翼耦合的振动模型，得到了线性化的约束陀螺柔性板动力学模型，基于同位控制思想推导了以角度陀螺为测量装置的约束陀螺柔性板全阶状态空间模型。针对被控对象特性，确定最优PPF控制器的结构构型和待优化参数。进而，通过对约束陀螺柔性板全阶状态空间模型进行降阶、修正和加权处理，将PPF控制器参数优化问题转化为在PPF控制器构型约束条件下的非光滑H∞综合问题，并应用一阶下降算法进行寻优求解，实现最优PPF控制器的设计。该方法能够实现对各阶陀螺模态的独立控制，在保证快速性和鲁棒性的前提下，实现最优PPF参数的稳定高效求解。仿真结果表明，所提出的最优PPF控制方法能够快速、鲁棒地实现航天器柔性太阳翼的主动振动抑制。     

深空机动对运载火箭发射火星探测轨道研究

为解决长征(LM)运载火箭发射火星探测器转移轨道时，因低温入轨级最长允许滑行时间及测控限制，有效发射日期窗口亟需拓展的问题，采用主矢量理论结合序列二次规划算法(SQP)，研究了探测器深空机动(DSM)对优化运载火箭发射火星转移轨道的作用。在发射直接转移火星探测轨道算法基础上，重点研究了包含引力影响球(SOI)内近地及近火飞行段后，采用主矢量获取深空机动最优猜测初值的分析算法，通过直接使用探测器近火点目标轨道参数优化运载火箭发射轨道，研究对比不同优化目标及设计约束下深空机动的分析结果，证实深空机动对降低转移轨道总发射能量需求、拓展发射日期窗口的高效性；该算法已应用于工程设计。