一种基于信息融合的深空巡航段自主导航算法

针对自主光学导航在深空巡航段应用中的问题,提出了一种基于信息融合的自主导航算法。由太阳敏感器测量获得太阳相对探测器的视线矢量,由分光计测量获得探测器相对太阳的径向速度,构建自主导航系统的两种信息观测方程;由基于状态估计误差协方差阵奇异值动态确定信息分配因子,用信息融合技术和扩展卡尔曼滤波算法实时估计探测器的位置与速度。对深度撞击任务的实际飞行数据的数值仿真结果表明:自主导航算法的轨道确定精度满足深空巡航段要求。     

基于四元数的UKF多传感器卫星姿态确定

对采用磁强计和太阳敏感器的卫星姿态模型,应用无迹卡尔曼滤波(UKF)算法确定卫星姿态。由四元数描述姿态,在算法中将其转换成旋转矢量,另设计了四元数求均值的迭代算法,解决了四元数在UKF算法中的处理。仿真结果表明:广义卡尔曼滤波(EKF)算法对初值依赖性较大,UKF算法不受初值影响且精度高于EKF,具快速性、精度高和稳定性强等优点。     

基于盒粒子滤波的低成本皮纳卫星高效姿态确定算法

针对低成本皮纳卫星姿态确定系统在质量、体积、计算量以及能耗等方面的限制问题，本文基于区间分析理论提出了卫星姿态区间化描述方法并建立了运动学区间化方程，提出了基于盒粒子滤波(BPF)的皮纳卫星姿态确定算法。该算法首先采用双矢量算法对太阳敏感器和磁强计得到的量测进行姿态解算，并将解算出的姿态四元数作为伪量测值输入传递给BPF，从而降低敏感器噪声对估计精度的影响。仿真实验表明，相比于传统粒子滤波的姿态确定算法，本文所提出的BPF姿态确定算法能够在保证姿态确定精度的同时大幅缩短算法运行时间。     

基于低成本MEMS传感器的皮卫星融合定姿算法研究

基于低成本低精度的MEMS陀螺、太阳敏感器、磁强计组合,设计了Unscented Kalman融合滤波算法.同时考虑到可能的故障模式,提出了仅依赖磁强计的备份滤波算法.在姿态参数选取上,采用修正罗德师里德参数来描述卫星姿态,降低了滤波器的维数,避免了采用四元数时解算状态误差协方差参数的奇异.利用MEMS陀螺采集的随机噪声数据进行半物理仿真,仿真结果表明:该融合算法能有效对卫星姿态进行实时估计,在个别敏感器失效的情况下,同样能实现较高的精度,满足普通任务的要求.该算法具有工程实现意义,是对低精度MEMS敏感器在低成本皮卫星上应用的有益探索.     

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。     

全天球太阳矢量确定算法及在速率阻尼中的应用

介绍了一种全天球太阳矢量确定算法,算法采用的敏感器组件可以减少敏感器安装的约束条件,并在此基础上设计了一种基于太阳矢量的角速度阻尼算法,能够有效解决地磁矢量测量精度对于阻尼算法的影响。仿真结果表明算法能够确定任意姿态下的太阳矢量和地磁矢量低测量精度下的角速度阻尼,具有重要的工程实践意义。     

三轴稳定深空探测器的自主姿态制导

针对深空探测器定向任务、定向手段和姿态约束的多样性,需要为探测器制订多种三轴姿态定向方案;同时深空环境对姿态敏感器选用造成了限制,使得从控制回路外部引入参考姿态指令成为必然.对此提出姿态制导的概念,给出了参考的姿态参数的星上实时计算方法,该算法利用自主导航信息,从矢量代数和矢量运动学的途径给出了定向任务所需的参考姿态和参考姿态角速率.制导方法经过了小天体探测多任务模式姿态控制数学仿真与演示的验证,能满足多种定向方案对姿态控制指令提出的算法通用、实时计算、便于星上自主实施的要求.     

卫星姿态四元数的连续化方法及姿态控制算法研究

对无陀螺的微小卫星,提出了一种仅利用磁强计、太阳敏感器作为定姿部件的改进双矢量定姿算法,该算法解决了四元数输出跳变问题,基于该定姿算法确定的连续四元数设计了具有滤波功能的卫星姿态控制算法。仿真结果表明,该算法可保障卫星在任意初始状态下的姿态稳定,提高了可靠性、安全性,具有良好的工程应用前景。     

基于太阳观测的深空巡航段自主导航方法研究

针对基于小行星观测的自主光学导航在深空巡航段应用中存在的问题,提出了两种基 于太阳观测的自主导航方法。以太阳视线矢量为基本观测量,分别利用分光计和星载导航相 机测量探测器相对于太阳的径向速度和导航天体相对于探测器的视线矢量,进而构建了基于 太阳信息和视线信息的两种观测方案。对两种观测方案的原理和观测方程进行了详细分析和 推导,并采用扩展卡尔曼滤波算法实时估计探测器轨道。最后,以深度撞击任务的实际飞行 数据对本文提出的两种自主导航方法进行仿真验证。结果表明,两种自主导航方法的轨道估 计精度满足深空巡航段的要求。
     

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GPS的多基线姿态系统研究

在QUEST算法的基础上,提出了非单位向量前提下的四元数估计算法。该算法考虑了基线长度对精度的影响,将其应用于自制的GPS多基线姿态系统,计算载体的姿态角,验证系统及算法的精度。通过两次实验结果对比表明:该套GPS姿态系统具有较高的精度,非单位向量的四元数估计算法计算精度明显高于TRIAD算法。     

刚体姿态估计的类Rodrigues参数算法研究

针对Rodrigues参数描述刚体姿态运动时的缺陷,提出了一种类Rodrigues参数的姿态估计算法,从定义上避免了Rodrigues参数和修正Rodrigues参数在π-,-π,2π,-2π时的奇异。推导了类Rodrigues参数描述的姿态运动学微分方程,给出了坐标变换的类Rodrigues参数描述,讨论了类Rodr...     

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。     

Square-root quaternion cubature Kalman filtering for spacecraft attitude estimation

A novel quaternion estimator called square-root quaternion cubature Kalman filter is proposed for spacecraft attitude estimation. The filter approach uses a gyro-based model for quaternion propagation and a reduced quaternion measurement model to substantially reduce the computational costs. The process and measurement noises of the system model exhibit the same kind of linear state-dependence. The properties of the state-dependent noises are extended and more general expressions for the covariance matrices of such state-dependent noises are developed. The new filter estimates the quaternion directly in vector space and uses a two-step projection method to maintain the quaternion normalization constraint along the estimation process. The square-root forms enjoy a consistently improved numerical stability because all the resulting covariance matrices are guaranteed to stay positive semi-definite. Extensive Monte-Carlo simulations for several typical scenarios are performed, and simulation results indicate that the proposed filter provides lower attitude estimation errors with faster convergence rate than a multiplicative extended Kalman filter, a quaternion Kalman filter, and a generalized Rodrigues parameters (GRPs)-based cubature Kalman filter for large initialization errors.     

捷联惯性导航系统姿态算法研究

用四元数和旋转矢量在捷联惯导系统中表示姿态矩阵,在圆锥运动的条件下,对旋转矢量算法进行了优化。对四元数、旋转矢量优化算法进行了仿真比较。仿真结果表明:等效旋转矢量算法明显优于四元数算法。     

基于模型误差确定卫星姿态的预测滤波算法

本文给出了一种高精度、鲁棒性强的实时姿态估计算法，即预测滤波算法。该算法利用星敏感器所提供的观测矢量，对运动学方程中由陀螺漂移造成的角速度模型误差进行一步预测，从而准确地估计卫星的运动姿态和角速度。预测滤波算法的良好性能已通过仿真测试得到了验证。文中进一步提出的修正算法，使滤波器的预测性能得到了改进。     

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。     

Three-axis attitude determination using incomplete vector observations

Attitude determination refers to determining the orientation of a vehicle relative to its reference coordinate system. This paper presents a new algorithm for three-axis attitude determination using measurement vectors composed of incomplete vector components. The attitude determination performance of the proposed algorithm is compared with those of the TRIAD and QUEST algorithms in a simulation.