火星探测光学自主导航半物理仿真系统设计

针对火星探测中的捕获段和环火段,探讨火星探测光学自主导航半物理仿真系统的设计方案.研究了轨道动力学模型和光学相机导航系统图像处理方法,建立了自主导航算法模块的观测模型和输出显示模块的模型,利用Unscented卡尔曼滤波算法对探测器的位置和速度滤波.仿真结果表明,自主导航精度较高.     

基于UKF算法的航天器自主导航研究

针对卫星上配备的多种姿态敏感器，进行了导航方案的设计，利用姿态敏感器的测量信息实现轨道参数的估计。通过UKF(Unscented Kalman Filter)算法研究了卫星的自主导航问题，较传统的扩展卡尔曼滤波方法(EKF)简化了计算过程。数值仿真结果验证了该导航算法的优越性。     

仅用星敏感器的卫星姿态估计UKF算法研究

针对无陀螺或陀螺失效等情况下的卫星姿态确定问题,应用基于Unscented变换的Unscented滤波理论,提出了仅利用星敏感器矢量观测信息来确定无陀螺卫星姿态的Unscented卡尔曼滤波算法,并进行了数学仿真,仿真结果表明了所提出的UKF算法在无陀螺情况下对卫星姿态估计的有效性和可靠性。     

改进的粒子滤波算法在软着陆小天体中的应用

针对小天体软着陆过程中估计目标天体质心视线的导航方法失效问题,给出了一种基于特征点信息的自主光学导航方法。为了进一步提高对轨道参数的估计精度,考虑到系统中存在的非高斯噪声,以及基本粒子滤波算法带来的粒子退化和采样枯竭问题,给出了一种改进的粒子滤波算法。最后,通过仿真计算,验证了所给出的自主光学导航方法以及改进的粒子滤波算法的可行性和有效性。     

跟飞编队卫星相对导航自适应EKF算法研究

针对跟踪星对目标星跟飞编队的相对导航问题,提出了基于自适应扩展卡尔曼滤波（EKF）的相对导航算法。以线性离散化的椭圆参考轨道相对动力学模型为导航状态方程．设计了虚拟测量量及相应的测量矩阵,避免了求解雅可比矩阵的复杂计算。为了适应构型尺寸变化引起的模型误差变化,提出了模型误差在线估计算法。仿真显示,算法具有较快的收敛速度和较高的估计精度。该研究成果可作为卫星编队应用的有益参考。     

着陆小行星的视线测量自主光学相对导航算法及其可观性分析

 以软着陆小行星为工程应用背景,提出了基于视线(LOS)测量的自主光学相对导航算法,并对导航算法的可观性进行了比较深入的分析研究。首先,基于透视投影模型的共线方程,给出了导航测量方程和测量敏感矩阵;接着,通过多个视线矢量的测量,应用高斯最小二乘微分修正(GLSDC)和龙贝格-马尔塔(LM)算法对探测器的位置和姿态参数进行了估计。然后,通过对误差方差阵逆矩阵秩的分析,比较详尽地分析了不同数量视线观测条件下导航算法的可观度和可观性。最后,通过数学仿真对所提出的自主导航算法的可行性进行了验证。     

GNSS接收机在探月三期中的应用研究

探月工程对飞行器导航系统的性能提出了更高要求,因而有必要研究GNSS(Global Navigation Satellite System,全球导航卫星系统)接收机在探月任务中的应用。以探月工程三期为应用需求,开展地-月-地转移过程中的GNSS接收机可用性分析、GNSS信号特性分析;并针对低信噪比环境下的高灵敏度接收机系统应用进行设计,采用弱信号捕获算法和弱信号跟踪算法实现-175dBW的灵敏度;最终采用基于轨道动力学模型的卡尔曼滤波方法实现了GNSS自主定轨算法。仿真表明:GNSS接收机在60 000km以下的地-月转移和月-地转移弧段能够为探月飞行器提供100m以内位置精度的导航服务。     

组合导航数据融合自适应UKF算法研究

为进一步改善平方根无迹卡尔曼滤波(Square Root Unscented Kalman Filter,SRUKF)在微惯/卫星组合导航数据融合中的估计精度和计算复杂度,针对工作于高机动状态下随机模型统计特性不确定和SRUKF中计算繁琐的问题,分别结合最大后验概率估计准则和矩阵奇异值分解技术,提出了一种新的快捷自适应UKF算法。通过微惯/卫星组合导航系统进行数据测试,结果表明,新算法不仅能够降低时变噪声对导航滤波算法精度的影响,有效提高系统的自适应能力,而且相比传统算法计算效率提升了约16%。研究结果对工程应用具有一定的理论价值。     

基于地月三角平动点的卫星自主定轨

近年提出了利用地月系平动点建立深空导航星座的设想。在受太阳摄动的真实力模型下,地月系平动点是不稳定的,从而会导致导航星座必须通过控制才能定点在特定区域。针对此问题,引入一种特殊的平动点轨道,即动力学替代轨道。平动点轨道卫星星座可利用星间测距数据自主定轨,由于动力学替代轨道具有长期稳定性,整个自主定轨过程不需要来自地面的测控支持,且定轨精度可达到观测精度。研究结果表明,观测资料的长短、导航卫星垂直白道面的运动分量都将影响到导航星间的自主定轨精度。该研究成果可以应用在以后的地月系导航星座中。     

一种基于径向加速度的Singer-EKF机动目标跟踪算法

针对雷达均不能提供目标加速度信息,在目标机动时会出现跟踪精度差甚至跟踪发散的问题,提出一种基于径向加速度的Singer-EKF算法。该算法在信号处理阶段利用Radon-Ambiguity变换（RAT）估计出目标的径向加速度,并通过坐标转换将其引入量测向量中,然后采用基于Singer模型的扩展卡尔曼滤波（EKF）算法实现机动目标的跟踪。仿真验证了该方法的有效性,并与传统的不带径向加速度的扩展卡尔曼滤波（EKF）方法进行了比较,结果表明该方法在径向距离、位置、加速度和速度估计精度方面都有所提高。     

空间平台机动变轨自主导航研究

针对空间平台在高轨道机动变轨过程中自主导航的需求,采用了基于Kalman滤波器的捷联惯导与星敏感器的组合导航方案。结合Kalman滤波中协方差更新的误差分配分析方法,分析了影响空间平台状态估计误差的主要因素。采用适用于高轨道的球谐重力模型,运用STK工具包设计了变轨机动轨迹,将该轨迹应用于组合导航方案的仿真验证。仿真结果表明,量测噪声是影响空间平台姿态精度的主要因素,加速度计零偏对变轨过程速度精度有决定性影响,改善两者的精度可以实现空间平台机动变轨的高精度自主导航。     

Vision-aided inertial navigation for pinpoint planetary landing

Autonomous and safe landing spacecraft on moon and planetary bodies is a rather difficult and risky task. Accurate relative navigation between the spacecraft and the planetary surface is essential, together with the autonomous hazard detection and avoidance. This paper describes the vision-aided inertial navigation (VAIN) scheme to meet the pinpoint landing requirement of the next generation planetary lander. Images of distinctive surface feature called feature points/landmarks are detected and tracked autonomously to improve the performance of inertial navigation. Landmark image information derived from optical navigation camera and the spacecraft state information sensed by IMU (Inertial Measurement Unit) are integrated in extended Kalman filter algorithm. The validity of the proposed navigation scheme is confirmed by computer simulation.     

Spacecraft orbit determination using GPS navigation solutions

The orbit determination using the GPS navigation solutions for the KOMPSAT-1 spacecraft has been studied. The Cowell method of special perturbation theories was employed to develop a precision orbit propagation, and the perturbations due to geopotential, the gravity of the Sun and the Moon, solid Earth tides, ocean tides, the Earth's dynamic polar motion, solar radiation pressure, and atmospheric drag were modeled. Specifically, the satellite box-wing macro model was applied to minimize the drag errors at low altitude. The estimation scheme consisted of an extended Kalman filter and Bayesian least square method. To investigate the applicability of the method to the KOMPSAT-1 spacecraft, the orbit determination was accomplished using the GPS navigation solutions for the TOPEX/POSEIDON and TAOS satellites. The orbit determination results were compared with NASA POE generated by global laser tracking. The position and velocity accuracy was estimated about 16∼7 m and 0.0157∼0.0074 m·s⁻¹ RMS, respectively, for the two satellites in the presence of SA. These results verify that an orbit determination scheme using GPS navigation solutions can provide the static orbit information and reduce conspicuously the position and velocity errors of navigation solutions. It can be suggested that the sequential and batch orbit determination using the GPS navigation solutions be the most appropriate method in the KOMPSAT-1 type mission.     

Optical guidance for autonomous landing of spacecraft

An autonomous rendezvous guidance scheme for spacecraft to descend to small celestial bodies by using optical information is presented. First, a new guidance, navigation, and control (GNC) method based on fixation-point (FP) inheritance is proposed. A spacecraft can safely descend toward the target point on the celestial body by tracking and autonomously renewing the FPs on the surface. Next, we deal with the method of extracting the FPs. A spatial band-pass filter (BPF) is applied to pictures taken to enhance features having comparable size with the tracking window. Local variance of the filtered image is used as a criterion of the extraction. Then, the relative information between the spacecraft and the celestial body (position, velocity, attitude, etc.) is calculated from the image coordinates and the range measurements of the FPs from the spacecraft. To suppress observation noise and improve navigation accuracy, an application of the extended Kalman filter is also presented. Finally, simulations are conducted to verify the guidance precision and the fuel consumption of the proposed guidance scheme     

Unscented粒子滤波在静基座捷联惯导系统大方位失准角初始对准中的应用研究

 静基座大方位失准角的捷联惯导系统误差方程是非线性的，Unscented粒子滤波从非线性系统状态向量概率分布出发，结合Unscented卡尔曼滤波和粒子滤波的特点，无需对非线性系统模型进行处理而能达到较高的滤波精度。本文对Unscented粒子滤波进行了研究，并结合重采样算法，运用于捷联惯导系统静基座大方位失准角初始对准中，计算结果验证了该方法的有效性与优越性。     

基于双视线测量的相对导航方法

对非合作目标自主交会中的中远程相对导航问题进行研究.首先,给出二阶近似的航天器相对轨道动力学方程,并对视线(LOS)导航方法的可观测性进行了分析.然后,提出基于双视线测量的相对导航方案.该导航方案中,系统过程噪声模型采用适用于航天器远距离相对运动的轨道动力学方程;量测量包括目标对两个追踪航天器的视线角和追踪航天器之间的...     

惯性卫星紧组合导航系统自主完好性算法研究

为保证组合导航系统运行的可靠性和输出导航参数的准确性,结合组合导航系统的自主完好性检测的基本算法,基于气压高度辅助下的卫星导航接收机最小二乘检测法和组合导航卡尔曼卡方检验法,提出了一种能够识别突变故障和缓变故障的组合导航系统自主完好性检测的算法,充分利用导航系统中高精度惯导系统的导航信息,实现了组合导航系统的自主完好性检测算法,提高了组合导航系统在复杂环境下的导航信息可靠性。     

基于卫星和星敏感器的冗余激光惯组在轨标定

采用高精度卫星导航速度、位置信息以及星敏感器提供的姿态信息设计十表冗余捷联惯组的标定模型,包含陀螺和加速度计的零次项和标度因数,对卫星和星敏感器辅助的冗余激光陀螺捷联惯组进行实时在轨标定.利用标准Kalman滤波和Sage-Husa自适应滤波作为估计算法,对十表冗余捷联惯组参数进行在线估计.数值仿真结果表明:参数标定精度均在7％以内,是一种实时的在轨标定方法,满足误差补偿要求.冗余惯组在轨标定方法为航天器高精度定姿和定轨提供了一种理论参考.     

航天器自主导航状态估计方法研究综述

自主导航是航天器自主运行的核心关键技术。状态估计是实现航天器自主导航的核心手段,是指实时确定航天器在轨位置、速度和姿态等导航参数,是航天器自主导航技术的重点发展方向之一。首先,针对航天器自主导航的实际需求,阐述了研究航天器自主导航状态估计方法的必要性,具体从导航系统可观测性分析、导航滤波算法、导航系统误差补偿3个方面介绍了航天器自主导航状态估计方法的研究现状;然后,分析并总结状态估计方法在航天器自主导航系统中的实际应用;最后,结合理论研究和实际应用,给出了状态估计方法目前存在的主要问题并对其后续发展进行了展望。