超低轨道地球卫星脉冲星/星光折射/光谱组合导航

针对超低轨道地球卫星导航自主需求,提出了一种脉冲星/星光折射/光谱测速组合天文导航方法。首先根据地球超低轨道卫星运行轨道动力学方程建立导航系统状态模型;分别根据脉冲到达时间差和星光折射角与天体光谱频率建立导航系统量测模型;使用Unscented卡尔曼滤波方法,降低随机误差对导航精度的影响,使用基于UKF的信息融合方法,有效融合了三种天文导航方法结果数据。经计算机仿真分析,该组合导航方法位置导航误差均值为85.62m,速度误差均值0.190m/s,能够满足超低轨道地球卫星在轨运行导航需求。     

弹道导弹的捷联惯性/天文组合导航方法

针对传统的捷联惯性/天文(SINS/CNS)组合导航系统不能精确估计加速度计偏置而导致导航误差发散的问题,提出一种基于星光折射间接敏感地平的捷联惯性/天文(SINS/RCNS)组合导航方法。利用星敏感器测量星光折射角,结合大气折射模型得到的折射视高度来抑制位置误差的发散。推导了基于星光折射新的量测方程,分析了折射星数目与导航精度的关系,当使用多颗折射星时能够精确估计加速计偏置,从而能够完全抑制位置误差的发散,并对系统进行可观测性分析。通过卡尔曼滤波实现了状态估计。仿真结果表明:本文方法的导航精度优于传统方法,有效抑制了位置误差的发散,验证了本文方法的有效性。     

精确星光大气折射导航观测模型的研究

高精度星光折射间接敏感地平的自主导航方法,目前被国内外广泛关注,由于大气参数变化的不确定性,国内外现用星光折射模型有一定局限性,使得利用星光折射导航定位精度大打折扣.根据大气密度随高度、纬度、季节等变化规律,有效改进现有固定高度(25km)的观测模型,可从整体上提高自主导航精度及可靠性.并通过对大气折射原理、平流层大气数据、大气模型以及影响星光折射观测模型的诸多因素的深入研究,建立了自适应连续高度(20~50km)的星光折射观测模型,同时建立带摄动的系统方程,利用Unscented卡尔曼滤波算法进行了计算机仿真研究,并对仿真结果进行了误差分析.      

基于摄动轨道的卫星自主天文导航仿真研究

针对星光折射间接敏感地平的卫星自主天文导航方法 ,利用推广的卡尔曼滤波方法进行仿真研究。为了准确建立运动模型 ,在系统方程中引入了非球形地球引力中的二阶带谐项 ;在考虑具有指数密度的球状分层大气的基础上 ,建立了以星光视高度为观测量的量测方程。在建立了推广的卡尔曼滤波方程后 ,文章进行了计算机仿真 ,并对仿真结果进行了详细的误差分析 ,结果表明基于摄动轨道的星光折射间接敏感地平的卫星自主天文导航方法能取得较高的导航精度     

考虑星历误差的天文测角/时间延迟量测组合导航方法

基于太阳震荡的时间延迟是一种新型天文导航量测量，可以提供探测器相对反射天体的距离信息，与星光角距量测量结合，可以提高导航性能。然而，星光角距量测模型与时间延迟量测模型均含有火卫一相对火星的位置矢量，火卫一的星历误差将影响导航精度。针对这一问题，提出了一种基于在线估计的天文测角/时间延迟量测组合导航方法，建立了包含火卫一位置及速度的状态模型，利用星光角距及时间延迟量测量同时对火卫一的位置和速度进行在线估计，仿真结果表明，提出的方法可以有效抑制火卫一星历误差对组合导航精度的影响，为探测器提供高精度的自主导航信息。     

考虑太阳自转的天文多普勒差分导航方法

基于太阳震荡的时间延迟是一种新型天文导航量测量，可以提供探测器相对反射天体的距离信息，与星光角距量测量结合，可以提高导航性能。然而，星光角距量测模型与时间延迟量测模型均含有火卫一相对火星的位置矢量，火卫一的星历误差将影响导航精度。针对这一问题，提出了一种基于在线估计的天文测角/时间延迟量测组合导航方法，建立了包含火卫一位置及速度的状态模型，利用星光角距及时间延迟量测量同时对火卫一的位置和速度进行在线估计，仿真结果表明，提出的方法可以有效抑制火卫一星历误差对组合导航精度的影响，为探测器提供高精度的自主导航信息。     

一种近地卫星自主定轨的联合滤波算法

地磁场具有完整的数学模型,而地磁场矢量是卫星的位置矢量函数,利用地磁场测量可以实现近地卫星的自主导航。首先建立近地卫星的高精度轨道动力学模型,提出基于星敏感器与磁强计相结合的自主导航算法,利用星敏感器输出高精度的姿态信息,同时恒星星光矢量与地磁场矢量组成两种观测模式,采用联合滤波算法对系统进行数值仿真,并对滤波算法的收敛性和仿真结果的精度进行了分析。通过对数值仿真结果的分析证实了该方案具有良好的鲁棒性和容错性。     

基于紫外敏感器和星敏感器的卫星自主导航

卫星利用紫外敏感器和星敏感器进行自主导航的方法中地心矢量的测量精度是影响导航精度的重要因素之一,而地心矢量的测量又受到地球扁率的影响。在考虑地球扁率的前提下,研究了地球扁率对地心矢量测量的影响,给出了基于卫星姿态的地心矢量的补偿方法。仿真结果表明该补偿方法具有较高的补偿精度,并且能有效地提高卫星自主导航精度。     

航天器自主天文导航系统的可观测性及可观测度分析

天文导航系统中的观测量是一个重要的精度影响因素,星光角距和星光仰角是天文导航中两种最常用的观测信息,首先介绍了这两种观测信息及其量测方程的建立,然后从天文导航系统的可观测性和可观测度的角度,以观测矩阵的条件数作为系统可观测度的度量标准,分析了由于所选用的观测量的不同所导致的系统导航性能的差别,同时给出了一种衡量天文导航系统中的观测量和系统性能的分析方法.计算机仿真结果证明了该方法的有效性.     

一种基于纯天文观测的火星车自主导航方法

提出了一种基于纯天文观测的火星车自主天文导航新方法.该方法仅需利用由星敏感器视场内测量得到的火星卫星(火卫一、火卫二)和某一恒星之间的星光角距,结合火星车的运动模型,通过Unscented粒子滤波方法,即可获得高精度的火星车实时位置信息.计算机仿真结果表明了该方法的有效性,同时对几个关键的精度影响因素进行了仿真分析.      

Autonomous satellite navigation using starlight refraction angle measurements

An on-board autonomous navigation capability is required to reduce the operation costs and enhance the navigation performance of future satellites. Autonomous navigation by stellar refraction is a type of autonomous celestial navigation method that uses high-accuracy star sensors instead of Earth sensors to provide information regarding Earth’s horizon. In previous studies, the refraction apparent height has typically been used for such navigation. However, the apparent height cannot be measured directly by a star sensor and can only be calculated by the refraction angle and an atmospheric refraction model. Therefore, additional errors are introduced by the uncertainty and nonlinearity of atmospheric refraction models, which result in reduced navigation accuracy and reliability. A new navigation method based on the direct measurement of the refraction angle is proposed to solve this problem. Techniques for the determination of the refraction angle are introduced, and a measurement model for the refraction angle is established. The method is tested and validated by simulations. When the starlight refraction height ranges from 20 to 50 km, a positioning accuracy of better than 100 m can be achieved for a low-Earth-orbit (LEO) satellite using the refraction angle, while the positioning accuracy of the traditional method using the apparent height is worse than 500 m under the same conditions. Furthermore, an analysis of the factors that affect navigation accuracy, including the measurement accuracy of the refraction angle, the number of visible refracted stars per orbit and the installation azimuth of star sensor, is presented. This method is highly recommended for small satellites in particular, as no additional hardware besides two star sensors is required.     

新型复合多视场光学敏感器及其导航方法

基于利用四面镜结构实现的复合多视场光学敏感器,给出了一种高精度天文导航方法,即通过四面镜同时观测地球、导航星和折射星,利用卫星、地球、恒星之间的位置关系,实现自主导航。通过研究导航量测信息的获取途径,给出了复合多视场光学敏感器的5种实用工作方式。结合卡尔曼滤波算法,建立了自主天文导航的仿真模型,并对5种工作方式进行了仿真与比较。仿真结果表明:双组直接敏感地平与单组间接敏感地平结合的导航方式精度最高,位置精度达到了10 m量级。      

航天器天文导航模糊自适应卡尔曼滤波研究

星光折射间接敏感地平的自主天文导航方法能够获得很高的导航精度,但由于大气密度模型时空分辨率不高,这种方法所敏感的地平有可能出现较大的瞬时误差,从而导致导航滤波器精度降低,有时甚至发散.为了解决这一问题,提出将模糊推理系统应用于自主天文导航,研究基于Unscented卡尔曼滤波的模糊自适应算法,使导航滤波器在观测值异常时具有一定的自适应能力.计算机仿真结果验证了该方法的有效性.      

一种深空探测器自主天文导航新方法及其可观测性分析

天文导航是一种适用于深空探测器的完全自主的导航方法，与传统的直接利用天体观测信息进行滤波的方法不同，针对深空探测器，提出了一种首先利用天文观测信息通过几何解算得到一个初步的定位结果，再结合轨道动力学方程利用多模自适应(MM)滤波方法对初步结果进行再处理的自主天文导航新方法，仿真计算的结果表明，该方法可以明显提高导航定位精度，同时从可观测性和可观测度的角度，分析了应用该方法提高导航定位精度的原因和机理。