基于双观测器的卫星姿控系统敏感器故障隔离

卫星的姿态测量部件通常包括光学敏感器和惯性敏感器,这两类敏感器的故障隔离是卫星闭环姿控系统故障诊断的难点之一。利用双观测器方法实现两类敏感器的故障隔离,由卫星姿态运动学方程可知,这两类敏感器的输出存在解析冗余,可建立一个"虚拟"系统。对这个系统设计两个不同的观测器,其中一个是Kalman滤波器,能检测两类敏感器的故障;另一个是隔离观测器,能检测光学敏感器的故障,通过比较这两个观测器的输出残差,达到故障隔离的目的。将该方法应用于包含太阳敏感器、红外地球敏感器和陀螺的卫星姿控系统的故障诊断,数学仿真结果验证了这种方法的有效性。     

卫星高精度相对姿态确定技术

高分辨率遥感卫星姿态事后处理精度的典型指标要求为2.4″(3σ).受星敏感器低频误差影响,常规的星敏感器/陀螺组合定姿方法的姿态确定精度难以实现上述指标要求.考虑到陀螺短期测量精度高的特性,提出了一种基于陀螺测量信息的相对姿态确定方案.利用陀螺信息确定各时刻相对于起始时刻的相对姿态,起始时刻的绝对姿态精度由地面高精度标定等手段保证.采用该方案可以在一定时间内实现高精度的姿态确定精度.给出了针对该方案的理论分析、数学仿真以及物理仿真试验结果.     

多星敏感器测量最优姿态估计算法

多数利用星敏感器加陀螺组合的姿态确定方法中,由于星敏感器精度较高,使得系统定姿的精度比较高.然而,姿态确定的算法因观测模型和误差处理不当,导致滤波器观测修正能力下降,从而不能有效地估计陀螺的漂移误差.提出了基于星敏感器观测姿态角的误差建模,研究了多星敏感器组合的最优安装构型和观测融合方法.利用加权最小二乘法对观测数据的预处理,使观测方程定常化.再利用陀螺加星敏感器组合的扩展Kalman滤波(EKF,Extended Kalman Filtering)对航天器姿态和陀螺漂移进行估计.仿真结果表明,提出的多星敏感器最优组合的滤波方法能够有效精确地估计卫星三轴姿态和陀螺漂移,且该方法计算量小,有利于卫星定姿系统的在轨自主运行.     

直接敏感地平的空天飞行器惯性/天文组合方法

传统的惯性/天文位置组合导航系统中,由于天文定位观测输出耦合了水平观测平台基准误差,往往存在系统噪声与量测噪声不完全独立的问题.针对此问题,分析了利用天文观测量修正惯性系下陀螺漂移的原理,提出了一种直接敏感地平进行天文解析定位及组合滤波的空天飞行器自主导航定位方案,并建立了相应的组合滤波模型.所提出的方法采用星敏感器和陀螺仪构造惯性基准,并在此基础上进行基于红外地平仪的天文定位解算,最后进行惯性/天文组合定位.该方案充分利用了星光敏感器在惯性系下姿态测量精度高的优点,并使惯性/天文组合定位滤波中状态噪声和观测噪声完全独立,仿真结果验证了该定位方法的有效性.     

一种基于虚拟星敏感器的卫星姿态确定方法

对于配置多个星敏感器的卫星,采用常规的定常增益卡尔曼滤波方法进行姿态确定时,存在滤波定常增益矩阵众多、系统复杂的问题,为了简化滤波系统设计,统一定常增益矩阵,提出一种基于虚拟星敏感器的姿态确定方法.给出一种计算量小、适合星载计算机在轨实时计算的星敏感器时间滞后补偿及相对基准标定算法,将星敏感器的输出数据统一到当前星时,同时将星敏感器的测量基准统一.基于单星敏/双星敏的输出数据构造虚拟星敏感器(安装矩阵为单位阵)的输出数据,设计统一的定常增益矩阵进行姿态确定.仿真结果表明,本方法与常规的定常增益卡尔曼滤波方法姿态确定精度相当,从而验证该方法有效,且具有重要的工程应用价值.     

基于无陀螺微惯性测量单元的惯性恒星罗盘

为满足微纳航天器对姿态确定系统的体积、重量、功耗、精度等严格要求,提出用无陀螺微惯性测量单元(GFMIMU,Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement Unit)和星敏感器组成惯性恒星罗盘(ISC,Inertial Stellar Compass)的姿态确定方案.根据无陀螺的测量原理建立了ISC的状态方程,将星敏感器的姿态测量信息作为观测量,修正GFMIMU长时间工作误差的积累.利用卡尔曼滤波器对ISC的定姿误差进行估计,并采用可观测性分析理论证明滤波器的滤波稳定性.最后,对ISC进行了系统仿真,仿真结果证明ISC可以满足微纳航天器的使用要求.      

一种高动态条件下惯性星光组合定姿方法

针对高动态条件下星图拖尾导致惯性星光组合定姿精度下降甚至无法定姿的问题,提出了一种基于乘性扩展卡尔曼滤波的惯性星光深度组合姿态确定方法.利用星敏感器观测信息修正姿态误差,补偿陀螺漂移,并建立了陀螺输出的角度变化量与星图像移的关系,利用陀螺输出信息估计星图拖尾的模糊参数,采用维纳滤波复原方法对产生拖尾的星图进行复原以提高星图信噪比和观测精度.仿真结果表明该方法可以有效提高星像质心提取精度和星图识别率,对初始姿态误差修正更快,且不存在星图误匹配的情况,保证了惯性星光组合定姿方法在高动态条件下仍能保持较高的精度.     

基于多重UKF的粗太阳敏感器标定算法研究

针对粗太阳敏感器存在的非余弦特性以及易受空间环境杂光干扰的影响,为了提高粗太阳敏感器的定姿精度,需对其电池片进行标定.通过设计多重UKF(Unscented Kalman Filter)滤波器实现对粗太阳敏感器的定姿标定,将其划分为两类,第一类为标定陀螺漂移,第二类借助陀螺漂移标定结果,进而设计电池片滤波器来精确修正粗太阳敏感器的电池片系数,完成对整个粗太敏电池片的输出数据修正.仿真结果表明,采用多重UKF滤波器算法可有效实现对陀螺和粗太阳敏感器的标定,提高了卫星的姿态确定精度,达到了设计要求.     

基于精密时间的星敏感器绝对姿态基准的建立

根据星敏感器外场试验的实际需要,提出一种用于建立星敏感器参考姿态基准的方法.介绍星敏感器参考姿态基准建立的基本原理;分别求取从赤道惯性坐标系i系到地球坐标系w系的转换矩阵Cw1（依靠原子钟精密计时）、从w系到地理坐标系t系的转换矩阵Ctw、从t系到平台坐标系p系的转换矩阵Cpt,从p系到星敏感器坐标系s系的转换矩阵Csp,从而得到i系到s系的转化矩阵Cs1;根据Csi求取星敏感器的姿态角,作为参考姿态基准;编制求解星敏感器参考姿态基准的电算化程序,并绘制星敏感器3个姿态角的误差曲线,最大误差小于0.25″.仿真结果表明,通过精密时间得到的姿态可以作为星敏感器外场试验的参考姿态基准.     

多视场星敏感器结构参数标定方法

提出一种基于星间角距不变原理的多视场(FOV)星敏感器结构参数标定方法.这种方法以欧拉角表征多视场星敏感器各个子视场之间的旋转关系,利用识别得到的各个视场星点的坐标信息和赤经赤纬信息,计算出多对星光矢量来建立标定模型和目标函数,然后使用L-M算法优化目标函数并解算出各个子视场之间的结构参数.此方法不需要外部姿态测量仪器辅助,可用于在轨和地面标定.在全天球随机抽取多个姿态生成多视场的仿真星图用于标定,并采用星内角统计偏差作为结构参数标定精度的评价指标.这种方法能够准确求解多视场星敏感器的结构参数.星内角统计偏差的平均值在星点位置噪声标准差为0.1像素的仿真试验中为1.3",在外场观星的实际试验中为6.4".      

多敏感器卫星姿态确定的联邦滤波器设计

针对由惯性测量组件、星敏感器、数字式太阳敏感器和红外地球敏感器构成的卫星姿态确定系统 ,提出采用联邦滤波器进行信息融合。设计了多敏感器信息融合的联邦滤波器结构和算法 ,推导了卫星姿态确定的误差状态方程和各子系统的量测方程。仿真分析结果表明 ,采用联邦滤波器对多敏感器卫星姿态确定系统进行信息融合 ,能够以较小的计算量实现高精度的信息融合 ,并且还能使高精度的信息融合具备容错性能     

基于宽带宽测量的姿态确定方法

针对由飞轮等星上高速旋转部件所引起的高频姿态和指向抖动,提出一种基于磁流体动力学特性的角位移敏感器用于星上高精度宽带宽的微振动测量,以弥补常规姿态测量系统测量频带低,动态范围有限的缺点.介绍以扩展姿态确定带宽为基础的高精度姿态确定方法.给出了以陀螺、星敏及ADS测量信息为基础的宽带宽的姿态确定方法及系统的模型,采用了卡尔曼滤波来确定卫星姿态.仿真分析结果表明存在高频姿态抖动的情况下,宽带宽的姿态确定方法的估计精度优于传统的姿态确定方法,由此验证了宽带宽的姿态确定方法的有效性及精确性.     

基于循环神经网络的卫星姿态执行器故障诊断

针对卫星姿态控制系统执行器机构故障问题，提出了一种基于循环神经网络的故障诊断方法。对卫星姿态控制系统建模，进行故障分析并采集星敏感器和角速度陀螺的连续时刻故障数据。设计六种异构的循环神经网络，对故障数据进行故障诊断和分类, 分别从网络深度、反馈单元、激活函数和训练算法对比网络效果。带有门循环单元的 (gate recurrent unit，GRU)深层循环神经网络训练效果更好，其故障诊断准确率达到了95.7%。结果表明对于时序的卫星数据，门循环单元和带有一定深度的循环神经网络故障诊断效果更优。     

非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法

临近空间飞行器在稀-稠大气过渡阶段且反推力矢量装置(Reaction Control System, RCS)有剩余燃料的情况下,RCS对于非冗余舵面的故障补偿与在线重构具有重要意义。基于此,本文研究了针对非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法,以实现飞行器的安全可靠控制。首先,建立了执行机构故障等不确定影响下的姿态控制模型;其次,针对舵面故障给出了基于残差观测的故障检测与自诊断方法,设计了RCS与舵面复合故障的分离诊断策略;然后,基于非线性比例-微分控制及故障诊断信息,设计了舵面故障补偿的自愈控制器;同时,基于RCS故障喷管序列判定,设计了复合故障下RCS在线重构的自愈控制器。最后,通过某典型全弹道姿态跟踪数值仿真,验证了该方法的有效性及可靠性。     

基于UDKF的非共面陀螺在轨自主标定方法

针对非正交安装陀螺组件在轨标定问题，对已飞行应用的正交安装陀螺组件在轨标定方法进行改进，提出非共面安装陀螺组件在轨自主标定方法。首先建立非共面陀螺定姿误差模型，然后设计UD分解卡尔曼滤波器，用星敏和陀螺测量在轨直接估计陀螺常值漂移，间接估计陀螺安装误差和刻度因子误差。设计滤波器时，为实现测量更新序贯处理，给出测量噪声解耦方法。滤波器确定后，利用模值条件，给出从间接估计求解安装误差和刻度因子误差的精确公式。为说明方法的通用性，通过公式推导证明原方法是本方法的特例。为指导标定姿态机动设计，基于可观性分析给出简洁的系统可观的角速度组合条件。最后,数学仿真结果表明本方法有效，陀螺安装误差标定精度优于0.01°。     

基于Unscented四元数粒子滤波的 微小卫星姿态估计

针对基于微小卫星姿态确定系统精度低和噪声存在非高斯分布的情况,研究了适用于该定姿系统的Unscented粒子滤波(UPF,Unscented Particle Filter)算法.UPF方法结合了Unscented卡尔曼滤波(UKF,Unscented Kalman Filter) 与粒子滤波(PF,Particle Filter)的特点,用UKF得到PF的重要采样函数,从而克服了PF没有考虑最新量测信息、 扩展卡尔曼滤波(EKF,Extended Kalman Filter)和UKF只能应用到噪声为高斯分布的不足.以MEMS(Micro Electronic Mechanical System)陀螺和CMOS APS(Complementary Metal Oxide Semiconductor Active Pixel Sensors)星敏感器为姿态敏感器件,将UPF与基于误差四元数的卫星姿态运动学方程结合,构建了UPF定姿滤波器,并用MEMS陀螺采集的随机噪声数据进行了半物理仿真,对其特性进行了分析与比较.仿真比较结果表明:在敏感器精度较差并且系统噪声非高斯分布的情况下,这种基于UPF的姿态估计方法在计算粒子数目相对于PF较少的情况下,可以取得比UKF更好的滤波精度,从而有效地提高了定姿性能.      

基于UPF滤波的微小航天器姿态矩阵估计方法

针对基于惯性-星光姿态确定系统噪声存在非高斯分布的情况,提出了将离散粒子滤波(UPF)方法应用于定姿系统滤波器设计,该方法用离散卡尔曼滤波(UKF)得到粒子滤波的重要采样函数,从而克服扩展卡尔曼滤波(EKF)和UKF只能应用到噪声为高斯分布的不足。文章以微机电系统(MEMS)陀螺和互补性金属氧化物半导体有源像素图像传感器(CMOS APS)星敏感器为姿态敏感器件,选取基于矢量观测的最小参数姿态矩阵估计方法为定姿算法,提出将UPF与最小参数姿态矩阵估计方法结合,设计了一种针对微小航天器的UPF姿态估计器,采用从MEMS陀螺采集的数据进行了半物理仿真并对其特性进行了分析与比较。仿真比较结果表明:在敏感器精度较差并且系统噪声非高斯分布的情况下,这种基于UPF的姿态估计方法可以取得比EKF和UKF更快的滤波收敛性和更好的滤波精度,有效地提高了定姿性能。     

多视场低磁星敏感器及其在磁测卫星中的应用

下一代地磁导航等空间任务对地球磁场测量卫星提出了迫切的需求, 高精度地磁场测量卫星需要极高的姿态测量精度和空间剩磁环境, 对星敏感器提出了新的要求。针对这一需求, 研究了低剩磁高精度星敏感器的改进设计方法。采用三视场分体结构设计,提高了数据更新率,通过数据融合提高了姿态确定精度,同时对光学头部进行了精细化降剩磁设计。仿真和测试结果表明，改进的星敏感器设计方法能够实现较低的剩磁和较高的定姿精度, 满足地磁场测量卫星的应用需求, 具有较高的应用价值。     

基于粒子群寻优的高精度星敏感器在轨标定方法

星敏感器结构设计与安装过程会产生多种误差，主要误差源有星敏感器像平面主点误差、主距误差、倾斜误差与旋转误差，这些误差影响了星敏感器在轨标定的精度。本文根据星敏感器的误差模型，提出了一种高精度的星敏感器在轨标定方法。在已知含有误差的像平面的基础上，构造一个虚拟的像平面。当粒子群优化算法使含有误差的像点投影到虚拟像平面上的坐标与无误差时像点的坐标一致时，再利用Quest解算出三轴姿态角求得两个像平面之间的姿态矩阵，得出两像平面之间的关系。结果表明：星敏感器姿态确定精度较高且比较稳定。这种方法与传统标定方法的优势在于不依靠陀螺信息，原理简单，提高了数据的准确性。