卫星不足情况下低成本MEMS-INS/GPS伪松组合导航

为了解决GPS可观测卫星不足情况下低成本微电子机械-惯性导航系统/全球定位系统（MEMS-INS/GPS）组合导航精度维持问题,提出基于灰色模型和自适应卡尔曼滤波的MEMS-INS/GPS伪松组合导航方法。以MEMS-INS/GPS松组合导航模式为框架,建立了伪松组合导航系统的状态空间模型。基于MEMS-INS/GPS的历史观测数据,使用灰色模型对MEMSINS/GPS观测差值进行预测,称为系统伪观测量。当GPS可观测卫星充分时,使用噪声自适应估计卡尔曼滤波对MEMS-INS/GPS进行松组合导航;当GPS可观测卫星不足时,使用噪声自适应估计卡尔曼滤波依据系统伪观测量,将MEMS-INS/GPS进行伪松组合导航。以车载低成本MEMSINS/GPS组合导航系统为例进行仿真和实验验证,结果表明：当GPS可观测卫星不足时,传统的MEMS-INS/GPS松组合导航精度迅速下降并发散,而MEMS-INS/GPS伪松组合导航精度与GPS正常工作时的导航精度相差不大,维持了较高精度的导航状态。     

基于经验加速度的低轨卫星轨道预报新方法

研究将定轨过程中的经验加速度应用于地球低轨卫星轨道预报的新方法. 利用GPS伪距观测数据和简化动力学最小二乘批处理方法对地球低轨卫星定 轨, 其中卫星位置、速度及大气阻力系数和辐射光压系数可以直接用于轨道预报. 作为简化动力学最重要特征的经验加速度呈现准周期、余弦曲线特点, 可通过 傅里叶级数拟合建模. 确定性动力学模型与补偿大气阻力模型误差的切向经验 加速度级数拟合模型组成增强型动力学模型用于提高轨道预报精度. 应用 GRACE-A星载GPS伪距观测数据和IGS超快星历定轨并进行轨道预报, 结果表明 轨道预报初值位置精度达到0.2m, 速度精度达到1×10-4m·s-1, 预报3天位置精度优于60m, 比只利用确定性动力学模型进行预报精度平 均提高2.3倍. 先定轨后预报的模式可用在星上自主精确导航系统中.      

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。     

单星导航HEO卫星初轨确定算法

HEO(Highly Elliptical Orbit)轨道卫星利用星载GPS(Global Positioning System)进行自主定轨面临的主要难题之一就是解决在单颗导航卫星条件下的初轨确定问题.从理论上分析了利用单颗导航卫星的观测量确定HEO卫星轨道初值的所需满足的条件,指出了利用F.G级数法求解初值存在的问题,提出了一种基于轨道根数约束的迭代批处理算法,该算法无需复杂的数学运算,避免了F.G级数法用短弧资料定初轨时系数矩阵秩亏的影响.仿真结果表明,当先验轨道根数误差在允许范围内取值时,在考虑轨道射入误差的情况下,初值的位置偏差在10⁴ m量级,速度偏差在10⁰ m/s量级,能够根据单颗导航卫星的短弧观测值可靠地完成轨道初值的确定.     

载波相位/捷联惯导组合对高轨飞行器的导航

高轨飞行器可用卫星数目较少,信号空间链路损耗大,使用伪距进行测量的精度较低.提出基于GNSS(Global Navigation Satellite System)卫星载波相位与捷联惯导紧组合方法对高轨机动飞行器进行自主导航.该方法将连续跟踪的卫星初次可用时的整周模糊度的浮点解作为状态变量,通过平方根UKF建立了组合导航非线性滤波模型,提出了基于整周浮点解交集的滤波器故障检测方法.研究表明,提出的组合导航方法充分利用了载波相位高测量精度和系统性误差缓变的特点,提高了系统的可靠性和精度.     

导航卫星的地面站定轨算法

导航星座轨道的长期保持是星座导航系统运营管理的重要组成部分,而现有的导航卫星地面定轨算法又存在精度不高或计算量大不适合工程应用的问题。为此,研究了单向、被动测量模式的导航卫星地面定轨算法。基于单向伪距观测,将导航卫星钟差参数作为状态量,推导了滤波算法的状态方程、测量方程,并最终建立了滤波器模型。以不同轨道面的4颗GPS导航卫星为例进行了2天的仿真试验,考虑卫星的可见性仿真中加入了测量中断,并设计在测量恢复后重启滤波算法。仿真结果表明,4颗卫星的轨道位置估计精度可以达到米级,钟差随机偏差的估计精度可以达到纳秒级,并且在滤波中断后重启滤波器,仍然可以达到此估计精度,表明此定轨算法具有收敛性和稳定性。     

钟差和动力学参数联合约束下的北斗卫星轨道快速确定

受地球非球形引力、第三体摄动和太阳光压等摄动因素的影响,导航卫星位置存在长周期变化趋势,需要定期对导航卫星进行轨道机动,以保持卫星轨位和导航服务区.导航卫星机动后的定轨,特别是GEO卫星,其频繁轨控后的轨道快速确定问题,是制约卫星可用度和导航系统服务性能的重要因素.在基于伪距相位数据的轨道测定中,轨道与钟差的统计相关是制约卫星轨道快速确定的关键因素,特别是在观测弧段短的情况下,待估参数之间的相关性更强,动力学参数估计结果严重失真会导致轨道预报精度衰减明显.当卫星钟差与测站钟差通过外部手段高精度测定后,可以减少待估参数的估计,同时利用长弧定轨的动力学与运动学参数先验信息,对短弧定轨模式进行参数约束,卫星定轨精度将有很大的提升空间.通过钟差与力学参数的联合约束,实现了北斗卫星短弧快速定轨,解决了卫星机动后的轨道快速确定问题,SLR评估的卫星机动后4 h定轨外符视向精度优于0.71 m,比常规方法提高了3倍,预报1 h轨道视向精度为1.89 m,用户等效距离误差(UERE)精度达到1.85 m.     

基于星间距离测量的高精度自主导航

研究利用地球卫星和月球卫星之间的测距信息进行自主导航的方法.基于三体摄动轨道动力学方程和星间测距信息,可以同时确定参与导航的地球卫星和月球卫星的绝对位置;但是在初始位置误差较大的情况下,导航系统的定位性能会受到影响.为了解决这一问题,提出基于"星间测距+紫外导航敏感器"的组合导航方法.采用该导航方法,能够在初始位置误差和紫外导航敏感器测量误差较大的情况下实现高精度自主导航.基于Cramer-Rao下界(CRLB)分析了组合导航系统的性能,并通过数学仿真验证了该导航方法的有效性.     

发射系下SINS/GPS/CNS多组合导航系统算法及实现

首先建立了发射惯性系下的组合导航系统模型,据此设计了基于联邦滤波器的SINS/GPS/CNS组合导航算法,最后研制了基于PC104硬件平台的组合导航算法验证样机。通过实时半物理仿真测试得出,三组合导航系统的姿态误差小于15″,位置误差小于10m,速度误差小于0.2m/s,表明所设计的组合导航系统算法正确,实现合理。     

GNSS信号模拟器通道群时延标定方法

传统的全球导航卫星系统(GNSS)信号模拟器通道群时延标定方法有相位翻转点法和相关峰法两种,两者均在零伪距或固定伪距的特殊仿真场景下进行测量,且在通道传输特性非理想的情况下测得的群时延均存在偏差.提出了基于闭环伪距测量的模拟器通道群时延标定方法,并设计实现了GNSS信号模拟器通道群时延标定系统.首先,采用高速直接射频采样存储系统对模拟器正常星座动态仿真场景下输出的导航信号和秒脉冲(1 PPS)信号同时进行记录.其次,使用软件接收机对信号进行捕获跟踪,利用三次样条插值判定1 PPS上升沿位置作为伪距观测历元时刻,对软件接收机的伪距观测量和模拟器仿真的伪距记录值做数据比对,得到模拟器的群时延标定值.最后,分别利用上述方法对两种商用模拟器的群时延进行了标定,实验结果表明,闭环伪距测量法有效可行,测量不确定度优于0.7 ns.      

Onboard orbit determination using GPS observations based on the unscented Kalman filter

Spaceborne GPS receivers are used for real-time navigation by most low Earth orbit (LEO) satellites. In general, the position and velocity accuracy of GPS navigation solutions without a dynamic filter are 25 m (1σ) and 0.5 m/s (1σ), respectively. However, GPS navigation solutions, which consist of position, velocity, and GPS receiver clock bias, have many abnormal excursions from the normal error range for space operation. These excursions lessen the accuracy of attitude control and onboard time synchronization. In this research, a new onboard orbit determination algorithm designed with the unscented Kalman filter (UKF) was developed to improve the performance. Because the UKF is able to obtain the posterior mean and covariance accurately by using the second-order Taylor series expansion through the sampled sigma points that are propagated by using the true nonlinear system, its performance can be better than that of the extended Kalman filter (EKF), which uses the linearized state transition matrix to predict the covariance. The dynamic models for orbit propagation applied perturbations due to the 40 × 40 geo-potential, the gravity of the Sun and Moon, solar radiation pressure, and atmospheric drag. The 7(8)th-order Runge–Kutta numerical integration was applied for orbit propagation. Two types of observations, navigation solutions and C/A code pseudorange, can be used at the user’s discretion. The performances of the onboard orbit determination were verified using real GPS data of the CHAMP and KOMPSAT-2 satellites. The results of the orbit determination were compared with the precision orbit ephemeris (POE) of the CHAMP and KOMPSAT-2 satellites.     

SINS／GPS组合系统的蒙特卡洛仿真

以考虑位置误差相关项的伪距率观测模型，对遥感中使用的SINS/GPS为距、伪距率组合系统进行了蒙特卡洛仿真。结果表明，组合系统的长期位置精度能达到5m以内；GPS数据更新率低于SINS，在GPS测量时间间隔内，组合系统的性能仅由SINS决定，虽然SINS的误差随时间积累，但在GPS测量时间间隔为秒数量级的情况下，即使采用中等精度的惯性的误差随时间积累，但在GPS测量时间间隔为秒数量级的情况下，即使采用中等精度的惯性仪表，其相对位置精度可达到厘米级（这里相对位置精度指组合系统在GPS测量时间间隔内位置误差的变化范围）。     

初级教练机中的低成本导航仪组合导航算法设计

为了解决初级教练机低成本组合导航仪中全球定位系统(GPS, Global Positioning System)信息更新频率过低,导致传统组合导航算法失效的问题,在对惯性器件进行建模的基础上,提出了一种基于运动学非线性模型的组合导航算法.该算法选取载体的姿态、速度和位移量作为状态量,以GPS、磁强计和高度计的测量值作为观测量,建立组合导航系统模型,利用卡尔曼滤波对线性化后的系统模型进行数据融合.通过静态试验和动态跑车试验,表明该组合导航算法能够使姿态误差均值控制在0.12°以内,速度误差均值不大于0.03m/s,位移量误差均值不大于3.94m,精度能够满足初级教练机的应用需要.     

光纤陀螺/GPS组合导航系统中的信息融合技术

光纤陀螺捷联惯导系统用于导航定位具有自主性的优点,但系统误差随时间累积.全球定位系统(GPS,Global Position System)用于导航定位精度很高,误差不随时间积累,但抗干扰性能很差,没有自主性.运用信息融合技术将光纤陀螺捷联系统和GPS进行组合,将GPS的高度信息引入惯导高度反馈通道,设定反馈系数,抑制高度发散,将GPS经度、纬度、地速信息作为系统卡尔曼滤波器量测信息,消除惯导积累误差.提出的信息融合方案运用于某中精度光纤陀螺/GPS组合导航系统并进行路试,导航系统输出3个方向位置数据与定位基准相比,误差不随时间积累,路试结果表明此信息融合方案的有效性及工程的实用性.      

利用星地差分GPS的地基测控系统实时标校方法

针对地基测控系统传统标校方法和基于差分GPS事后标校方法的不足，提出了一种基于低轨卫星与地面测控站之间星地差分GPS的地基测控系统测量误差实时标校方法。与基于差分GPS的事后标校相比，实时标校能使地基测控系统及时获取标校后的测量数据，从而实时进行轨道解算和预报，并及时上注以提升卫星运行性能。针对星地长基线、高动态和实时标校场景，系统地分析了影响星地基线估计性能的各项误差及修正效果，并提出相对位置精度因子的概念，由此得到星地基线估计精度预算。采用基于抗差自适应卡尔曼滤波的实时星地基线估计算法，并利用加权最小二乘法求解测控系统测量误差，从而获得校准结果。利用星载双频GPS接收机和导航信号模拟器构建半实物仿真平台，仿真结果表明，实时标校后测距系统误差残差降低到40cm左右，测速系统误差残差降低到1cm/s以下，与理论分析结果一致，可以较好地满足未来航天任务的测控需求。     

一种基于火箭视位置与视速度的航天器初轨确定方法

为了充分利用航天器初始轨道确定的信息源,不断完善地面测控系统定轨手段和方法,提出了一种基于火箭视位置与视速度的航天器初始轨道确定方法.首先对火箭视位置与视速度测量弹道的原理进行了分析;然后利用火箭秒节点计算机字(视速度)以及某一点的初始弹道(初始位置矢量、速度矢量),通过对火箭的运动方程进行逐秒积分,以获得每秒的位置矢量和速度矢量,再转换为弹道数据,并利用此数据直接确定航天器初始轨道.最后通过某太阳同步轨道卫星实测数据仿真计算,证明了方法的正确性和可靠性.      

Radio beacons/IMU integrated navigation for Mars entry

High precision entry navigation capability is essential for future Mars pinpoint landing missions, together with the entry guidance and aerodynamic lift control. This paper addresses the issue of Mars entry navigation using inertial measurement unit (IMU) and orbiting or surface radiometric beacons. The range and Doppler information sensed from orbiting or surface radio beacons and the entry vehicle state information derived from IMU are integrated in Unscented Kalman filter to correct the inertial constant bias and suppress the navigation measurement noise. Computer simulations show that the integrated navigation algorithm proposed in this paper can achieve 50 m position error and 2 m/s velocity error, which satisfies the need of future pinpoint Mars landing missions.     

基于GPS的中、高轨道航天器定轨研究

利用GPS确定空间航天器轨道，尤其是GPS在中、高空间航天器定轨中的应用，针对中、高轨道中可见星少及GPS信号微弱等问题，提出了有效的微弱信号检测算法，提高了GPS接收机的接收能力，同时提出了利用伪加速度测量和轨道约束进行定轨解算的新方法，使得在HEO(高偏心轨道)中利用两颗可见星可以解算定位解，对GEO(静止地球轨道)只用一颗星就可求解，仿真结果表明该方法具有很好的效果。     

基于RT-LAB的组合导航仿真平台设计

设计了一种基于RT-LAB的SINS/GPS/CNS（Strapdown Inertial Navigation System/Global Positioning System/Celestial Navigation System）组合导航系统仿真平台方案,建立具有故障检测、隔离和系统重构能力的基于联邦卡尔曼滤波器的姿态、位置、速度组合导航系统方案和结构.将SINS与GPS的位置之差和速度之差作为SINS/GPS子滤波器的观测量,通过CNS给出的载体惯性姿态信息获得SINS的姿态误差角测量信息.仿真结果表明,该系统方案具有较强的容错性能、较高的导航精度和很强的实时性能,为组合导航技术的研究提供了有益的参考.