基于脉冲星和紫外敏感器的自主定轨定姿授时研究

为提高深空探测器的自主导航能力, 利用脉冲星导航的脉冲到达时间和脉冲星 角位置测量值、紫外敏感器中心天体质心相对于探测器的方向矢量和距离测量 值以及紫外敏感器输出的航天器姿态角, 以探测器在惯性坐标系下的位置和速度、 探测器本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态角、星载时钟钟差为系统状态变量, 通过联邦扩展卡尔曼滤波器估计组合导航系统的系统状态, 并利用火星环绕段 轨道数据进行仿真实验. 仿真结果表明, 该组合导航方法能够使火星轨道器 在环绕段飞行中同时进行定轨、定姿和授时, 且具有较高的导航精度和授时能力.      

面向编队飞行的天文多普勒差分/脉冲星组合导航

太阳光较强,太阳多普勒差分导航测量精度高,但难以提供多方位速度信息。恒星星光弱,恒星多普勒差分导航测量精度低,但可提供多方位速度信息。为了提高航天器的天文自主导航能力,提出一种面向编队飞行的天文多普勒差分/脉冲星组合导航方法。利用3颗及以上的脉冲星导航是完全可观测的,但滤波周期较长,难以获得连续的导航信息。3种导航方法具有互补性,可以进行组合导航。利用扩展卡尔曼滤波器作为导航滤波器来融合天文多普勒差分和脉冲到达时间,并为编队飞行提供绝对和相对导航信息。仿真结果表明,该组合导航方法能为编队飞行提供高精度的绝对和相对导航信息。     

基于改进动静态滤波的脉冲星/CNS深空探测组合导航方法

为了提高深空探测器的自主导航系统性能,文章提出一种基于改进动静态滤波的脉冲星/CNS组合导航方法。脉冲星观测数据和星光角距信息通过改进动静态滤波器进行信息融合。其中,动态滤波采用UKF处理采样速率快、测量方程非线性强的星光角距测量量,静态滤波采用EKF处理采样速率慢、测量方程线性特征明显的脉冲星测量量,其运行周期可以是动态滤波的若干倍。利用该改进动静态滤波进行组合导航,可避免联邦滤波器中由于各局部滤波器采用相同的状态方程而导致的融合滤波结果不具备最优性的问题。仿真分析表明,基于所提出的组合导航系统,深空探测器的导航精度可提高至10km以内。     

脉冲星导航在高精度卫星轨道修正中的应用

X射线脉冲星导航系统(XNAV,X-ray Pulsar Based Navigation)能够为航天器提供自主的定位服务,但是XNAV存在精度较差,且受航天器钟差和脉冲星时间模型误差的影响而产生近似常值偏差的缺点.分析与仿真指出,在采用XNAV单独导航时需要2颗脉冲星可达到完全观测,而采用XNAV和星间观测的组合导航时仅需要1颗脉冲星即可达到完全观测,同时组合导航能够将轨道修正的精度提高10倍以上,并将由于常值偏差造成的估计误差抑制在0.2 m以内.在现实的噪声设定下,采用标准XNAV单独进行轨道修正,仅需要两颗脉冲星即可取得50 m以内的估计精度;而采用组合导航时,在单脉冲星的导航方案下,系统的估计精度为5 m以内.分析结果表明:基于单脉冲星导航的组合导航,是一种高精度、低需求,容易实现的卫星轨道估计方案.      

基于ASUKF的火星探测器脉冲星自主导航方法

脉冲星导航可靠、稳定、精度高, 是实现火星探测器自主导航的有效手段之一.针对脉冲星导航中脉冲到达时间的微小误差会引起巨大的位置估计误差这一问题,提出了一种基于扩维Unsented卡尔曼滤波(ASUKF,Augmented State Unscented Kalman Filter)的火星探测器脉冲星自主导航方法,建立了以位置、速度和脉冲到达时间的常值测量误差作为状态量的导航系统数学模型,可在对探测器位置、速度进行估计的同时有效估计并修正脉冲到达时间的常值测量误差,并降低随机测量误差的影响.仿真结果表明该方法的导航定位精度可达350m以内,可以满足火星探测自主导航的需要.     

基于虚拟观测值的X射线单脉冲星星光组合导航

传统的X射线脉冲星导航系统需要同时观测3~4颗脉冲星,有效载荷的质量和功耗极大。因此,单探测器脉冲星导航技术是实现航天器利用X射线脉冲星导航的关键举措。针对单探测器脉冲星导航的可观测性弱和精度低等问题提出了基于虚拟观测值的X射线单脉冲星与星光集中式组合滤波的高精度导航方法,即在X射线脉冲星的长周期内增加与星光同时刻观测的虚拟观测值,以实现高精度的集中式组合滤波算法。同时提出了利用神经网络预测虚拟观测值方法,并与利用动力学递推的方法进行比较,精度可以达到10-7量级。仿真结果表明,该方法可大大提高单探测器的导航的可靠性,补偿由于探测器误差造成的导航误差,导航位置误差为259.79 m,同时有效地减小了导航系统的重量,为X射线脉冲星导航的工程实现提供了参考依据。      

基于X射线脉冲星的深空探测器自主导航方案

X射线脉冲星自主导航系统可以为深空探测器提供位置、速度、时间和姿态等丰富且自主的导航信息,以X射线脉冲星测得的信息作为量测量,结合轨道动力学方程,对航天器的轨道进行自主估计确定。论文阐述了该方案的导航原理,在借鉴现有航天器导航系统的基础上,提出了基于X射线脉冲星导航的方案,介绍了方案的硬件组成、系统结构,并针对方案中导航敏感器多冗余的特征,给出了基于多传感器组合导航技术的结构,最后用仿真资料对方案做了性能概算和精度估计。     

脉冲星导航中最优脉冲星组合选取方法

分析了X射线脉冲星导航原理,发现脉冲星的位置和脉冲到达时间(Time of Arrival,TOA)的测量误差直接影响导航精度.为优选导航脉冲星组合,在误差协方差分析的基础上,提出了一种导航脉冲星组合优选方法.该方法分别定义了优选指标位置精度因子(Positioning Dilution of Precision,PDOP)和脉冲星优选指标(Pulsars Select Criteria,PSC),不仅考虑了脉冲星空间位置分布,还考虑了测量噪声差异对导航误差的影响.最后以25颗信号品质较好的脉冲星为例,仿真验证了所提方法的有效性.     

一种基于太阳自转轴观测角的新型天文导航方法

针对太阳探测器,提出一种基于太阳自转轴观测角的新型天文导航方法,通过光谱仪测量太阳圆盘面边缘上两组连线互相垂直点的速度差值,建立速度差值与太阳自转轴观测角的数学模型,并以该观测角作为量测量来提供探测器的位置信息。仿真结果表明:相较于传统以太阳视方向作为量测量的导航方法,以太阳自转轴观测角作为量测量的新型天文导航方法的导航精度提高了17.4%。此外,还分析了测速敏感器精度、滤波周期和轨道倾角对导航性能的影响,为深空探测自主导航提供了新的理论与方法。     

基于单X射线探测器的航天器深空巡航段自主导航研究

为提高X射线脉冲星自主导航系统的工程实用性,提出一种利用单X射线探测器的深空巡航段自主导航系统,以脉冲星的脉冲到达太阳系质心时间差值作为基本观测量,利用美国"深空一号"任务中的批处理加权最小二乘滤波算法,估计航天器的位置和速度.以"深空一号"任务星际巡航段轨道为例,进行了数学仿真,并分析了脉冲星个数、脉冲星测量数据批数及定轨周期对导航结果的影响,并同卡尔曼滤波方法进行了比较,仿真结果表明了该系统的可行性和有效性.     

Star angle/ double-differenced pulse time of arrival integrated navigation method for Jupiter exploration

Pulsar navigation is a promising autonomous navigation system for spacecraft, which is applicable to the entire solar system. However, the pulsar’s directional error and the onboard clock error are two types of systematic errors that seriously reduce navigation accuracy. To solve this problem, a star angle/double-differenced pulse time of arrival(SA/DDTOA) integrated navigation method is proposed. Since measurements obtained by observing different pulsars contain the same clock errors, the measurements can be differed to eliminate the common clock error. Then, the pulsar-differenced measurements at neighbor filtering time can be differed to suppress the effect of the pulsar’s directional error on navigation precision. Star angle is used to obtain absolute navigation information, which denotes the angles between the light of sight of Jupiter and that of its background stars. Simulation results demonstrate that the proposed method can eliminate the influence of the onboard clock error and greatly weaken the effects of the pulsar’s directional error. The navigation accuracy is better than the traditional star angle/pulse time of arrival integrated navigation method and star angle/pulse time difference of arrival integrated navigation method. In addition, the navigation accuracy of the SA/DDTOA integrated navigation method is less affected by Jupiter’s ephemeris error. This work greatly reduces the influence of common systematic errors in pulsar navigation on navigation accuracy.     

基于特征值分解的小天体着陆自主导航系统可观度分析

摘要： 针对非线性导航系统中状态估计可观性与导航精度之间的关系，采用基于误差方差阵特征值分解的可观度分析方法，结合扩展卡尔曼滤波(EKF)算法对非线性预测滤波(NPF)算法进行改进，推导改进预测滤波的误差协方差矩阵，并对其进行特征值分解.分析特征值和特征向量与导航精度的关系，以小天体探测器着陆自主导航系统为例进行仿真验证，与EKF导航精度比较的基础上验证改进的NPF算法的有效性和精确性，并分析不同误差因素(模型误差，陀螺噪声，陆标误差)对可观度的影响，为航天器实际过程中自主导航系统的滤波器设计提供参考.     

基于测速测角敏感器的火星探测器自主导航方法研究

提出了一种基于天体光谱红移测速和利用星光敏感器测角的测速测角组合导航新方法。该方法与现在的深空探测器导航方法相比,优势明显：一是无需太复杂的轨道动力学模型,简单易行。二是不需要依赖地面的无线电信息,无时延。最重要的是消除了测角导航方法引入的微分误差和测速导航方法引入的积分误差,可以实现精确天文自主导航,满足深空导航连续自主、实时高精度的基础要求。针对该导航方法,首先完成了轨道动力学模型和量测模型的建立工作,然后根据模型的非线性特点,分别采用扩展卡尔曼滤波算法完成了对该组合自主导航方法的研究。最后,对该方法进行仿真验证,通过对仿真结果的分析可以发现,测速测角组合自主导航方法满足巡航段的导航精度指标要求。     

一种基于两级EKF的9D-MIMU/GPS微型无人机组合导航系统的鲁棒性设计

本文提出了一种基于两级EKF的9D-MIMU/GPS微型无人机组合导航系统的鲁棒性设计,针对磁强计在低成本微型无人机上应用时容易受到外界干扰,并影响导航系统其它状态量的准确估计的问题,解决了磁强计本身的制造误差、外界硬铁误差、软铁误差以及磁倾角等对导航系统的影响。实验表明,本文的设计能够有效校正磁强计原始测量数据中所包含的误差,并达到与商业导航模块相近的导航状态估计精度。     

一种用于GPS/DR组合定位的非线性滤波算法

建立了适用于车辆导航系统的基于UKF(Unscented Kalman Filter)的GPS/DR(Global Positioning System/Dead Reckoning)组合定位滤波模型及算法.针对系统状态方程为线性、观测方程为非线性的特点,提出了一种将UKF和EKF(Extended Kalman Filter)相结合的非线性滤波算法.结合后的算法和原有UKF算法相比减少了在时间更新阶段的运算量,并且由于采用基于Unscented变换的思想来处理系统观测方程的非线性问题,避免了EKF引入的线性化误差,提高了滤波精度.仿真结果证明:算法在减少运算量的同时,仍具有较高的滤波精度,且明显优于EKF,因而能够满足车辆导航系统占用资源少、滤波精度高的要求.      

发射系下的SINS/CNS/GNSS组合导航UKF滤波算法

弹载系统的组合导航系统模型常建立在发射惯性坐标系下，且捷联惯性/天文导航/卫星导航（SINS/CNS/GNSS）是一种目前研究较多的组合模式。该组合导航系统的状态方程具有强非线性的特点，常用的滤波方法为扩展卡尔曼滤波（EKF）。为了提高组合导航系统的精度及可靠性，对该组合导航系统的无迹卡尔曼滤波（UKF）模型进行了设计，直接将姿态、位置与速度参数作为状态的一部分，利用CNS及GNSS提供的姿态与位置构成量测方程，并详细给出了姿态样本点的生成、均值及方差的生成过程。仿真结果表明，相对于EKF算法，采用UKF算法后各导航参数的精度可提高约20%~30%，并且系统的实时性也可以得到保证。     

一种平面约束辅助测量的深空探测器自主天文导航方法

深空探测任务中自主导航测量误差是影响深空探测自主导航系统精度的主要影响因素。针对抑制自主导航测量误差的问题,提出一种平面约束辅助测量的深空探测器自主天文导航方法,该方法在对系统非线性不等式几何平面约束建模的基础上,利用序列二次规划(Sequential Quadratic Programming,SQP)非线性规划方法,对深空探测器自主天文导航系统的非线性不等式约束进行非线性规划,直接辅助减小深空探测器自主导航系统的量测误差;利用CKF-SQP量测优化非线性约束滤波方法,对深空探测器自主导航系统的状态进行估计,进一步减小系统随机误差。仿真结果表明:所提方法可以有效抑制测量误差,实现深空探测器高精度自主导航。该方法可为深空探测器提供一种可行的高精度自主导航方法。     

基于SINS/CNS组合导航系统的多模型自适应估计算法

针对单一模型滤波器在未知或不确定的系统参数下适应性较差的问题,提出了一种新的基于多模型自适应估计(multiple model adaptive estimation,MMAE)的滤波方法。该方法利用改进的卡尔曼滤波代替传统的卡尔曼滤波,比如扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter,EKF)和无迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter,UKF)。EKF和UKF被用来作为多模型自适应估计的子滤波器,从而实现对非线性系统的状态估计。同时,还将该方法应用于基于弹道导弹模型的组合导航中实现了系统仿真。仿真结果表明,与传统的EKF和UKF算法比较,改进的滤波方法可以解决传统模型滤波器适应性差的问题,并提高系统的导航精度。