用杆臂效应在轨标定加速度计标度因数的方法

针对加速度计标度因数在轨标定精度低、成本高,需要其他辅助设备且难以工程实现等问题,提出了一种利用杆臂效应在轨标定加速度计标度因数的方法。用该方法对加速度计进行在轨标定,只需要惯组旋转机构按照给定的速率匀速旋转,根据惯组内陀螺仪及加速度计的输出即可解算出加速度计的标度因数。分析了标定原理,建立了标定模型,推导了误差系数的分离算法。通过地面试验验证了方法的有效性。     

基于SRUKF的偏心仅测角相对导航方法

针对以单个光学/红外相机作为相对导航敏感器的航天器,提出采用相机偏心安装和平方根无损卡尔曼滤波（SRUKF）两种方法,解决自主交会时中远距离和近距离全过程的仅测角导航(AON)问题。在观测相机安装时,人为设置一个分米量级的安装偏心,按照观测距离分段建立相机观测模型并推导了观测敏感矩阵,从理论上证明了径向和法向相机安装偏心可以改善近距离v-bar相对位置保持点的观测度,并且对远距离导航精度没影响。构建了基于SRUKF的仅测角导航方法,该方法不需要强制要求初始估计误差满足小量假设和零均值高斯分布假设。经算例验证,在远距离时,采用本文提出的仅测角导航方法,其导航精度比传统扩展卡尔曼滤波（EKF）方法提高了一倍,计算负载降低了约10%;在近距离时,解决了仅测角导航v-bar相对位置保持点不可观测问题;并且当初始估计误差呈非高斯特性时,依然可以实现对相对距离的无偏估计。     

采用双目视觉测量的行星着陆相对导航方法

针对缺少行星表面陆标位置和探测器初始状态等先验信息情况下行星着陆导航问题,提出一种采用双目视觉测量的行星着陆相对导航方法。首先,利用行星表面陆标的双目视觉测量信息建立相对导航坐标系并计算陆标在相对导航坐标系下的位置,然后利用基于奇异值分解（SVD）的优化方法得到探测器在相对导航坐标系下的初始状态估计,最后利用陆标的视觉测量信息估计探测器在相对导航坐标系下的位置、速度和姿态。以火星着陆为例进行数学仿真分析,仿真结果表明本文提出的方法是有效可行的。     

基于星间链路的多星系统分散定轨算法

介绍了一种基于星间链路信息的多星系统自主导航方法。首先以星间相对位置矢量为观测量建立两星系统的观测方程,采用强跟踪滤波(STF)算法进行集中定轨,获得卫星的参考轨道信息。在此基础上,建立单星的观测方程,然后使用加权最小二乘估计器和卡尔曼滤波器进行单星轨道确定,从而实现了一种不需要长期轨道预报信息的分散定轨算法。数学仿真表明,该算法是可行的,且具有较好的定轨精度。     

非合作自主交会对接的动态障碍物躲避制导

首先,在视线坐标系下建立了系统相对运动状态方程,将人工势函数制导方法应用于航天器的非合作自主交会对接任务和动态障碍物躲避问题。其次,利用Lyapunov稳定性理论分析证明了在该制导方法控制下系统的稳定性,并且研究讨论了两种不同情形下的动态障碍物躲避效果,分析了人工势函数制导方法的应用能力。最后,用精确的数学模型进行了数值仿真,验证了制导方法应用于所研究问题的正确性和有效性。     

自主交会逼近段的模糊/PID混合控制

采用模糊/PID混合控制技术,对自主交会逼近段的轨道控制进行了研究。将逼近段轨道控制解耦为三个独立通道的控制,并分别设计了逼近段轨道控制的模糊控制器、PID控制器和模糊/PID混合控制器。在考虑导航和控制误差情况下,对模糊控制器、PID控制器和模糊/PID混合控制器的轨道控制情况进行了数值仿真,并对三种控制器的轨道稳定性和燃料消耗情况进行了比较。仿真结果表明,模糊/PID混合控制器的最后逼近相对运动轨迹比模糊控制器更稳定,同时燃料消耗更少。     

预测-校正EKF算法在自主导航中的应用

为提高航天器自主导航系统非线性估计精度,通过分析EKF线性化方法的缺 点,基于数学分析理论研究了非线性函数线性化展开点以及雅可比矩阵取值点不同对线性化 逼近程度的影响,然后对传统EKF算法的线性化展开方式进行了改进,提出了一种基于中值 定理和平滑估计的预测-校正EKF（FR\|EKF）新算法。仿真结果表明,该算法在精度上优于 EKF算法。     

基于Unscented滤波的伴飞卫星自主相对导航滤波器

为提高导航滤波器的稳定性和计算精度,根据卫星自主导航原理,构造了基于Unscented Kalman滤波（UKF）的伴飞卫星自主相对导航滤波器,建立了算法模型。仿真结果表明：UKF的滤波精度优于扩展Kalman滤波（EKF）,且无需计算量测方程的Jacobi矩阵,计算量小、易于实现。     

飞行器在轨服务

定义了在轨服务（OOS）的概念。介绍了OOS可实现的在轨检查、组装、更换修理、补给,以及轨道转移等功能,讨论了可扩展公共卫星平台、精确测量系统与控制软件、先进对接机构、燃料传输系统、先进机械臂系统,自主运行与管理等关键技术。阐述了OOS发展的需求与驱动因素,以及对飞行器设计中通用化与标准化、理念调整,以及可靠性与技术分配重构等的影响。     

基于电火箭推进的地-月轨道转移自主导航研究

以电推进力作为奔月航天器在进入月球影响球之后的螺旋式减速转移过程的主推进力和姿态控制力,建立限制性三体力学模型.采用星光导航方式,结合UKF非线性滤波方法进行自主导航研究.推力的引入方式能有效抑制由于航天器姿态与导航误差耦合而导致的推力矢量方向误差.通过大量的计算机仿真,详细研究和分析了电推进条件下自主导航的发散问题,有针对性地给出了抑止发散的方法,为工程实现提供了有利的参考依据.