“辉夜姬”月球探测器轨道设计与控制技术（上）

一、引言 日本的“辉夜姬”月球探测器是阿波罗时代之后最复杂、规模最大的月球探测任务。“辉夜姬”于2007年9月14日由H-2A运载火箭送入调相轨道．10月4f3进入绕月轨道．10月18日进入对月观测轨道——轨道高度为100公里的月球极地圆轨道。它于2009年6月1113按计划撞击月球．完成所有使命。     

地球卫星星光折射导航量测量及其性能对比

星光折射天文导航是一种重要的地球卫星自主导航方式,量测量是影响其导航精度的重要因素。在地球卫星星光折射导航中,折射视高度、星光折射角、折射星像素坐标（折射星矢量）是3种常用的量测量,结合星光折射导航的基本原理重点介绍了这3种量测量的获取方法和量测模型,通过仿真和可观性分析比较了相同条件下3种量测量的导航性能。仿真结果表明,由于折射星像素坐标可以同时反映星光折射的大小和方向可观性高,而星光折射角和折射视高度仅能反映星光折射的大小,无法反映其方向可观性低,因此折射星像素坐标的导航性能优于星光折射角和折射视高度。此外,本文也对星敏感器精度、卫星轨道高度、星敏感器安装夹角3种因素对3种方法导航性能的影响进行了分析。     

一种基于三正交主轴平面的快速星图模拟方法

为在地面上进行星图模拟以测试星图识别算法和星敏感器性能, 提出了一种新的快速星图模拟方法. 该方法利用截面圆和固定区域的性质, 将单位天球按照三个正交主轴平面进行等分, 根据赤纬值求解恒星矢量与主轴平面夹角来确定选星条件, 进而根据坐标变换原理进行星图模拟. 为验证所提方法与现有方法相比的优势, 进行了大量的仿真实验. 实验结果表明, 与现有星图模拟方法相比, 本文方法在保证星图模拟精度的条件下, 选星速度提高了3倍以上.      

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。     

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。     

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。     

一种深空天文测角导航中的星历误差抑制方法

以火星探测器为例，提出一种以星光角距/时间差分星光角距作为量测量的星历误差抑制方法，分析了火卫一星历误差对导航精度的影响，建立了火卫一时间差分星光角距的量测模型。通过将火星星光角距和火卫一星光角距相结合，发挥了两种量测的优势，实现了对火卫一星历误差的抑制。仿真结果表明，基于星光角距/时间差分星光角距天文导航方法的位置误差是传统基于星光角距天文导航方法的64%，是基于时间差分星光角距导航方法的58%。此外，还分析了导航恒星个数、火星敏感器精度、火卫一敏感器精度、星历误差大小和滤波周期对导航性能的影响。     

“辉夜姬”月球探测器轨道设计与控制技术（下）

2．入月轨道机动 “辉夜姬”经过如图7所示的人月轨道机动．最终进入高100公里、倾角90度的圆形对月观测轨道。第一次近月点时,启动第一次入月轨道机动（LOI－1）．使探测器进入近月点100公里、远月点12000公里的椭圆轨道．其远月点高度的选取考虑了轨道稳定性、机动效率以及随后机动过程的可见性。     

深空探测器自主天文导航技术综述(下)

<正>2.2天文导航作为主要导航手段(1)深空一号的自主天文导航1998年10月24日发射的深空一号是NASA新千年计划中的第一个任务。在发射之后的9个月内,深空一号就成功地测试了全部12项的新技术,还进行了小行星布莱叶的近点飞行。在     

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.