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分时段实时观测脉冲星的单探测器导航方法 总被引:1,自引:1,他引:0
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。针对航天器环地飞行中受地球遮挡、探测器可探测范围等因素影响,导致脉冲星并非所有时刻均可见的现象,提出了单探测器分时段实时观测脉冲星的导航方法。根据航天器的实际飞行情况,系统分析探测器在不同探测范围下对脉冲星实时的可见性状况,从每时段的可见星中选取单星进行导航。仿真表明,该方法可大大提高单探测器的导航性能,导航位置误差达到337m,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。 相似文献
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视觉方法被广泛应用于空间碎片这类和卫星之间没有任何通信的非合作目标导航。针对观测过程中视觉传感器的像差偏差引起位置不确定的问题,提出了利用卫星编队的立体视觉导航方法。首先,利用卫星编队构造了长基线的视觉传感器,通过Fisher矩阵对系统的可观测性进行了分析,验证了系统是可观的;其次,对视觉传感器进行了误差分析,通过安排最优视差角,使多颗卫星的观测信息融合达到最优;最后,应用卫星编队的视觉导航方法对空间碎片进行了导航仿真验证。结果表明,基于卫星编队的视觉导航方法可以显著减小观测误差,精度能达到01m量级,而且编队构形简单,易于工程实现。 相似文献
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惯导系统初始对准一般采用卡尔曼滤波器对初始姿态误差角进行估计,而在设计卡尔曼滤波器之前通常要对系统进行可观测性分析,确定卡尔曼滤波器的效果。捷联惯导系统的卡尔曼滤波模型在传递对准时,为线性时变系统,而线性时变系统的可观测性分析比较困难。文中采用一种依据系统矩阵的奇异值确定状态可观测度的方法对基于“速度+姿态”快速传递对准的卡尔曼滤波模型进行可观测性分析,结果表明该方法可直接简单地实现系统状态的可观测度分析。 相似文献
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摇摆基座SINS快速精确传递对准方法 总被引:3,自引:3,他引:0
动基座对准时,系统模型的精确性及状态的可观测性和可观测度是决定动态系统卡尔曼滤波效果的重要因素.建立了考虑主-子惯导匹配信息时间延迟问题的摇摆基座捷联惯导系统SINS(Strapdown Inertial Naviagtion System)精确传递对准模型,将PWCS(Piece-Wise Constant System)可观测性与奇异值分解可观测度分析方法相结合,对基座在不同摇摆方式下舰载武器SINS状态的可观测度进行了定量分析,得到了基座在三轴摇摆运动时SINS的状态变量具有最佳的可估计性能,从而使SINS可获得最优的对准速度和精度.该方法为舰载武器初始对准时舰船最佳机动方案及传递对准匹配模式的选择提供了依据,仿真结果表明了该方法的正确性和有效性. 相似文献
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朱桂芝 《北京航空航天大学学报》2009,35(9):1088-1090
在传感器和控制器之间存在数据包丢失的情况下,被控对象的状态不完全能直接测得时,研究了一类被控对象为带有非线性摄动的网络化控制系统.把网络看成开关,网络正常通信时对应的子系统和网络丢包时对应的子系统之间相互切换形成一个切换系统,进而将这类系统建模为一类切换系统模型.基于驻留时间的思想,通过Lyapunov稳定性理论,建立了基于观测器的状态反馈控制器的网络化系统指数稳定性的充分条件,利用线性矩阵不等式(LMI,Linear Matrix Inequality)的可行解给出了观测器和控制器的参数化方法.数值例子验证了所得结果的有效性. 相似文献
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对深空探测航天器自主导航方法进行了研究。为了应对深空探测中航天器轨道动力学模型的误差,在分光计测量航天器相对于太阳径向速度基础上,引入了小行星的视线矢量测量。通过最小二乘法计算出由小行星视线矢量所得到的位置信息,采用改进的信息融合方法修正扩展卡尔曼滤波中不精确的动力学模型造成的状态估计误差。同时计算了模型的能观度,对模型的可观性进行了分析。最后对算法进行了仿真分析,仿真结果表明,该算法对动力学模型的依赖性明显低于其他算法,在相同模型精度下,可获得更好的滤波精度。 相似文献
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针对飞航武器保障中测试资源调度缺乏顶层规划,测试方法配置无法进行优化管理的现状,提出了一种面向测试性方案设计的数学算法,探索测试性理论工程化的途径。利用线性系统理论中的可控可观模型,对故障与测试资源间的关系重新表述,进行了测试完备性分析;运用模糊综合评判模型分别对测试点设计、测试序列排布、测试方法设计优选,得到测试资源的最优化调度与配置。最后,以无人机系统为例,用模型进行了测试性方案设计。 相似文献
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