基于多模型最优融合的双星定位系统一体化精密定轨方法

针对卫星动力学模型复杂且不准,考虑到卫星定轨中待估参数在时间和空间上的相关性,提出了一种基于多模型最优融合的双星定位系统一体化参数建模的近地卫星精密定轨新方法.利用节点自由分布B样条描述卫星运动,实现了对卫星粗略动力学模型的抑制作用;同时结合双星观测模型,使该方法转化为关于求解卫星轨道样条表示参数和定轨系统误差的多模型融合的非线性优化问题;通过引入模型结构确定最优融合权值的选取准则,在最小二乘准则下,采用非线性最优化方法搜寻样条的最优节点分布,得到了待估参数的最优估计,完成了近地卫星的精密定轨.理论分析和仿真计算表明,该方法确实有效,不仅提高了卫星的定轨精度,而且使状态估计的结构更加稳定.      

MISTRAM系统定轨的数学方法

通过对ＭＩＳＴＲＡＭ系统跟踪航天飞行器定轨原理的细致的数学分析,得到了一种解算轨道的新方法。该方法不需要标称轨道,计算极为简便,而且精度高;同时还给出了误差传递方式。实测数据和大量模拟计算均表明,该方法有很好的效果。     

基于弹道的制导工具系统误差非线性分离方法

给出了在弹道参数上直接解算的制导工具系统误差分离非线性模型。在外测系统误差相同的情况下,与基于弹道参数的线性模型比较,理论证明和仿真算例均表明该方法分离精度得到提高,可满足工程要求。     

基于双星定位系统和星敏感器的低轨卫星自主定轨方法研究

利用双星定位系统的两个测距信息外加星敏感器的测角信息,基于信息融合和信息守恒理论,采用联合推广卡尔曼滤波算法,对低轨卫星进行自主定轨仿真研究。计算结果表明,该方法可以显著提高定轨精度,达到低轨卫星自主定轨的精度要求。     

发射点定位误差对发射方位角的影响

发射点定位误差对发射坐标系的影响不仅仅在于坐标系原点不准，而且还会影响发射方位角，从而会有欧拉角的转换。首先依据确定平面的几何原理和求解平面夹角的余弦公式，在地心坐标系下，得到发射方位角与发射点、目标点的简洁的解析关系；然后，通过地心坐标系为中介推导了发射坐标系的扰动矩阵。由此，可得到发射点经度、纬度和高程的变化对发射方位角影响的量化结论。     

抑制UKF发散的改进算法在卫星轨道确定中的应用

为避免实际应用中一般无迹Kalman滤波（UKF）算法的不稳定性,基于对传统线性Kalman框架的UKF算法造成滤波发散现象的阐述,讨论了无迹转换（uT）的基本原理开口UKF算法,并给出了造成滤波发散的原因,提出了两种抑制滤波发散的改进UKF算法。仿真分析了某星载GPS低轨卫星轨道发散的主因,结果表明改进算法有效。     

基于多传感器天文信息的自主导航算法及可观测性分析

自主导航是未来航天器的发展趋势,利用由太阳敏感器、月球敏感器和红外地球敏感器组成的一体化多传感器天文观测平台,构建了多传感器的天文测量模型,结合航天器动力学模型,分析了自主导航系统的可观测性. 基于UKF滤波算法,建立多传感器自主导航算法,并采用原始测量信息和单点解析定位信息两种模式分别进行了仿真验证. 仿真结果表明,基于原始天文测量信息的自主导航模式,其导航精度要高于单点解析定位数据的自主导航精度,在无系统误差情况下,导航精度约为200m. 采用系统误差估计的自主导航方法后,常值系统误差对导航精度基本不产生影响.      

基于双星系统定轨的数学方法

通过对双星系统定轨原理的分析,结合卫星的动力学模型,采用联合多时刻观测系统的数据融合方法,得到了一种解算卫星轨道状态的解析方法,同时还给出了误差传递方式。该方法不需要标称轨道,计算方便。理论分析和仿真计算表明,方法确实可行,且定轨精度有所提高。     

基于扩展Kalm an滤波的实时测速定轨算法

针对实时测速定轨 (即只用测速数据确定运动目标的状态参数 )的实现问题 ,研究了一种扩展 Kalman滤波方法 ,并利用其状态方程和线性化观测方程得到定轨算法。理论推导和仿真结果表明 ,此算法是收敛的 ,且精度较高。     

基于数据深度加权的卫星轨道确定技术

将统计数据深度理论应用到抗差估计中,用数据深度作为衡量残差在整个样本集中地位的统计量.提出了基于数据深度加权的抗差估计算法.考虑到天基观测结构的复杂性,设计了天基测控的误差传播因子,并构造了模型结构权对定轨模型结构进行加权.在此基础上构造了基于数据深度加权和模型结构加权的M估计算法,证明了该算法的高崩溃点特性.设计了天基测控模式下的轨道确定仿真试验,试验结果表明该估计方法能有效抑制观测粗差和模型结构误差的影响,并且能显著提高定轨算法的鲁棒性.