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。     

提高卫星自主导航精度的滤波算法和仿真

如何实时准确地对系统误差进行估计和校准提高基于“地-日-月”测量的卫星自主导航精度的一个重要途径。针对这一问题,将系统误差作为新增的状态向量,设计了轨道参数状态与系统误差状态解耦估计的两步滤波算法,该算法在估计轨道参数的同时校准系统误差,数学仿真结果表明,采用文章所提出的滤波算法可以将自主导航的位置精度从10km(3σ)量级提高到300m(3σ)左右。     

利用条件平差实现导航星座自主守时方法

针对导航星座自主导航系统的重要组成部分———自主守时系统,提出了一种简便易行的新算法:根据星间测距数据,采用条件平差进行自主守时计算;并且介绍了此方法基本原理和实现思路。自主守时仿真计算表明,此方法守时同步误差不累积,距离测量误差0.1m时,时间同步误差均方根小于0.4m。     

利用UKF的航天器自主导航方法研究

UKF(Unscented卡尔曼滤波)是一种新型的直接针对非线性系统的滤波方法。用星敏感器和地平仪测量星光与地平之间的“星光仰角”为观测量的天文自主导航方法,其状态方程和量测方程都是非线性的,使用以往的EKF(推广卡尔曼滤波)进行导航滤波,需将上述两方程分别线性化,故精度较低。本文提出在航天器天文自主导航系统中采用UKF方法,并从仿真计算结果中看到,导航精度有显著提高。     

基于地磁场模型修正的自主定轨

地磁场模型存在的误差是磁测定轨精度较低的主要原因之一,为提高自主定轨的精度,本文采用扩展卡尔曼滤波作为处理磁测自主导航问题的滤波算法,以磁强计及星敏感器输出信号为测量信息,对卫星的位置及速度信息进行了估计,并对地磁场模型中几个重要的高斯系数进行了估计与修正。最后给出了数学仿真算例。     

小卫星及其星座的智能自主控制系统

随着小卫星及其星座技术的发展 ,卫星系统的测控和运行管理模式将由地面遥测遥控方式向智能化自主方式发展。文中系统深入地分析了小卫星及其星座技术的特点和主流发展趋势 ,讨论了对小卫星及其星座实施智能自主控制的必要性、优越性等方面的问题 ,给出了一种将多Agent系统技术与混杂控制系统理论方法相结合 ,以综合集成方式实现的具有高度自主性和灵活性的智能自主控制系统的设计方案 ;论述了可行的优化策略与技术实现途径。最后 ,按照文中提出的智能自主控制系统的组织结构模式和相应的控制策略 ,针对小卫星编队构形自主保持的智能控制问题 ,给出了计算仿真结果     

基于可观测度分析和增量因子图的多源融合导航方法

复杂动态场景下高精度导航定位是自主无人系统决策规划与控制执行的基础。在城市峡谷、隧道、地下或室内停车场等场景下，卫星信号弱甚至丢失，严重影响了惯性/卫星/视觉等多源融合导航的精度和可靠性。为主动适应动态场景变化，迫切需要设计一种适用于跨场景的多源融合导航系统。基于动态时变系统的可观测度分析，在线度量惯性/卫星、惯性/视觉等组合导航因子的可信程度，进而采用因子图融合导航框架，根据各组合导航因子的可信程度，主动优化因子构建和增量平滑过程，以实现多传感器自适应融合导航与可靠定位。实验仿真表明：基于可观测度分析方法，能够在线优化因子图计算过程，提升了多源融合导航系统的环境适应性和跨场景能力，保证了复杂动态场景下自主无人系统跨场景导航模式切换和连续可靠的导航定位。     

北斗三号系统卫星自主完好性监测技术

完好性对于全球卫星导航系统(GNSS)来说至关重要,关乎到其能否被放心应用。卫星自主完好性监测(SAIM)技术,是完好性监测技术发展的前沿趋势,国内外卫星导航系统均竞相发展。介绍了北斗三号系统SAIM技术设计与实现的重要意义,从功能设计和实现原理两个方面,阐述了北斗三号SAIM技术体制。针对SAIM实际在轨监测数据的正态分布特性服从程度和长期稳定性等问题,随机选取某一颗中圆轨道(MEO)卫星自2020年7月31日北斗三号系统正式开通服务以来至2021年7月31日连续1年期间的监测数据,得到真实在轨监测数据的分布特性。最后,提出了告警门限优化、分级告警策略设计、星历完好性自主监测等方面的后续发展必要性建议,旨在为北斗系统更好地为全球用户提供更优质的完好性服务提供参考。     

基于积分器初值的无人机飞行控制律平滑切换方法

针对无人机自主飞行过程中多组复杂控制律之间的切换问题,提出了基于积分器初值的控制律平滑切换方法。通过将复杂控制律的各个环节进行形式变换,拆分成由比例和积分组成的基本单元结构;然后以舵面平滑切换为目标,依次递推出复杂控制律中所有积分器的初值,实现不同控制律之间的平滑切换。仿真验证了复杂飞行控制律之间平滑切换方法的有效性。     

Guidepost-based autonomous orbit determination method for GEO satellite

Guidepost-based navigation system is a novel autonomous orbit determination method for the GEO satellite. The system is achieved by using the camera imaging function to obtain the guidepost images and the GNSS signal receiver to obtain the pseudoranges between the GEO and the navigation satellites. Due to the high altitude of GEO satellite and the time-varying sunlight condition in the space environment, it may be difficult to obtain object image points and the distance measurements of GNSS because of the weak visibility of the guideposts. To deal with the problem, a novel integrated orbit determination system is presented. The Earth landmarks, the in-orbit spacecraft and GNSS navigation satellites whose line-of-sights and the distance can be easily obtained are used at the same time as information for the GEO satellite navigation based on the observability conditions analysis. The observability of the GEO satellite navigation system is analyzed through the physical observability, the mathematical observability and the engineering observability through the observing geometry, the rank of observability matrix and the Cramer-Rao lower bound (CRLB) respectively. Besides, the maximum correntropy unscented Kalman filter (MCUKF) algorithm is applied to improve the estimation stability of the system in the presence of non-Gaussian noises. The simulation indicates the feasibility of the proposed scheme.