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基于天文和陆标观测的月球卫星自主导航方法   总被引:2,自引:1,他引:1  
随着我国月球探测工程的开展,为弥补地面测控的局限性,月球卫星的自主导航技术已成为一项亟待解决的关键技术。本文提出了一种基于天文和陆标观测的月球卫星自主导航新方法,该方法利用星上姿态敏感器和有效载荷相机获得天体观测信息和陆标观测信息,通过非线性Unscented滤波方法进行信息融合,实现了二者的优势互补,在提高精度的同时也提高了可靠性。同时针对传统导航姿态估计方法中欧拉角存在奇点,四元数及其误差滤波更新后不能同时满足约束条件的问题,采用了先进的四元数-广义Rodrigues参数姿态估计方法,该方法用四元数描述姿态,用广义Rodrigues参数描述姿态误差,自适应跟踪误差变化,尤其适用于初始姿态误差大且误差特性不确定的姿态估计问题。仿真结果表明该方法可提供包括位置、速度和姿态在内的全部导航参数,且具有较高的估计精度,是一种非常适于月球卫星的高精度自主导航方法。  相似文献   
2.
深空探测器自主天文导航技术综述   总被引:1,自引:4,他引:1       下载免费PDF全文
在深空探测中,单独使用无线电测控存在精度、实时性、覆盖性等方面的限制。作为无线电测控的有效补充,自主天文导航是保证深空探测任务成功的关键技术之一。面向深空探测对自主天文导航的迫切需求,概述了深空探测器自主天文导航的基本原理,简要介绍了深空探测器自主天文导航的研究进展,并重点分析探讨了深空探测器自主天文导航的关键技术和发展趋势。分析结果可为我国未来深空探测器天文导航系统研制提供参考,并为深空探测任务的总体设计提供帮助。  相似文献   
3.
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。  相似文献   
4.
面向编队飞行的天文多普勒差分/脉冲星组合导航   总被引:1,自引:0,他引:1  
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。  相似文献   
5.
基于ASUKF的火星探测器脉冲星自主导航方法   总被引:3,自引:1,他引:2  
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.  相似文献   
6.
对航天器天文导航这种模型非线性、噪声非高斯的系统,离散粒子滤波(UPF)具有比扩展卡尔曼滤波(EKF)、离散卡尔曼滤波(UKF)更高的精度。在基于UPF的航天器天文导航系统中,UPF滤波参数τ,Q和R以及粒子个数和重采样方法是影响系统导航精度的主要因素。文章通过计算机仿真系统研究了上述UPF滤波影响因素对航天器自主天文导航系统性能的影响,并对结果进行了分析。该文可为基于UPF的航天器自主天文导航系统的参数设置提供参考和依据。  相似文献   
7.
针对超低轨道地球卫星导航自主需求,提出了一种脉冲星/星光折射/光谱测速组合天文导航方法。首先根据地球超低轨道卫星运行轨道动力学方程建立导航系统状态模型;分别根据脉冲到达时间差和星光折射角与天体光谱频率建立导航系统量测模型;使用Unscented卡尔曼滤波方法,降低随机误差对导航精度的影响,使用基于UKF的信息融合方法,有效融合了三种天文导航方法结果数据。经计算机仿真分析,该组合导航方法位置导航误差均值为85.62m,速度误差均值0.190m/s,能够满足超低轨道地球卫星在轨运行导航需求。  相似文献   
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