基于星间链路的多星系统分散定轨算法

介绍了一种基于星间链路信息的多星系统自主导航方法。首先以星间相对位置矢量为观测量建立两星系统的观测方程,采用强跟踪滤波(STF)算法进行集中定轨,获得卫星的参考轨道信息。在此基础上,建立单星的观测方程,然后使用加权最小二乘估计器和卡尔曼滤波器进行单星轨道确定,从而实现了一种不需要长期轨道预报信息的分散定轨算法。数学仿真表明,该算法是可行的,且具有较好的定轨精度。     

基于星间链路的分布式导航自主定轨算法研究

针对脱离地面支持自主定轨的导航应用需求,提出了基于星间链路双向测距的自主导航定轨算法。文章分析了导航星座星间链路双向伪距测量模型,给出了分布式自主定轨数据流程,设计了导航星座基于星间链路分布式自主定轨算法。根据国际卫星导航服务组织公开的真实GPS系统事后精密星历,对本文设计的自主定轨算法进行仿真验证,结果表明：采用该设计的自主导航算法在自主定轨90天末期,用户测距误差（URE）达到30 m左右,验证了该设计的自主定轨算法具有较高的自主定轨精度。     

利用分步Kalman滤波器的自主定轨信息融合算法

将星敏感器/红外地平仪的天文定轨信息与星间观测进行信息融合是消除基于星间链路自主定轨中星座整体旋转问题的有效途径。针对两种定轨方法精度相差较大导致融合效果较差的问题,提出了一种分步 Kalman 滤波算法。该算法利用星敏感器观测信息能够有效修正旋转参数的特点,将星敏感器观测信息和星间观测信息进行分步处理和最优信息融合以消除自主定轨算法中存在的星座整体旋转误差,提高定轨精度。通过对Walker星座的仿真表明,利用提出的分步Kalman滤波信息融合算法,星座自主定轨60天后星座URE误差能够稳定在 1.5米 以内,且能有效消除星座整体旋转误差。     

相对轨道自主确定方法的改进

编队飞行卫星相对轨道的确定具有重要意义。本文提出一种完全自主的定轨方案,在利用星间测量信息实现编队飞行卫星自主定轨的基础上,引入太阳敏感器测量信息,利用扩展卡尔曼滤波算法提高环绕星相对轨道确定精度。仿真结果验证了这种导航方案和算法的有效性。     

基于紫外敏感器的航天器自主导航

对基于紫外敏感器的卫星自主导航方法进行了研究 ,给出了自主轨道确定的滤波算法。对基于紫外敏感器的导航在地球中低轨道、大椭圆轨道和同步轨道上的应用进行了数学仿真验证。仿真结果表明 ,导航误差主要取决于地心方向的测量误差 ,而地心距测量误差的影响要小得多。在已知卫星惯性姿态的条件下 ,仅以地心方向为观测量 ,滤波器同样能够收敛 ,并能获得较高的定轨精度。     

一种提高导航卫星星座自主定轨精度的方法研究

针对近地导航卫星仅利用星间测距进行自主定轨时,因无法消除星座整体旋转误差而导致长期自主定轨精度不高的问题,提出了利用拉格朗日导航卫星星座与近地导航卫星星座联合仅利用星间测距进行自主定轨的方法。建立了拉格朗日轨道导航卫星星座和近地导航卫星星座联合仅利用星间测距进行自主定轨的动力学模型和观测模型。利用扩展Kalman滤波（EKF）算法和星间测距信息实现了拉格朗日轨道导航星座与近地导航星座的长期自主定轨。以4颗拉格朗日卫星组成的导航星座与12颗GPS卫星组成的近地导航星座作为仿真对象进行了仿真分析,仿真结果表明本文仅利用星间测距的联合自主定轨方法可以有效提高导航卫星星座的长期自主定轨精度。
     

基于紫外敏感器的卫星自主导航方法研究

研究了卫星利用CCD紫外敏感器进行自主轨道确定的方法。敏感器通过地球紫外图像提供地心方向矢量及姿态误差信息进而确定卫星轨道。采用Unscented卡尔曼滤波算法,对紫外敏感器测量精度、姿态误差、部分轨道参数以及地球模型对导航精度的影响进行了仿真验证。仿真结果表明本方法具有较高的定轨精度,其导航误差主要取决于紫外敏感器测量精度和卫星姿态误差。     

导航卫星长期自主定轨的星座旋转误差分析与控制

研究了基于星间测距进行导航卫星自主定轨的星座整体旋转问题,提出了采用星     

一种同轨区域集中的北斗卫星自主导航算法

基于北斗三号卫星配置规划,提出了一种同轨区域集中的北斗卫星自主导航算法。利用Ka星间链路指向切换灵活特性与激光链路高速通信特性,并克服激光终端异轨面通信困难,指向切换不便等缺陷,算法设计将轨道面内各卫星采集的Ka双向测距信息利用激光星间链路传入轨道面主卫星中,从而将测距信息集中处理并完成轨道面内各卫星的轨道信息更新。并且,本文还搭建了星内模拟仿真环境,对算法精度及性能进行验证。仿真结果表明,同轨道区域集中自主导航算法可在星内仿真环境中稳定运行,且其导航精度远优于分布式自主导航精度。     

基于联合定轨策略的星间相对测量自主定轨亏秩问题的改进

发展基于天基测控网的卫星测控定轨技术是克服传统地面测控方式缺陷的有效手段,而仅仅利用天基星间测量信息进行自主定轨易产生亏秩现象.为消除亏秩问题进一步提高定轨精度,本文以位置速度矢量作为轨道改进状态向量,对基于星间相对测量自主定轨亏秩问题的本质进行了再探讨,针对星间相对测量的三个应用领域中继卫星系统、编队卫星星座、双星定位系统提出了基于联合定轨策略的天地基测量信息融合的改进措施.以双星定位系统为例提出了数值融合联合定轨算法,并进行了联合定轨仿真实验.仿真计算结果表明,基于数值融合算法的联合定轨策略能够大大改善法方程系数矩阵的性态,两天观测数据下用户星定轨精度可以达到11.26米.     

一种航天器星光折射连续导航方法

针对星光折射航天器自主导航应用中观测缺失导航折射星造成误差上升甚至导航发散的情况，提出一种适用于航天器星光折射导航空白段的新方法。阐述了星光折射导航机理，给出了导航星观测窗口，进而设计基于神经网络的导航算法，该方法充分利用已有信息，有效预测并修正航天器状态信息，使星光空白段前后导航误差变化平稳，发挥星光折射间接敏感地平精度高的特点，保证了航天器高精度定位，且不需要添加硬件设备，算法简洁、实用。最后，通过计算机仿真校验了该导航方法的有效性。     

基于天文角度观测的机载惯性/天文组合滤波算法研究

针对采用天文/惯性位置组合时对导航选星有特殊要求,提出了基于天文角度观测信息的机载惯性/天文组合滤波方案及算法.对基于天文角度观测的INS/CNS组合导航系统的原理进行了充分阐述,分析并建立了基于单星或多星观测条件下的组合导航系统线性化量测方程,并针对角度观测时高度通道不可观的特点,增加了气压高度输出为系统的观测量,并在此基础上设计了组合滤波器算法.最后进行了组合导航系统仿真,并通过协方差分析的方法对比分析了单星和双星观测条件下的滤波性能.仿真结果表明,即使是在单星观测条件下,组合导航系统也能获得较好的定位精度;若观测星数增多,则可以大大提高系统性能,表明该组合导航系统设计方案是成功可行的.     

基于北斗Ka星间链路的地面用户导航方法

针对导航系统L频段信号易受到有意或无意的干扰和欺骗,而导致地面区域性导航服务性能下降甚至失效的问题,提出了一种利用北斗Ka星间链路信号为地面用户提供导航服务的方法。首先,对该方法的可行性进行了研究,并给出了星间链路时分体制下的用户测距模型;然后,提出了基于时钟模型和惯导信息的测距值历元归算方法,并推导了基于北斗星间链路测距值的地面用户实时定位算法;最后,通过数值仿真分析了不同因素对算法性能的影响。仿真结果表明,该方法定位精度可达2.0 m以内,能够在一定程度上弥补L频段导航信号区域性失效带来的缺失。     

一种基于UPF的月球车自主天文导航方法

介绍了月球车自主天文导航原理和传统的迭代解析高度差方法，提出了一种基于月球车运动模型和UPF（Unscented粒子滤波）的自主天文导航新方法。该方法仅需利用由星敏感器和惯性测量单元测量得到的恒星的天体高度，结合月球车的运动模型，通过UPF滤波，即可获得高精度的月球车实时位置信息。计算机仿真结果表明该方法与传统方法相比，定位精度有了大幅提高，同时对几个关键的精度影响因素的仿真分析显示该方法可以有效的减弱量测噪声，星历误差等对系统性能的影响，使系统具有更高的适应能力。     

基于Unscented卡尔曼滤波器的卫星自主天文导航研究

针对星光折射间接敏感地平的卫星自主天文导航方法，建立了带摄动项的状态方程和以星光视高度为观测量的量测方程。由于该状态方程和量测方程都是严重非线性的，利用推广的卡尔曼滤波器进行导航时精度较低。Unscented卡尔曼滤波是一种针对非线性系统的估计新方法。本文提出将Unscented卡尔曼滤波用于自主天文导航。计算机仿真结果显示Unscented卡尔曼滤波的估计精度远优于推广的卡尔曼滤波。     

基于多圆交汇的天文定位与组合导航方法

惯性/天文组合导航系统具有全自主、抗干扰能力强等特点,在一些特殊的导航领域受到了人们的高度重视。本文研究了一种天文多圆交汇迭代定位算法,具有数值计算稳定,适合任意多颗导航恒星参与计算的优点,并能同时计算出对应的定位误差协方差阵;在此基础上,将捷联惯性导航系统与天文导航系统组合,构成了扬长避短的组合导航系统,采用扩展卡尔曼滤波算法实现捷联惯导与天文定位两者的信息融合。最后进行了仿真实验,其结果表明,该天文定位算法简单有效,定位误差模型准确,组合后的系统具有较高的精度。     

基于局部队列的导航卫星网络路由算法

针对链路间断可用的导航卫星网络的路由问题,提出一种基于局部队列的最早投递（EDPQ）路由算法。首先,建立导航卫星网络的网络拓扑模型,并设计一种链路调度按需更新机制;然后,提出一种低开销的邻居节点队列信息更新机制。仿真结果表明,通过综合利用链路调度信息、本地和邻居节点队列信息,EDPQ获得了更好的性能。     

近地轨道航天器编队仅测距相对导航方法

针对地球中高轨道卫星导航信号不可用或不可信赖情况下的航天器编队自主相对导航问题,提出一种基于星载数据链仅测距的航天器相对导航新方法。首先,在地球非球形J2引力摄动条件下建立适用于椭圆轨道的线性化相对运动动力学模型,并建立基于星载数据链的飞行时间测距模型。然后,通过理论推导与数值仿真结合的方式对建立的仅测距相对导航系统进行可观测性分析,得出至少存在三种镜像模糊轨道的结论。接着,建立可用于提升系统可观测性的几何拓扑一致性约束模型,设计基于一致性无味卡尔曼滤波的分布式估计策略,并研究对应的相对导航误差传播规律。最后,通过标准蒙特卡洛打靶对所提算法进行仿真校验。仿真结果表明,相比于Tschauner Hempel(TH)动力学模型,利用建立的J2摄动相对运动动力学模型设计的仅测距相对导航系统能达到更高的相对导航精度,一致性无味卡尔曼滤波算法也能够有效提高编队导航的可观测性。     

基于GPS的低轨伴飞卫星自主导航轨道确定

对基于EKF算法的相对导航滤波器和基于全球卫星定位系统(GPS)伪距测量的伴飞星定轨进行了研究。用几何法与相对动力学方法联合获得目标星轨道信息,给出了伴飞卫星伪距测量定位的模型。仿真结果表明:该定轨方法可用于低轨卫星实时定位导航,定轨精度较高。