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采用太阳敏感器和磁强计构成卫星姿态测量系统实践四号卫星自旋轴相对太阳矢量,地磁矢量的方位以确定卫星相对于惯性空间的方位和卫星自旋转速,以及卫星章动信息,并给出了数据处理算法和结果。 相似文献
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考虑月球扁率修正的月球卫星自主导航 总被引:1,自引:0,他引:1
针对月球扁率对月球紫外敏感器的月心方向矢量确定的不利影响,研究了月球紫外敏感器的测量原理和敏感到月平边缘时满足的几何约束,提出了一种考虑月球扁率的月心矢量确定方法。并进一步的结合地球敏感器和太阳敏感器的测量信息,研究了基于日地月方位信息的月球卫星自主轨道算法,并评估了月球方位确定算法对导航精度的影响。仿真结果表明,在太阳敏感器、地球敏感器和月球敏感器的精度分别为0.02°(3σ)、 0.05°(3σ) 和0.1°(3σ)的假设下,考虑月球扁率修正的月球卫星的自主导航位置精度能达到300m(3σ),导航速度误差能达到0.6m/s(3σ), 从而保证了环月卫星的导航精度。 相似文献
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太阳矢量在行星际探测器姿态估计中的应用研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在基于矢量观测的行星际探测器姿态确定中,参考矢量的几何关系是影响姿态估计精度的一个重要因素。针对这一问题,本文提出了一种利用太阳矢量来提高探测器姿态估计精度的最优算法。该方法在引入太阳矢量的基础上,将星敏感器测得的姿态四元数转化为两个互相垂直的参考矢量,并根据敏感器的测量精度计算相应的规范化权值系数;结合姿态四元数估计算法,给出最小二乘意义下的探测器最优姿态估计。最后,以深度撞击任务的实际飞行数据对本文所提算法进行验证。仿真结果表明,引入太阳矢量后的三轴姿态角估计误差小于150μrad,完全满足深度撞击任务的要求。 相似文献
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星敏感器是卫星高精度姿态测量系统中的重要器件,根据其测量可以建立不同形式的星敏感器测量模型,准确分析测量模型中测量误差的特性是保证卫星姿态确定精度的重要条件。本文针对广泛采用的星敏感器光轴矢量测量方程,从几何角度出发,结合实际情况,提出了一种新颖的星敏感器光轴测量的锥面误差模型。在两个锥面参数分别服从一定的概率分布的条件下,对测量误差特性进行了深入分析,确定出新的测量误差协方差矩阵。上述研究能够在不增加算法计算量的前提下,从新的角度,更为直观地建立了星敏感器光轴矢量测量模型。最后在仿真实验中,将新的锥面误差测量模型应用于基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的姿态确定方法中,结果表明了利用该测量模型进行姿态确定的有效性。 相似文献
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突破卫星轨道和姿态参数分别确定的传统模式,提出了以三轴磁强计和太阳敏感器为测量元件的轨道姿态一体化确定算法.由于地磁场是时间和位置的函数,而三轴磁强计指向又与卫星姿态相关,所以三轴磁强计的测量值既与轨道有关,又与姿态有关.充分利用磁强计和太阳敏感器的测量值中包含的轨道和姿态信息,推导出卫星轨道姿态一体化确定的扩展卡尔曼滤波算法.在太阳不可见区域,由于太阳敏感器没有输出信息,只采用磁强计为测量敏感器,按传统模式对卫星轨道和姿态分别确定.最后对2种模式下的滤波算法进行数学仿真验证,结果表明该算法的可行性与有效性. 相似文献
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在矢量观测的基础上,针对单独的星敏感器定姿,提出了一种将粒子滤波(PF)和预测滤波相结合的姿态确定算法,通过设计粒子初始化,结合重要性采样、重采样和规则化等手段,成功地将姿态四元数作为状态粒子进行更新和传递,避免了状态方程的线性化和协方差矩阵的计算;利用预测滤波算法估计模型误差和姿态角速度,在保证滤波精度的同时,有效降低了粒子滤波器的维数.实验在某对地观测通用小卫星平台上进行,选取卫星自由飞行状态和飞轮控制对地稳定模式,分别对滤波器进行了仿真,实验结果验证了该算法对本质非线性、非高斯的卫星姿态估计问题具有快速的收敛性能和良好的稳定精度.该方法还为粒子滤波器的设计和无角速度敏感器测量的飞行器姿态确定提供了借鉴. 相似文献
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相对轨道自主确定方法的改进 总被引:4,自引:1,他引:3
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。 相似文献
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针对低成本皮纳卫星姿态确定系统在质量、体积、计算量以及能耗等方面的限制问题,本文基于区间分析理论提出了卫星姿态区间化描述方法并建立了运动学区间化方程,提出了基于盒粒子滤波(BPF)的皮纳卫星姿态确定算法。该算法首先采用双矢量算法对太阳敏感器和磁强计得到的量测进行姿态解算,并将解算出的姿态四元数作为伪量测值输入传递给BPF,从而降低敏感器噪声对估计精度的影响。仿真实验表明,相比于传统粒子滤波的姿态确定算法,本文所提出的BPF姿态确定算法能够在保证姿态确定精度的同时大幅缩短算法运行时间。 相似文献
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为减小自主导航过程中地球红外辐射误差及地敏安装误差的影响,以星敏感器和地球敏感器的测量作为导航信息,提出了一种捷联惯导/天文信息组合的自主导航方案。针对地球大气辐射不均匀和地球敏感器安装误差对确定地心矢量的不利影响,建立了地球红外辐射亮度与等效地平高度的关系。利用这一关系,给出了对地球敏感器测量修正的函数关系以及地球敏感器安装误差估计方法。以恒星矢量和地心矢量的星间角距作为量测,采用批处理最小二乘方法对弹道导弹的导航信息进行了估计。仿真结果表明:通过对辐射误差的补偿可大幅提高自主导航的精度,验证了补偿方法的可行性和导航算法的有效性。研究为工程应用中修正地球红外辐射误差提供了一种新思路。 相似文献
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采用自主导航技术,可以降低月球卫星的任务成本,提高其生存能力。现研究了利用太阳敏感器、地球敏感器和月球敏感器测量出的卫星-太阳、卫星-地球和卫星-月球方向矢量作为观测量,采用迭代最小二乘方法、定历元时刻的卫星状态,并以轨道预报的方式实现月球卫星的自主导航。对该自主导航算法进行了数学仿真,分析比较了敏感器精度、部分轨道参数等因素对定位精度的影响,总结了其变化规律。最后对比了迭代最小二乘方法与扩展卡尔曼滤波的导航仿真结果,结果表明前者具有更高的精度。 相似文献
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针对月面巡视器太阳板对日定向问题,提出了一种规划算法。分析了规划指标与约束条件,约束条件包括太阳入射角约束和太阳板机械转动约束;推导了在车体姿态不变情况下的定向算法,通过将太阳板运动转换为平面上的矢量旋转,实现对日定向;利用巡视器原地转向运动弥补太阳板单自由度转动的不足,将车体运动与太阳板法向矢量轨迹投影至球面,得到车体原地转向时的定向规划算法。仿真结果表明:文章提出的算法能够实现指定约束下的对日定向;对于无法实现理想对日定向的情况,算法也能够获得太阳板的次优规划。 相似文献