航天飞机制导-导航控制

本文根据航天飞机各个飞行阶段的具体条件概述了航天飞机制导-导航控制系统的控制要求。分析了各飞行阶段可能采用的制导-导航控制装置及其分系统,并说明冗余系统数据选取办法。同时,还论述了各种可用的制导-导航控制技术,比较了它们的优缺点。最后,概述了有关航天飞机制导-导航控制系统的可靠性设计问题。     

可应用于运载火箭上的组合制导方法研究

以惯性导航为基础的组合制导技术，既保持了惯性导航的独立性和抗干扰的特点，又可以提高制导的精度，在航空航天领域得到了广泛应用。组合制导的形式很多，适合于运载火箭的组合制导方法主要有惯性导航 卫星导航组合制导、惯性导航 星光导航组合制导两种基本形式。本文对以上两种组合制导方式的主要技术问题和应用情况进行了综合分析，对组合制导在运载火箭上的应用进行了研究。     

发展单兵星敏导航装备的必要性及技术特点

星光导航不受电磁干扰、能提供绝对姿态信息，具有重大战略意义。目前的星敏主要是为空天基导航而发展的，将其应用于单兵导航是否必要、需克服哪些技术难点、能达到怎样的效果等，都是值得探索的问题。为此，首先论述了发展单兵星敏导航装备的必要性，包括：不受电磁干扰破坏，是其他单兵导航装备失效时的保底装备；定向精度高，能弥补单兵卫星导航装备无法定向的缺陷；已突破部分气象因素限制，具备了全天时导航条件等。然后探讨了单兵星敏导航与空天基星敏导航、卫星导航、天文大地测量等比较所具有的不同技术特点。提出了发展单兵星敏导航装备需解决的关键技术问题，包括：气象因素影响的消减、时间基准和电源的长期维持、系统探测性能与系统小型化的平衡等。研究结果可为发展单兵星敏导航技术、设计研制单兵星敏导航系统提供参考。     

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。     

星光模拟的半物理仿真技术

航天器利用星光定位导航技术是航天器自主导航的一种新的方法。它不依赖于无线电和GPS等导航手段，在航天器进行深空探测和绕地飞行中都有着非常重要的应用，因此，国内外都在对天文导航技术进行深入的研究。但是航天器利用天文定位导航技术的实验研究不仅难度很大而且成本昂贵，因此国内外均采用地面半物理仿真进行实验研究。利用航天器天文导航半物理仿真模拟实验系统，可以深入研究航天器的关键定位导航技术，准确模拟量测信息及其误差特性，从而精确验证天文导航方法的有效性和准确性并进行系统精度分析。我们在自主天文导航技术研究的基础上，建立了一套天文导航半物理仿真实验系统平台。半物理仿真实验系统平台从结构上可分为两大部分：一是星光模拟器，通过液晶光阀和光学系统模拟和显示星敏感器接收到的星光；二是星敏感器模拟，用摄像机智和台式计算机模拟星敏感器，完成星图采集、图像处理和导航解算等。     

基于遗传算法的航天器纯星光导航方法

对于地月转移轨道的航天器,提出了以地球和月球两个近天体与三颗恒星之间的星光角距作为观测量,采用最小二乘法进行位置解算的方法.鉴于该方法精度不高,进一步以月球和恒星的天文信息为观测量,利用行星敏感器测量航天器与地球、月球之间的几何关系,利用星敏感器识别星光,建立航天器的位置方程,并通过遗传算法解算位置方程,进而实现对航天...     

基于星光导航分离陀螺仪漂移误差方法研究

星光/惯性组合制导方式集中了两种方式的优点,可在导弹飞出大气层后通过对导航星的观测校正陀螺仪误差系数。在研究了星光导航的特点和陀螺仪误差特性的基础上,提出了通过旋转弹体观测特定位置的导航星,利用星光导航系统分离陀螺仪漂移误差系数的方法。结果表明:利用导航恒星高精度基准可以分离陀螺仪漂移误差系数,准确地确定陀螺仪漂移误差模型,对于提高导弹的精度具有重要意义。     

星光折射导航星的改进三角识别捕获

高精度星光折射间接敏感地平的自主导航方法,目前被国内外尤为关注。本文通过对星光折射导航观测对象———导航星捕获的研究,采用了改进的三角匹配算法并结合恒星星表,确定出导航观测星星光方向,同时依据对飞行器在轨观测星的几何关系推导,利用Unscented卡尔曼滤波算法确定航天器的在轨位置和速度。该方法能比较真实地模拟飞行器实际在轨的导航情况。仿真表明,真实星表导航精度大于人造星场;通过比较导航系统捕获20,40,60,80颗折射星的4种情况,可知捕获到的导航星的数量越多,导航精度也随之提高。     

单星修正惯导系统初始定位定向误差原理

本文对利用单星信息修正惯导系统初始定位定向误差的方法进行分析,从几何角度说明其基本工作原理。并指出应用这种方法的特定情况和所需条件。