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为实现伴飞卫星的自主相对导航,基于C-W方程提出了一种在伴飞卫星轨道系中建立简化的相对运动方程构成星上轨道递推、根据导航敏感器输出进行量测更新的导航滤波器,并利用衰减记忆滤波算法抑制系统模型误差对相对导航结果的影响。仿真结果表明,该滤波算法可实现伴飞星的自主相对导航。它不仅较C-W方程更简单,而且适于模型不准确时的相对导航,工程实现易。 相似文献
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充液航天器液体晃动等效力学模型的建立 总被引:2,自引:0,他引:2
在考虑液体表面张力影响液体晃动求解的基础上,利用动力学方程等价准则,建立了三轴定向充液卫星在二维平动和二维摆动扰动作用下的空间摆等效力学模型,并对两种情况下等效摆的主要参数进行了计算和比较。结果表明,考虑表面张力时,液体的晃动特性对航天器姿态控制系统稳定性有不利影响。 相似文献
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根据月球探测器奔月变轨过程中自旋稳定各阶段的特点,提出了分阶段进行主动章动、进动控制的策略和方法。对影响自旋稳定指向精度的因素和控制方法进行了研究。数学仿真结果表明:起旋推力器推力偏差是引起章动的主要因素;质量不平衡和能量耗散引起的章动很小,初步设计时可略去不计。采用限制横向角速率以限制最大章动角的控制策略可快速消除章动,便于工程实现。 相似文献
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为解决工程中直接使用基于C-W方程的双脉冲法和拉格朗日乘子法时远距离导引精度低,以及分段导引过程复杂和可靠性降低等问题,设计了一种新的冲量计算方法。基于原方法适时引入当前状态和误差信息,继承了拉格朗日法运算简单的优点,并将原开环控制改为闭环控制。仿真结果表明,该法提高了导引精度,同时还充分利用多冲量法的特性实现了更大交会时间范围的燃料最优。 相似文献
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基于陀螺和四元数的EKF卫星姿态确定算法 总被引:2,自引:0,他引:2
为保证卫星姿态确定的高精度,利用星敏感器提供的姿态四元数,结合扩展卡尔曼滤波(EKF)对陀螺漂移和安装误差进行实时补偿。建立了滤波器数学模型,并通过数学仿真获得了算法的理论精度,同时分析了星敏感器安装误差对姿态确定的影响。 相似文献
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为在无陀螺或陀螺故障时可用星敏感器估计姿态角速度,在扩展卡尔曼滤波(EKF)和非线性预测滤波的基础上提出了基于四元数的卫星角速度估计算法,并给出了相应的模型。该算法对角速度建模精度的要求较低,无需卫星动力学方程,方法简单且易于实现。仿真结果表明,算法的精度较高。虽然仍受噪声和步长的影响,但相对基于EKF和最小模型误差的角速度估计算法,其性能改善较大。 相似文献
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