飞行器在直角坐标系中定位方法研究

本文提出仅用星敏感器进行自主导航定位方法。通过大气折射数据确定飞行器高度,用星敏感器间接测量飞行器到地心的方向矢量,从而确定飞行器在地球直角坐标系中三维坐标。     

飞行器在直角坐标系中定位方法研究

本文提出仅用星敏感器进行自主导航定位方法。通过大气折射数据确定飞行器高度，用星敏感器间接测量飞行器到地心的方向矢量，从而确定飞行器在地球直角坐标系中三维坐标。     

组合大视场星敏感器卫星自主定轨中太阳摄动

目前,国际上卫星自主轨道确定已受到了极大的关注,卫星定轨向高精度、高自主性方向发展.自主定轨方法多种多样,获取定轨信息的方法与自主定轨测量设备紧密联系在一起.就组合大视场星敏感器卫星自主定轨方法,建立了太阳引力摄动下的广义卡尔曼滤波模型,且进行了计算机仿真;通过对不同初始轨道高度情况的计算机仿真,给出了太阳引力对卫星轨道的影响;通过对东方红三号(DFH-3)卫星进行仿真和结果对比,说明了该自主定轨方法、所建滤波模型和算法的有效性.     

一种MANS自主导航系统的导航精度分析

对基于ＭＡＮＳ导航敏感器的卫星自主导航系统，本文使用编制的计算机仿真软件，通过数学仿真给出了地球，太阳和月球的各种测量误差下的系统导航精度；分析了敏感器的安装误差，卫星轨道的偏心率和倾角，导航滤波器中的卫星轨道动力学模型和滤波器更新周期等对导航精度的影响。     

基于姿态敏感器的高轨道卫星自主导航方法的研究

为了解决未来高轨道卫星的自主运行问题，本文提出了一种基于姿态敏感器的同步轨道卫星自主导航方法，作为卫星自主运行的先决条件。在整个测量系统中，以含有摄动项的HILL方程为状态方程，同时由姿态敏感器给出的空间三个星体相对卫星本体方位，推导出量测方程，证明了测量子系统的能观性，并给出了简化了的推广Kalman滤波算法。仿真表明：该方法具有收敛速度快、精度较高的特点，是一种可行的同步轨道卫星自主导航方法。     

根据相对位置测量信息自主确定两个航天器的轨道

已设计并分析了一种根据一个航天器与另一个航天器的相对位置失量测量信息自主确定两个航天器轨道的批处理滤波器。该系统对那些无法依赖GPS星座导航信号或地面站确定轨道的系统提供了一种高精度自主确定轨道的手段。该滤波器要利用惯性基准相对位置矢量的时间序列以及两个航天器的轨道动力学模型。它可以估算两个航天器的6个轨道状态矢量以及每个航天器的阻力系。该系统的可观性已利用这种原理演示过,此外,还针对多种情况估计了滤波器最佳状态可达到的位置精度。在特定配置下该滤波器器的位置精度可达到1m(rms)的水平。     

编队飞行卫星自主相对定轨研究

卫星编队飞行相对轨道自主确定作为实现队形保持和控制的前提,是编队任务必须解决的关键技术问题.根据C-W方程的解析解描述编队卫星间的相对运动规律,选取星间距离信息与方位信息作为观测量,针对卫星编队飞行自主导航系统对精确性和实时性的要求,用超球面分布采样点变换(Spherical Simplex Unscented Transformation,SSUT)和Unscented卡尔曼滤波(UKF)相结合,提出了SSUT的UKF(SSUKF)导航滤波算法.由于SSUT减少了采样点个数,在保证滤波精度和标准UKF相当的条件下减轻了计算负担,完成了卫星编队相对轨道状态的自主确定,并结合仿真的轨道数据和测量数据进行了仿真,仿真结果说明实现了卫星编队优化的有效性和实时性.     

自主轨道确定中日月摄动对卫星轨道倾角的影响

利用天文方法和天文技术实现卫星自主轨道确定越来越倍受关注,而日月引力对高轨道卫星而言是一种很重要的一种摄动力,且随着卫星高度的增加对卫星的影响越加明显。该文针对组合大视场星敏感器卫星自主定轨天文方法,建立了日月引力摄动下的卫星自主轨道确定的广义卡尔曼滤波仿真模型,包括状态模型和观测模型,对东方红三号(DFH-3)地球同步轨道通讯卫星,在取初始轨道升交角分别为0°、90°和270°三种情况进行了仿真,得到了在日月摄动下卫星轨道倾角的变化规律,且把计算结果与已有的东方红三号卫星数据进行了比较。     

基于最小二乘法的月球探测器自主导航

对于地月转移轨道的月球探测器,其受力复杂,轨道动力学方程难以精确建立,因此难以应用已有的基于轨道动力学方程的滤波方法对其进行自主导航.文中提出了以太阳和恒星的天文信息为观测量,采用迭代最小二乘法进行纯几何解析定位来实现月球探测器自主导航的方法.最后还对定位结果的优化的进行了研究.通过数学仿真分析了敏感器精度、观测星个数等因素对定位精度的影响,结果表明这种方法简单可靠,可以作为深空探测自主导航的滤波方案的初值.     

基于地平/恒星的GEO航天器自主导航仿真分析

研究航天器自主导航的优化测试问题,针对我国的GEO轨道及施加小推力后的航天器自主导航的研究却很少.对GEO轨道航天器来说,若其不在我国测站测控范围内,则难以实现轨道测控.针对上述问题,提出采用地平仪和星敏感器的自主导航方案.同时,考虑众多的GEO轨道航天器采用高比冲电推进技术用于位置保持以及寿命末期离轨,还研究了在沿轨道速度方向连续小推力作用期间的自主导航问题.通过仿真,结果表明采用地平仪和星敏感器以及推广卡尔曼滤波的自主导航方法可以适用于GEO轨道航天器.