基于数值算法改进的卡尔曼滤波算法在卫星自主定轨中的应用

高精度的自主定轨对探测器实现深空探测任务有着重要的意义,结合利用星光折射角的测量确定卫星轨道的自主导航方案,提出了基于数值算法改进的扩展卡尔曼滤波算法,提高了运算精度,通过仿真验证了该算法的优越性。     

基于信息融合的小天体软着陆组合导航算法

小天体距地球较远,观测信息不足,引力场弱且分布不规则,对自主导航算法的精度和实时性提出了更高的要求。本工作以小天体软着陆自主导航为应用背景,针对惯性导航误差累积和光学导航观测周期长等问题,提出了一种基于信息融合的组合导航算法。以软着陆探测器的位置和速度为状态向量,通过引入了一种信息融合算法,将光学导航信息与惯性导航信息进行信息融合,生成对软着陆探测器状态的估计。实验结果表明：该算法能有效地提高导航定位精度,并对速度误差有一定的抑制作用,为探测器在小天体表面软着陆提供了一种行之有效的方法。     

封面图片说明

正第4期封面图片来自本期论文"深空探测着陆过程序列图像自主导航综述",是北京控制工程研究所设计的基于序列图像的着陆过程自主导航示意图.基于序列图像的自主导航技术是实现未来深空探测精确定点着陆任务的关键技术之一.如图中所示,着陆器在下降过程中利用主动或被动成像敏感器获取着陆区域地表的图像序列,通过对该序列图像的处理提取并跟踪着陆表面陆标或其他特征点等导航     

深空探测着陆过程序列图像自主导航综述

基于序列图像的自主导航作为未来深空探测地外天体精确定点着陆任务的关键技术,是目前深空探测技术的重点发展方向之一.针对未来深空探测地外天体精确着陆自主导航的需求,阐述了发展深空探测着陆过程序列图像自主导航的必要性.首先,分别从主动成像和被动成像两个方向介绍了基于序列图像的深空探测着陆过程自主导航研究现状;然后,总结并分析了基于序列图像的深空探测着陆过程自主导航涉及到的关键技术;最后,根据关键技术分析给出了基于序列图像的深空探测着陆过程自主导航研究目前存在的主要问题并对其后续发展进行了展望.     

激光雷达与路侧摄像头的双层融合协同定位

针对非结构化场景中无人驾驶车辆定位误差大的问题,结合车载激光雷达和路侧双目摄像头,采用双层融合协同定位算法实现高精度定位. 下层包含2个并行位姿估计,基于双地图的自适应蒙特卡洛定位,根据位姿偏差的短期和长期估计实现双地图切换,修正激光雷达扫描匹配的累积误差;基于概率数据关联的卡尔曼滤波位姿估计,消除非检测目标对路侧摄像头的干扰,实现目标跟踪. 上层作为全局融合估计,融合下层的2个位姿估计,利用反馈实现自主调节. 实车实验表明,双层融合协同定位的定位精度为0.199 m,航向角精度为2.179°,相比车载激光雷达定位和无反馈的紧融合定位有大幅提升;随着路侧摄像头数量的增加,定位精度可以达到7.8 cm.     

探测器接近段自主导航的信息融合滤波优化算法

为提高接近段自主导航系统的估计精度,引入基于星光角距和星光仰角的联合观测模型进行组合导航。针对深空探测任务对探测器实时性要求高,星载计算机计算能力有限的问题,用UD分解改进信息融合滤波算法,避免高维运算和大的空间存储,减少运算负担。利用状态方程的一阶泰勒展开式分析滤波周期对状态方程可观性的影响。计算机仿真证实了改进算法的可行性。     

深空探测器借力飞行段的自主光学导航方法

提出了一种用于探测器借力飞行段的自主光学导航方案。该方案利用星敏感器以及光学导航相机,通过测量恒星平行光方向及对行星张角,利用几何关系计算出探测器的相对位置,并利用扩展卡尔曼滤波算法进行修正,最后通过仿真验证了这种自主光学导航方案的可行性。     

基于MEMS与Android智能手机融合的 室内个人导航算法

针对微机电系统(micro-electro mechanical system,MEMS)惯性器件在导航解算中存在较大的累积误差问题,提出了一种基于MEMS惯性器件与Android智能手机融合的室内个人导航算法.导航算法在捷联惯性导航算法的基础上,根据人行走时的运动特点,引入了零速度检测与修正算法来检测人行走过程中的静止状态,并对行人静止时刻的速度和位置信息进行校正,以降低累积误差.导航解算中由于陀螺仪漂移导致获得的行人运动方向角误差较大,故采用MEMS陀螺仪输出姿态信息与Android智能手机中的电子罗盘方向角融合的行人运动方向校正算法来获取行人运动方向,并结合滑动均值滤波算法来进一步校正行人的运动方向,提高导航精度.最后通过实验结果验证了导航累积误差修正算法的可行性和有效性.     

探测器交会小天体的UPF自主导航方案

采用基于目标天体信息的光学导航方案实现探测器交会小天体,利用导航相机提高了定轨精度和星历精度。在此基础上,针对深空导航的轨道确定过程中可能存在的初始估计信息误差较大、状态及量测误差不服从高斯分布等问题,将UPF(Unscented Particle Filter)引入到导航方案中。该方案利用UPF在处理非线性非高斯问题上的优势,克服了EKF、UKF、PF等传统滤波方案对非线性非高斯状态模型、量测模型的近似处理所带来的影响。数值仿真表明了该方案的可行性。     

基于组合导航技术的管道地理坐标定位算法

针对长输管道地理坐标定位问题,提出了一种基于组合导航技术并应用管道磁标处地理信息进行分段修正的管道地理坐标定位算法.该算法基于惯导/里程仪组合导航的基本原理,应用误差模型对航迹误差进行修正.通过研究陀螺仪和里程仪的误差特性,建立了陀螺仪和里程仪的误差模型,针对低精度加速度计应用于惯性导航系统时存在速度和航迹解算误差较大的问题,提出了应用加速度信息对里程仪速度进行修正的速度解算方法.实验结果表明,算法解算所得位置误差为0.16%,可为长输管道提供三维地理坐标定位信息.     

平方根UKF混合滤波在自主光学导航中的应用

提出了一种用于探测器在巡航段的自主光学导航方案,该方案利用光学导航相机以及星敏感器,通过测量星光信息以及天体边缘的信息,得出了探测器的相对位置。在此基础上针对导航系统状态方程和观测方程的非线性问题,进行平方根Unscented卡尔曼滤波(square-root unscented Kalman filter)计算,由此实时确定了探测器的轨道。该方法将平方根滤波和UKF滤波有机结合起来,可更好地提高自主导航系统的准确度和可靠性。通过数学仿真并与EKF滤波过程进行比较,验证了该算法的优越性。     

微型无人机视觉定位与环境建模研究

同步定位与环境建模（SLAM）是实现无人机自主飞行和智能导航的关键技术。该文提出了适用于微型无人机的视觉定位与环境建模方法,针对RGB-D传感器使用point-plane ICP点云匹配算法实现视觉自主定位,利用并行计算加速以满足无人机控制的实时性要求;采用TSDF算法融合多帧观测的点云数据,实现了无人机对未知目标环境区域的模型重建;将视觉SLAM系统与无人机载IMU传感器融合,进一步提升了自主定位和建模精度。实际搭建了微型无人机视觉与环境建模验证系统,室内环境下可以达到0.092 m的定位偏差和60 Hz的更新速率,满足了无人机控制的精度和实时性要求,验证了该方法的有效性。     

多源融合定位算法综述

随着机器人、无人车等自主导航系统的大量涌现,定位导航技术在最近20年得到迅猛发展,用户对新一代的定位导航技术提出了新的要求,即在任意环境、任意时刻、任意平台都能具备可靠的定位导航能力.多源融合定位算法是实现该目标的唯一有效途径.本文从传感器观测模型、环境场景模型、载体运动行为模型出发,综述了卫星导航、惯性导航、视觉传感器、激光雷达单一传感器的定位方法,分析了定位导航运行的环境场景对多源融合定位的影响,以及载体运动行为对定位的影响.最后,从融合框架层面将多源融合定位算法分为优化和滤波两大类进行深入分析.     

New autonomous celestial navigation method for lunar satellite

Celestial navigation system is an important autonomous navigation system widely used for deep space exploration missions, in which extended Kalman filter and the measurement of angle between celestial bodies are used to estimate the position and velocity of explorer. In a conventional cartesian coordinate, this navigation system can not be used to achieve accurate determination of position for linearization errors of nonlinear spacecraft motion equation. A new autonomous celestial navigation method has been proposed for lunar satellite using classical orbital parameters. The error of linearizafion is reduced because orbit parameters change much more slowly than the position and velocity used in the cartesian coordinate. Simulations were made with both the cartesiane system and a system based on classical orbital parameters using extended Kalman filter under the same conditions for comparison. The results of comparison demonstrated high precision position determination of lunar satellite using this new m     

一种基于VINS/FINS组合导航方法

针对视觉惯性组合导航系统中微惯性器件精度偏低,以及足部惯性导航系统航向角误差可观测性差的问题,研究了一种基于上述两种系统的信息双向融合的导航定位方案. 该方法的系统结构由安装于双足步行机器人躯干部分的惯性导航系统和安装于其足部惯性导航系统两部分组成. 惯性导航系统通过视觉同时定位与地图构建数据融合方法可以获得相对准确的航向角,足部惯性导航系统利用零速修正后的位置信息实时修正惯性导航系统中的低精度惯性器件误差,从而构建视觉与惯性信息双向融合的组合导航系统结构. 实验结果表明,该组合导航方案可以有效提高双足步行机器人的航向精度和定位精度.     

基于海底单应答器的水下潜器声学导航技术

针对长基线定位系统需多只海底应答器而引起的系统复杂的问题,给出了一种通过在海底布放单只应答器对安装有超短基线定位系统的水下潜器进行声学导航的方法,分析了系统的性能,并进行了湖试和海试验证．试验结果表明,利用单只海底应答器可以对安装有超短基线的水面船实现亚米级精度的声学导航,该方法可用于水下潜器的声学自主导航．     

基于地图匹配的自主导航算法

已知环境下为弥补卫星信号丢失带来的导航精度下降问题,提出了基于地图匹配的组合导航算法。自主导航系统采取INS/GPS组合方案,在GPS信号有效时,建立基于道路约束的环境地图,GPS信号无效的时候利用已建立的环境地图辅助惯性导航,减少导航误差。通过实测数据,针对GPS信号无效的情况进行了计算机仿真,给出了实际路试结果。结果表明,新算法有效提高了导航精度。     

星间测向在提高星座自主性中的应用

实现导航星座的自主定轨对提高星座自主性具有主要意义。分析了基于星间测距的导航星座定轨方法存在的缺点，提出了利用改进Kalman滤波融合星间测距测向信息的自主定轨方法。利用GPS（global position system）星座的IGS（International GPS services）精密轨道模拟星间测距测向数据，仿真结果表明该方法能够有效提高定轨的精度和稳定性。     

Multi-revolution low-thrust trajectory optimization using symplectic methods

Optimization of low-thrust trajectories that involve a larger number of orbit revolutions is considered as a challenging problem.This paper describes a high-precision symplectic method and optimization techniques to solve the minimum-energy low-thrust multi-revolution orbit transfer problem. First, the optimal orbit transfer problem is posed as a constrained nonlinear optimal control problem. Then, the constrained nonlinear optimal control problem is converted into an equivalent linear quadratic form near a reference solution. The reference solution is updated iteratively by solving a sequence of linear-quadratic optimal control sub-problems, until convergence. Each sub-problem is solved via a symplectic method in discrete form. To facilitate the convergence of the algorithm, the spacecraft dynamics are expressed via modified equinoctial elements. Interpolating the non-singular equinoctial orbital elements and the spacecraft mass between the initial point and end point is proven beneficial to accelerate the convergence process. Numerical examples reveal that the proposed method displays high accuracy and efficiency.