编队飞行卫星相对轨道确定方法研究

针对2颗卫星编队飞行的情形,研究了星间位置测量量为相对距离、方位角和俯仰角时的卫星相对轨道自主确定方法。首先根据C-W-Hill(Clo-hessy-Wiltshire-Hill)方程得到卫星运动的状态方程;然后基于星间测量量确定观测方程,使用2种方法进行相对位置、相对速度参数的估计,实现对卫星相对轨道的确定;最后对这2种方法进行仿真,结果证明了它们的可行性。     

卫星编队飞行的相对姿态控制

使用基于李亚普诺夫的控制方法,研究了双星编队飞行系统的相对姿态控制问题.考虑角速度可测和角速度信息不可测量两种情况,进行了状态反馈和输出反馈的姿态控制算法的设计,并通过李亚普诺夫方法证明了编队飞行系统全局渐近稳定性.最后对给出的算法进行了数值仿真.结果表明,所设计的控制算法实现了编队卫星之间的姿态协同控制,是可行的、有效的.     

基于最小二乘的编队飞行卫星相对轨道确定

针对2颗星编队飞行的情况,描述了卫星近距离运动的Hill方程,利用星上激光仪器设定了星间测量位置矢量进而确定观测方程,设计了最小二乘滤波器来实现相对轨道的确定.结合空间圆编队构形进行了分析和仿真,结果表明最小二乘估计能够有效提高相对位置确定精度,并给出相对速度的高精度估计.     

拦截卫星相对导航算法研究

空间攻防中,拦截卫星相对目标卫星导航参数的确定,对拦截卫星的拦截轨道设计十分重要.本文针对目标卫星轨道为椭圆轨道且拦截卫星存在机动的情况,研究了拦截卫星的相对导航算法.首先,推导了目标卫星轨道为椭圆轨道时拦截卫星的相对运动方程,并根据星间测量几何关系推导了测量方程;其次,通过引入拦截卫星的机动加速度并考虑其控制误差,设计了改进的扩展卡尔曼滤波器,以提高拦截卫星的相对导航精度;最后,通过仿真验证了算法的有效性,并获得了较好的相对导航精度.     

编队飞行卫星相对姿态变结构分布式协同控制

以编队卫星激光通信为背景,在已知主从星之间的相对位置和姿态的情况下,提出了一种卫星编队完全分布式协同控制策略,设计了一种分布式相对姿态变结构协同控制律,并利用Lyapunov稳定性原理证明了该控制律能够保证编队的全局渐进稳定。仿真结果表明,在编队卫星受到各种干扰力矩影响时,该方法能够有效提高编队卫星相对姿态控制精度,从而实现编队卫星之间的姿态协同,证明了所设计控制器的有效性。     

非实时控轨编队卫星的相对姿态控制

为了精确指向目标,即确定从星的姿态指向,提出了一种计算期望姿态和期望角速度方法,该算法利用单星在惯性坐标系的位置和速度,不需要星上增加相对姿态测量设备.在此基础上设计了变结构控制器.数值仿真结果表明该方法可以实现准确的期望姿态计算和相对姿态控制.     

椭圆轨道编队飞行相对动力学初始化条件

Hill方程在椭圆轨道编队设计中具有一定的局限性,为解决这一问题,将基于Hill方程的圆轨道编队设计方法推广应用于椭圆轨道编队设计中．将T-H方程表示为参考轨道真近点角的显函数形式,推导椭圆轨道编队相对运动的状态转移矩阵．利用椭圆轨道编队相对运动动力学方程有周期解的要求,讨论椭圆轨道编队周期性运动的一般性初始化条件．最后通过数学仿真表明理论推导的正确性．推导的初始化条件可用于椭圆轨道编队队形初始设计或相对运动误差估计．     

卫星编队相对轨道的分布式估计方法

研究了卫星编队的相对轨道自主确定问题,选择“无线电+激光”的测量方案,为减轻多星编队星间通信量和星上计算量的负担,将状态估计器设计为分布式构型,并利用分布式Schm idt-Kalman滤波算法对编队的相对轨道状态进行估计。仿真结果验证了该导航方案和算法的有效性。     

基于相对轨道要素的卫星编队构型重构制导算法

针对卫星编队飞行过程中由于任务的改变或成员的进出导致编队构型重构的问题,推导和定义了描述卫星编队的相对轨道要素;提出了基于相对轨道要素的卫星编队构型重构制导算法;使用该算法对近地圆轨道上的卫星编队重构过程中各控制因素与速度增量的关系进行了分析。结果表明,该算法能够综合考虑构型重构时运行状态、约束条件、调整策略、能量消耗等因素,便于实现编队重构的整体优化。     

近地轨道电磁编队飞行相对轨道动力学建模

本文将电磁力引入编队飞行应用中,在考虑地球扁率和大气摄动情况下,建立了电磁编队飞行相对轨道动力学模型.基于磁偶极子假设,推导了编队飞行任意两颗卫星间电磁力模型,采用Hill方程的形式给出了电磁编队飞行的相对轨道动力学表述.分别对编队飞行任意两颗卫星间电磁力、大气阻力以及地球扁率摄动进行线性化,得到了电磁编队飞行线性化相对轨道动力学模型.仿真结果表明,线性化相对轨道动力学模型合理可行,与非线性模型相比,运行3圈后误差为0.05～5 m,误差主要来自于电磁力线性化.     

A stealthy method to determine the relative position and velocity for satellite formation flying

To achieve the satellite formation control and the succeed formation missions, we present a new stealthy method to determine the relative states between formation satellites. In this method, the combination of a CCD camera and laser radar is used as the relative measure sensors. To reduce electromagnetic radiation, the laser radar works intermittently to minimize the probability of being discovered. And an unscented Kalman filter (UKF) is applied to estimate the relative states. The observability of this method is analyzed. The validity and effectiveness of the method is demonstrated in a typical application of formation relative navigation.     

量测最小分辨率特性下自主相对导航设计方法

为抑制量测最小分辨率特性对导航滤波产生的振荡特性,建立了准确的量测模型,提出导航系统自适应变步长设计方案,并理论上分析对比了该方案与工程上常用的低带宽设计方案的滤波性能.分析表明,随着滤波带宽的降低,系统的常偏及白噪声误差反比例增大,收敛时间变长;该较低带宽设计大幅降低标称系统性能损失.仿真表明,该设计相对速度滤波精度为2E-3 m/s(3σ),使较低带宽设计提高一个数量级,满足高精度卫星编队飞行的任务需求.     

Relative navigation for satellite formation flight using a continuous-discrete converted measurement Kalman filter

The present paper develops an approach of relative orbit determination for satellite formation flight.Inter-satellite measurements by the onboard devices of the satellite were chosen to perform this relative navigation,and the equations of relative motion expressed in the Earth Centered Inertial frame were used to eliminate the assumption of the circular reference orbit.The relative orbit estimation was achieved through a continuous-discrete converted measurement Kalman filter design,in which the measurements were transformed to the inertial frame to avoid the linearization error of the observation equation.In addition,the situation of the coarse measurement period（only microwave radar measurements are available）existing was analyzed.The numerical simulation results verify the validity of the navigation approach,and it has been proved that this approach can be applied to the formation with an elliptical reference orbit.     

Novel algorithm for geomagnetic navigation

To solve the highly nonlinear and non-Gaussian recursive state estimation problem in geomagnetic navigation,the unscented particle filter (UPF) was introduced to navigation system.The simulation indicates that geomagnetic navigation using UPF could complete the position estimation with large initial horizontal position errors.However,this navigation system could only provide the position information.To provide all the kinematics states estimation of aircraft,a novel autonomous navigation algorithm,named uns...     

Second-order divided difference filter for vision-based relative navigation

A second-order divided difference filter (SDDF) is derived for integrating line of sight measurement from vision sensor with acceleration and angular rate measurements of the follower to estimate the precise relative position,velocity and attitude of two unmanned aerial vehicles (UAVs).The second-order divided difference filter which makes use of multidimensional interpolation formulations to approximate the nonlinear transformations could achieve more accurate estimation and faster convergence from inaccurate initial conditions than standard extended Kalman filter.The filter formulation is based on relative motion equations.The global attitude parameterization is given by quarternion,while a generalized three-dimensional attitude representation is used to define the local attitude error.Simulation results are shown to compare the performance of the second-order divided difference filter with a standard extended Kalman filter approach.