基于多视场星敏感器的姿态确定方法

星敏感器是目前航天器姿态测量精度最高的器件,与传统的单视场星敏感器相比,多视场星敏感器可以实现三轴同样高精度的姿态测量,提高姿态测量精度;针对单视场星敏感器姿态确定问题,推导了以最小代价函数为指标的QUEST姿态确定算法;对于多视场星敏感器,通过坐标变换方法将多个视场的导航星矢量转换到同一视场中,再利用QUEST算法得到航天器姿态;最后仿真结果表明,坐标变换后进行姿态确定得到的姿态数据与单个视场所得的姿态数据相同,验证了方法的正确性。     

基于星敏感器的姿态优化估计算法

对于采用星敏感器的航天器姿态确定问题,提出了一种快速的姿态优化估计方法;首先,根据Rodrigues参数和观测向量之间的线性关系,引入四元数,构造了不同的非奇异的优化准则;其次,借助四元数,求解了基于该准则的姿态优化算法;误差协方差分析和数值仿真结果表明,该算法与著名的QUaternion ESTmation(QUEST)算法相比,在相同的操作系统环境下,具有相同的姿态估计精度,但计算速度更快,对两种算法选取间隔为2000次的仿真步长,统计数据长度为100个采样点,最后对结果加权求平均值,统计结果显示仅为QUEST的三分之一;这种姿态优化估计方法具有一定的工程应用价值。     

基于星敏感器的卫星姿态确定系统设计与实时仿真

本文重点介绍了用于某型应用卫星上的星敏感器姿态确定系统的设计与半实物实时仿真系统的建立。卫星姿态确定系统采用了双探头星敏感器加速率陀螺联合定姿技术与扩展Kalman滤波算法。该系统的设计与实现，采用了CAD与实时仿真一体化技术，即在Matlab/RTW设计工具集与dSPACE专用仿真机支持下完成的。该系统的设计、分析、数学仿真与半实物仿真都取得较满意的结果。     

一种利用GPS信号的新型姿态确定敏感器

本文提出了一种利用ＧＰＳ信号确定航天器姿态的全新敏感器方案。这一定姿敏感器方案要利用布置在单个敏感器探头上的多个ＧＰＳ信号天线接收单元来捕获尽量多的ＧＰＳ卫星。文中探讨了几种敏感器单元的布局结构。敏感器阵除可提供导航功能外,还可用来跟踪处于每个天线单元视场内的ＧＰＳ卫星。利用波发现的ＧＰＳ卫星的视线矢量与各个天线单元的固定基线矢量即可确定平台姿态。这种定姿方案较之标准的差分载波相位定姿法有明显的优     

基于恒星敏感器的月球车航向角确定算法

针对月球特殊的工作环境,阐述了现有技术条件下,我国自主式月球探测车采用惯性导航系统进行位姿确定时,航向角参数误差随着时间不断累积的缺点,进而提出了一种基于星历表数据和恒星敏感器相结合的月球车航向角精确值的确定算法,定期对惯性导航系统中的航向角参数进行修正,以提高月球车位置和姿态精度.重点介绍了航向角精确值的确定步骤,并对由航向角误差引起的定位误差进行了仿真分析,仿真结果证明了航向角修正的必要性和此方法的可行性.     

基于CD-RSF 算法的航天器姿态确定

针对具有模型不确定及初始误差较大的航天器姿态确定系统的滤波问题,提出一种基于中心差分风险敏感滤波(CD-RSF)算法的航天器姿态确定方法.该方法利用风险敏感滤波更具鲁棒性的特点来估计模型不确定的航天器姿态,并利用中心差分求积分法来解决风险敏感器滤波中难以处理的积分.该方法能够消除由于模型不确定和初始误差大而导致的滤波收敛速度慢,甚至发散的现象,使得姿态确定算法更具鲁棒性.仿真结果验证了所提出方法的有效性.     

智能模块化恒星和目标跟踪器：新一代姿态敏感器

由于探测器技术和其它模拟／数字电子器件方面的技术进步，近几年研制的恒星敏感器已能达到重量轻、功耗低、使用灵活。ＤＪＯ公司正开发一种智能模块化的恒星和目标跟踪器，旨在增强敏感器的适应性，以满足特殊的任务要求。智能模块化恒星和目标敏感器的设计有一些新的特色：能给出几个天体目标的位置信息，或作为导航摄像机使用。天体目标可以是恒星，也可以是彗星和行星，或者两者同时出现，有关智能模块化恒星和目标敏感器的技术     

基于矩阵星图识别算法的卫星三轴姿态确定方法研究

针对基于星敏感器的三轴稳定卫星姿态确定系统,总结比较了目前用于姿态确定的常用姿态敏感器的性能,引出了星敏感器的核心-星图识别算法,进而分析比较了当前星敏感器星图识别相关的几种算法的优缺点,重点研究了栅格算法;并在此基础上,提出用矩阵星图识别算法,建立了基于矩阵星图识别算法进行卫星三轴姿态确定的数学模型,从而简便、快捷地求出卫星任意时刻的三轴姿态参数;最后利用Matlab分别实现了用栅格算法和矩阵法进行星图识别的仿真,验证了矩阵识别算法的优点,对于研究卫星姿态确定和提高星图识别算法的效率和精度有一定的参考价值.     

基于陀螺/星敏感器的微小卫星姿态确定方法研究

在热备份的余度配置陀螺与星敏感器的组合定姿中,典型的三轴正交陀螺与星敏感器姿态确定算法受到限制;现以某微小卫星姿控系统为对象,设计了热备份的四陀螺系统与星敏感器组合定姿方法;数据处理时,利用最小二乘法将四陀螺测量系统构建为一个虚拟三轴正交陀螺,再将虚拟陀螺与星敏感器组成卡尔曼滤波器;该方法和典型的三正交陀螺与星敏感器组合定姿结构相同,实现简单,且在一陀螺发生故障时,能在不改变滤波器结构的情况下实现对故障陀螺的屏蔽;仿真验证了该方法的有效性。     

基于星敏感器/光纤陀螺的卫星定姿算法

为了达到卫星三轴姿态确定的精度要求,以某一对地定向的小卫星为研究对象,提出了基于滤波算法的星敏感器和光纤陀螺组合定姿的方案。采用四元数的方法建立卫星姿态确定模型,并采用扩展卡尔曼滤波,对得到的卫星姿态误差和陀螺漂移误差信息进行信息融合和相应的修正。仿真结果表明,即使采用中等精度的陀螺组件,也可以实现高精度定姿;并且验证了星敏感器的测量噪声和滤波周期等因素对定姿精度的影响。     

基于EKF的航天器姿态确算法定及精度分析

采用陀螺和星敏感器组合的方式来进行航天器姿态确定。首先建立了陀螺和星敏感器的测量模型,选择以四元数作为描述航天器姿态的参数,详细推导了在小偏差下以误差姿态角和陀螺常值漂移误差为状态量的滤波状态方程,并且以星敏感器的测量残差作为量测量,采用扩展卡尔曼滤波（Extended Kalman Filter, EKF）算法进行姿态确定;然后进行了仿真分析,仿真结果表明：该算法可以达到较高的姿态确定精度;最后对影响姿态确定精度的硬件因素和软件因素进行了定量的数据分析,得出了有一定意义的结论,从而为工程实践提供理论支持。     

导航卫星载体姿态测量进化算法研究

导航卫星载体姿态测量是航空、航天、航海和陆地导航中的关键技术.在基于载波相位差的载体姿态测量中,相位双差整周模糊度的求解是重点和难点.该文将进化算法应用于整周模糊度的搜索,无需进行模糊度的去相关处理,采用进化算法直接搜索整周模糊度,进而求解出基线矢量,获得载体姿态.该方法可以提高整周模糊度求解的效率和实时性,适用于动态载体姿态测量.对比实验结果证明了该方法的有效性.     

Integrated Design and Accuracy Analysis of Star Sensor and Gyro on the Same Benchmark for Satellite Attitude Determination System

As an important sensor in the navigation systems, star sensors and the gyro play important roles in spacecraft attitude determination system. Complex environmental factors are the main sources of error in attitude determination. The error influence of different benchmarks and the disintegration mode between the star sensor and the gyro is analyzed in theory. The integrated design of the star sensor and the gyro on the same benchmark can effectively avoid the error influence and improves the spacecraft attitude determination accuracy. Simulation results indicate that when the stars sensor optical axis vectors overlap the reference coordinate axis of the gyro in the same benchmark, the attitude determination accuracy improves.      

基于超球面采样UDUTUKF算法的炮弹姿态测定

针对炮弹发射时冲击性高、惯性飞行和飞行时间短的特点,提出一种基于超球面采样的UDUT无迹卡尔曼滤波算法(SS-UDUTUKF),估算炮弹运行姿态。针对炮弹运动规律的特殊性,建立系统的线性状态方程和非线性量测方程,采用三个微机电加速度计作为惯性测量单元测量比力矢量。采用UDUTUKF算法估计非线性系统的状态,抑制滤波的发散,提高滤波的稳定性。SS-UDUTUKF滤波算法具有很好的数值稳定性,能防止估计误差方差阵失去非负定性和对称性,可有效的抑制由于计算舍入误差而造成的滤波不稳定的问题。在三轴飞行测试转台上的仿真实验表明该算法具有很高的估算精度,满足炮弹姿态实时测定的要求。     

基于恒星敏感器的月球车航向角确定算法

针对月球特殊的工作环境，阐述了现有技术条件下，我国自主式月球探测车采用惯性导航系统进行位姿确定时，航向角参数误差随着时间不断累积的缺点，进而提出了一种基于星历表数据和恒星敏感器相结合的月球车航向角精确值的确定算法，定期对惯性导航系统中的航向角参数进行修正，以提高月球车位置和姿态精度。重点介绍了航向角精确值的确定步骤，并对由航向角误差引起的定位误差进行了仿真分析，仿真结果证明了航向角修正的必要性和此方法的可行性。