GPS自主定姿定轨技术在静止轨道卫星上的应用

ＧＰＳ技术是航天工程中具有发展前任的关键技术,是卫星自主定姿定轨高效经济的方法,新一代大型静止轨道卫星（即地球同步轨道静止卫星）平台上的采用ＧＰＳ自主定姿定轨技术的能使卫星定姿定轨技术上一个新台阶。本文着重分析了新一代大型静止轨道卫星平台上采用ＧＰＳ自主定姿定轨技术的可行性。     

JAWSAT卫星采用的GPS综合姿态确定系统

本文讨论ＪＡＷＳＡＴ卫星上应用的一种兼用ＧＰＳ，光纤陀螺和太阳敏感器的星上姿态确定系统的研制细节。ＪＡＷＳＡＴ卫星是一顶三轴稳定的小卫星，拟于１９９６年发射入轨。该星目前正由美国空军学院和Ｗｅｂｅｒ州立大学的学生和教师设计制造，主要用于满足教学的需要。本文首先综述该卫星的设计和技术验证实验，然后着重介绍兼用ＧＰＳ和ＦＯＧ定姿的综合姿态确定系统。     

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     

为小卫星定位和姿态确定在轨试验用的一种新型GPS接收机

星载ＧＰＳ定位和定轨的益处已在有限的几项卫星任务（如ＰｏＳＡＴ－１）上得到验证。ＧＰＳ姿态确实是个复杂的问题，它已是人们进行大量研究的一个主题，但能从轨道任务中获取的信息还非常少。最近ＳＳＴＬ在与ＥＳＡ的合作中已着手开始一项计划，研制具体针对小卫星的ＧＰＳ接收机。其设计不但是为了定位而且还要进行姿态确定试验。此项研制任务资金预算有限，进度安排紧，并且利用先进的商业技术。这种ＧＰＳ接收机有５根天线，     

三轴稳定卫星姿态控制周期的仿真研究

针对三轴稳定卫星的姿态控制系统,在离散事件仿真器OMNeT 的基础上,建立了以陀螺、星敏感器为敏感器,以反作用飞轮为执行机构的三轴稳定卫星的闭环控制系统.对于卫星姿态控制系统中控制周期的选取作了初步的分析,最后采用双矢量定姿算法和PID控制算法,设定多种控制周期,对该卫星在对地定向模式下的控制精度进行了仿真,仿真结果清楚的显示了控制周期对姿态控制精度的影响.     

新型对地遥感卫星高可靠高精度姿态与轨道控制系统

新型对地遥感卫星于2000年9月发射成功,至今在轨运行正常。该卫星的姿态与轨道控制系统（AOCS）由星敏感器三浮测速陀螺等组成高精度姿态确定系统,控制器为三机冷备份80C86控制计算机,由偏置动量组合构成整星零动量,对地三轴稳定控制系统,该系统功能强、性能指标高、技术复杂难度大。系统具有自主故障检测、定位、系统重构能力和在轨维护方便等特点。它是一个高精度高可靠的姿轨控系统。本文主要介绍系统的方案和可靠性设计、技术特点和在轨飞行结果。     

基于扩展卡尔曼滤波的卫星组合姿态确定物理仿真技术研究

针对未来卫星应用的高精度、高可靠性定姿技术需求,设计了卫星单轴组合姿态确定物理仿真系统;采用太阳敏感器和光纤陀螺组合定姿模式,提出了一种扩展卡尔曼滤波组合姿态确定算法,用C语言进行了实验软件设计,系统采用DSP为处理器,还设计了多敏感器数据采集扩展接口;物理仿真实验结果:姿态确定精度优于0.5°;陀螺常值漂移估计的平均值为3.625758e-4°/s,证明了组合姿态确定算法的有效性和该项技术对工程应用的可行性。     

GPS矢量观测确定载体的三轴姿态

利用ＧＰＳ确定姿态是９０年代兴起的一项新技术,ＧＰＳ可为载体提供全球、全天候、精度稳定的三轴姿态,使ＧＰＳ成为可同时测量位置、速度、时间和姿态甚至角速度的１３维全能型敏感器。本文从理论和实验两方面研究了基于ＧＰＳ的矢量观测定姿算法,包括两种基于矢量观测的定姿算法和３种形式的载波相位观测量转换为矢量观测的方法,研究了ＧＰＳ星座对此类转移精度的影响。取得了较满意的实验结果,验证了算法的有生和理论分析的     

水下自航体航姿控制系统的仿真测试

为了全面检测与实时考核水下自航体航姿控制系统的性能参数,确保自航体能够高精度地实现预定的航行轨道,设计了由精密程控交、直流信号源产生自航体水下航行的各种姿态、状态和轨道指令信号,实时测定航姿控制系统输出信号,从而考察其控制性能的计算机仿真测试系统,阐述了系统的组成原理和仿真设计方案。实现了多种信号的实时、高精度定量控制产生功能,航姿、速率、深度和目标角指令的仿真信号分辨率分别达到0.001°、0.002°/s、0.08m和0.02°,解决了六路航姿仿真信号的相位不一致性。经实际应用证明,该系统工作稳定可靠,测试准确,满足实时性要求。     

航天器姿轨耦合非线性同步控制

研究航天器飞行稳定控制建模问题。航天器动力学模型的精确建立,要求采用单独建立轨道或姿态的模型无法满足任务高精度要求,从非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数(MRP)表示的姿态运动学方程出发,建立了航天器六自由度的相对耦合动力学方程。为了给出姿轨运动的基准,分别设计了航天器理想姿态和椭圆加指数接近轨道。针对耦合非线性动力学方程设计了非线性同步控制律,并通过Lyapunov证明闭环系统的全局渐近稳定性。通过仿真结果可以看出,非线性同步控制算法能使轨道和姿态误差逐步趋于零,为航天器姿轨耦合设计提供了依据。     

利用GPS姿态敏感器和星敏感器测量值的组合确定航天器的姿态

GPS在航天领域的应用有几大优势，例如可在轨获得完全的导航信息，质量轻，体积小，功耗低等。 GPS定姿有许多重要的优点，可快速而可靠地实现初始姿态捕获，抗自旋速率，在执行任务期间始终有二颗GPS卫星在用户航天器视场之中可用于姿态确定。此外，GPS还可作为航天器的一种安全模式姿态敏感器。因此，GPS定姿技术看来是很有前途的。但由于GPS定姿受到基线长度和信号噪声的限制，可实现的定姿精度较低，因此，GPS姿态敏感器不能用于要求高精度姿态测量信息以及基线长度受结构限制的航天器任务上。对于这些航天任务，星敏感器将是合适的姿态敏感器。星敏感器安姿精度高，鲁棒性强，且星敏感器定姿算法业已完全成熟。利用星敏感器定姿的缺点是其视场受到限制，只能在较低的角速率下工作，敏感器性能随时间推移而降低，有时还会产生恒星识别问题。 考虑到GPS和星敏感器各有其优缺点，因此将GPS姿态敏感器和星敏感器组合，取长补短，看来这是极有前途的。这种敏感器组合可应用于广泛的飞行任务类型。满足高精度定姿要求。 目前在德国航空航天研究院（DLR）／德国航天测控中心（GSOC）已经上马了一个研究项目，着手开发GPS姿态敏感器和星敏感器的组合定姿新算法，探索研究两种敏感器互补和彼此支持的各种可能性，以提高姿态解的精度．拓宽这种定姿技术的应用范围。 本文发表的初步研究成果是在转台上进行的一次试验中获得的，试验转台上安装了一个配有4副接收天线的GPS定姿敏感器，在夜间的一次地面试验期间还在转台项上装了一个星敏感器。     

当前航天器制导,导航和控制的几个问题

本文归纳了当前瑾和预研中航天器制导、导航和控制技术五个方面有待解决的问题。这就是２０００．０星上计算机实时许轨道的时间系统和坐标系统标准化;星载高精度、高可靠ＧＰＳ实时定轨、定姿组合系统;制导、导航和控制系统的小型化,十二一世纪的交会对接技术;第四代航天员舱外活动控制技术。     

非线性滤波及其在GPS航姿系统中的应用

ＧＰＳ航姿系统中如何快速、可靠地解算出航向姿态,依赖于载波相位模糊度的确定。对于测量噪声较在的接收机或模糊度只有浮点解的情况来说,ｋａｌｍａｎ滤波技术是确定模糊度的有效方法之一,但其滤波需要较长的时间。为了加快滤波的收敛速度,缩短ＧＰＳ航姿系统的初始化过程,文中提出了基于基线长度约束的非线性Ｋａｌｍａｎ滤波方法,并通过实验研究结果证明,该方法是确实可行的。     

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。     

基于红外地平仪的航天器姿态确定技术

卫星的发展趋向于微小型化,研究小型化、廉价、可靠和中等精度的自主导航系统是非常有必要的.本文提出应用红外地平仪的对地定向航天器姿态确定算法.根据卫星姿态动力学模型建立了基于欧拉角的姿态确定滤波模型.利用地平仪测得的姿态信息,通过卡尔曼滤波器可以确定航天器姿态.进一步提出了姿态确定滤波算法.通过仿真实验,分析比较了模型噪声和测量噪声对定姿精度的影响.仿真算例结果表明,红外地平仪定姿方案可以满足中等姿态精度要求,在对地定向航天器自主导航中具有良好的应用前景.     

基于SIMULINK的卫星姿控系统的仿真实现

卫星姿态确定数学模型涉及到姿态敏感器系统、卫星姿态动力学与运动学原理以及数据处理方法,系统对象比较复杂。首先,基于欧拉角法和四元素法建立了微小卫星姿态运动学模型,基于相平而控制法建立了采用恒定推力的开关式控制的喷气姿态控制系统,随后,在MATLAB的Simulink交互式仿真集成环境中对模型进行仿真研究,验证了模型的有效性;最后,对卫星模型选取了适当的参数,仿真结果满足对定姿精度和姿态稳定度的要求,完成了模型的设计。为说明卫星姿态控制中相关的算法,文中介绍了simulink模块的结构框图。     

复杂环境下卫星姿态确定技术

在未知扰动噪声分布和强度先验信息前提下,提出了基于无迹卡尔曼滤波(UKF)状态估计的星敏感器和陀螺仪组合的高精度卫星姿态确定方法.设计了基于自回归(AR)模型的扰动噪声的建立方法,进而推导星敏感器与陀螺仪组合定姿的测量方程和过程方程,最终采用交互式多模型(IMM)定姿方法自适应调整模型集中不同噪声水平的概率以“高斯和”形式逼近未知的真实噪声,实现卫星高精度定姿.实验结果表明,IMM定姿精度优于单个模型定姿结果,并且具有较强的鲁棒性,能够为实际工程应用提供参考价值.     

同步轨道多星共位位置保持研究

本文对同步轨道多星共拉位置保持策略进行了初步研究，阐述了该策略的基本原理及方法，并提出了对卫星姿控系统及地面测控定轨系统的精度要求。     

CAN总线在卫星半物理实时仿真中的设计与应用

针对航天测控通信的强实时性和高可靠性要求,采用CAN总线技术和分布式方案,完成了基于ADuC812的CAN总线硬件设计和VxWorks下的PC/104-CAN卡驱动开发,构建了星载计算机和卫星部件的通信控制系统;测试表明此CAN网络具有高实时性、高传输速率和高可靠性的特点,能够满足卫星姿轨控半物理实时仿真需求,可以应用于卫星整体、系统及部件的开发和测试工作。     

具有轨道保持能力的低成本地球观测卫星的姿态控制系统

UoSAT-12是由萨里卫星技术有限公司(SSTL)制造的一种低成本小卫星。此外。UoSAT-12也是未来地球观测卫星星座中用于验证高性能姿态控制和轨道保持技术的一个技术验证卫星。该卫星采用三轴反作用轮配置和冷气推进系统来确保精确和快速的姿态控制，例如，在轨道机动期间的姿态控制。磁力矩器线圈主要辅助飞轮动量卸载。本文简述了支持下列功能所要求的几种姿态控制模式：1)初始姿态捕获，2)目标定向和跟综期间高分辨成像有效载荷的操作，3)轨道机动期间的推进系统机动。本文阐明这些控制模式运行时具体采用了姿态控制器和状态估计器。文中介绍了各种仿真和在轨检测结果，用来评估性能和设计目标。为了提高控制和估计的精度，对星上敏感器和执行机构采用了在轨标定和校准程序。文中发表了这些程序的一些标定结果及最后实现的精度改进。