基于导航恒星几何分布的天文导航定姿系统误差建模及误差特性研究

导航恒星作为天文导航系统定姿的基础信息源,其空间分布对天文导航系统定姿性能存在较大影响。为有效分析天文定姿误差特性,基于天文定姿观测基本原理,采用多矢量天文定姿方法,推导建立了天文定姿误差模型,基于该模型分析了影响天文定姿性能的关键因素,并给出用于评价定姿性能优劣的误差权系数定义。以多矢量定姿中的三星观测定姿为例,采用仿真验证了所建立的基于恒星几何分布的天文定姿误差模型的正确性,该误差模型能够有效反映天文定姿的误差特性规律,为分析天文定姿性能提供了理论依据。     

基于虚拟滑模控制方法的非合作航天器姿态估计

针对非合作航天器的非线性姿态估计问题,提出一种利用虚拟滑模控制思想实现对目标航天器姿态参数估计的方法。将立体视觉系统输出的实时观测数据作为虚拟控制系统的输入,将航天器的姿态动力学数学模型作为虚拟的控制对象,采用滑模变结构控制器计算出虚拟力矩控制量,从而使虚拟航天器的姿态与观测姿态同步,虚拟航天器姿态即为非合作航天器姿态参数的估计值。仿真实验验证表明,在存在系统误差及状态量初始误差较大的情况下,所提出的基于虚拟滑模控制的估计算法估计效果优于扩展卡尔曼滤波算法,并较好地协调了变结构控制鲁棒性与平滑控制抖振之间的矛盾。     

基于双摄像机的位姿估计迭代融合算法研究

提出了采用双摄像机配置实现的正交迭代算法.把两个摄像机作为整体实现迭代计算旋转矩阵R,使两个相机总的目标空间误差最小,将单相机每次迭代解算出的平移向量t进行均值融合,能进一步提高测量精度和鲁棒性.仿真结果表明,该算法能大大缩短运行时间,在计算精度,实时性,抗噪声性能方面对于共面标志点情况大大提高,对于非共面标志点情况也略有提高.     

非合作目标在轨服务最终接近段视觉导航算法

为解决在轨服务最终接近段传统单目视觉相对导航方法受相机视场限制以及非合作航天器无法设置人工靶标的问题,提出了以非合作航天器太阳帆板三角形支架的部分结构为测量目标的视觉相对导航算法.首先,设计了"自拍杆"相机安装结构和相机实时标定方案,给出了视觉相机安装角的计算方法;然后,基于逆投影原理构建满足三角形支架实际空间几何构型约束的优化模型,采用蚁群搜索算法求解特征点的景深,并应用绝对定位方法估计航天器之间的相对位置和姿态;最后,以非合作航天器在轨服务最终2 m~0 m的接近段为背景进行数学仿真,在相对距离小于1 m时,航天器之间的相对位置和相对姿态确定精度分别优于3 mm和0.2°,验证了算法的有效性和可行性.数学仿真结果表明:该相对导航方案可行,导航算法具有较高的精度,且相对导航的精度随着航天器之间的相对距离的逐渐减少而逐渐提高;同时,该算法对投影点测量误差具有较好的鲁棒性,在投影点测量误差较大时仍具有较高的精度.     

基于CMOS相机的微卫星姿态确定算法研究

提出一种基于斜装CMOS相机与太阳敏感器组合实现微小卫星姿态确定的方法.针对相机视场有限的问题,采用斜装相机敏感地球局部边缘,推导了地球边缘的畸形校正公式以克服相机斜装与姿态控制误差引起的边缘成像畸变,并利用非线性最小二乘平差原理对地球局部边缘图像处理获得地心矢量.QUEST算法从地心与太阳2个矢量对中获得姿态最佳估计,并与卫星的姿态动力学组合滤波.仿真结果验证了该方案的可行性,精度可满足微卫星空间姿态测量的要求.     

基于遗传算法的蜂窝广域空基伪卫星网络布局优化

为能实现近地面大区域覆盖的多指标空基伪卫星网络的布局优化,提出了蜂窝波浪式伪卫星网络,并定义、分析了网络设计及优化的衡量指标。鉴于遗传算法大范围搜索能力弱、优化结果容易陷入局部最优等问题,因此对网络布局进行优化时,采用先由经验法粗略确定影响网络性能参数的取值范围,再用遗传算法在小区间内对网络性能指标进行多参数精寻优的方法,最后对优化后的网络性能进行研究分析。仿真结果表明:提出的蜂窝型波浪式网络优化后能实现广域覆盖,能保证服务区PDOP的可用性;通过对先用经验法后用遗传算法与直接用遗传算法2种方式网络优化性能的比较,还能得出前者能提高网络优化的效率及性能。     

基于参考轨迹的失效卫星相对位姿建模与控制

以追踪星对非合作失效卫星的超近距离巡视为背景,对基于参考轨迹的失效卫星相对位姿建模与控制进行研究。根据非合作失效卫星在空间定轴慢旋的特性,通过在失效卫星表面确定一个兴趣区域,建立便于相对位姿动力学模型设计的参考坐标系与兴趣坐标系,从而便于位置与姿态2个方面的参考轨迹指令的实时计算;基于Hill方程和姿态动力学模型,推导基于非合作目标表面参考点的近似耦合相对位姿动力学模型;在此基础上,设计相对位姿耦合控制方法,并进行Simulink仿真实验验证。仿真结果表明:基于参考轨迹推导的相对位姿动力学模型简洁有效,设计的位姿耦合控制方法使系统具有较高的控制精度,相对位置控制精度为0.1 m,相对姿态控制精度为0.15。     

基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方法

传统惯性与星光组合通常需要将惯性系下的星光姿态信息转换到导航坐标系进而与惯性导航系统进行姿态组合,由于姿态信息转换过程中通常需要引入地理位置信息实现转换,从而不可避免地引入转换误差,无法充分发挥高精度星光姿态信息对惯性导航误差的修正作用。考虑到陀螺原始输出信息和星光姿态信息均能直接在惯性参考坐标系下测量获得,设计了一种基于惯性系下陀螺误差在线估计修正的惯性与星光组合导航方案。通过建立基于惯性系下陀螺误差估计修正的惯性与星光组合导航数学模型,直接在惯性系下对陀螺漂移误差进行在线开环跟踪估计;通过对陀螺误差实时修正,能够有效减小由于陀螺漂移所带来的惯性导航系统解算误差。仿真结果表明,该方案能够有效估计出陀螺的漂移误差,进而有效提高了惯性导航系统精度。     

一种激光三角测量的标定方法及误差分析

为了解决激光三角测量法在标定时,不能直接准确地测量激光器端口与标定物的距离的问题,采用了一种基于距离差进行标定的方法。该方法利用标定物移动的距离作为标定输入,改进了测量系统的标定方法;采用高斯-牛顿迭代法计算测量系统的参量,分析了测量系统在标定时可能产生的激光像点提取误差和非垂直误差。结果表明,测量距离的精度可达到4.000mm。该方法能够准确标定激光三角测量系统的参量。     

一种简化的发射系下SINS/GPS/CNS组合导航系统无迹卡尔曼滤波算法

在弹载等高动态环境下组合导航系统状态方程具有强非线性,且各状态相互耦合影响,传统的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法因忽略高阶项相互影响,其模型线性化展开会导致模型不准确引起导航精度下降;无迹卡尔曼滤波（UKF）算法能有效避免引入线性化误差,却存在因组合导航系统维数过高引起大量粒子递推滤波计算复杂而影响算法实时性的问题。为此,针对发射惯性系下弹载组合导航系统对滤波算法高实时性和高精确性的要求,设计了一种简化UKF(SUKF)算法,SUKF算法通过对导航系统的状态参数直接进行建模估计,解决了传统UKF算法实时性差的问题,同时继承了传统UKF算法无需模型一阶线性化展开的优点,提高了导航系统的精度。算法仿真结果表明,SUKF算法有效提高了系统解算的实时性和滤波精度,非常适合用于实际工程系统。