大视场全天时星敏感器光学系统设计

全天时星敏感器作为星敏感器的一个发展分支,在飞机、热气球等近空间载体定姿定位方面有较好的应用前景,是GPS拒止条件下的可用导航手段。大视场全天时星敏感器相较于小视场全天时星敏感器在高精度轻小型化定姿定位方面具有较大的优势,针对近空间高度大视场全天时测星对光学系统的需求,对光学系统工作波长的选取进行了分析,利用消色差和消热差设计,实现了一种能够适应高低温环境的大视场、大相对孔径的透射式光学系统,并对像质进行了分析评价。系统工作波长为0.9~1.7μm,F/#为1.4,焦距为70 mm,视场为18°,结构总长为105 mm。试验结果表明,该光学系统具有良好的像质,能够满足大视场星敏感器白天测星要求。

低轨导航星座多普勒定位模型及性能分析

相较于北斗、GPS等全球卫星导航系统(GNSS),低轨道卫星(LEO)具有更加显著的多普勒频移效应,有助于增强GNSS定位、导航和授时(PNT)服务性能。针对当前可用的LEO导航信号少,无法满足地面用户瞬时定位的问题,研究提出了基于一个由288颗LEO卫星构成的Walker星座,选取仿真了9个全球均匀分布的地面站多普勒观测值,建立了瞬时多普勒定位数学模型,并评估了其潜在的服务性能。结果表明:在中低纬度地区,LEO可视卫星为10~15颗左右,多普勒定位精度因子(PDOP)达到500~600;而在中高纬度地区,LEO可视卫星数达到30颗以上,对应的PDOP值降至180左右。静态多普勒定位可实现厘米至分米级精度,动态定位可实现瞬时分米至米级精度,高纬度地区的定位性能显著优于中低纬度地区。

基于扩维卡尔曼滤波的火星探测器脉冲星相对导航方法

X射线脉冲星导航稳定、精度高,太阳系范围内均适用,是实现火星探测器自主导航的有效手段之一。针对目前编队深空任务中可采用的相对位置确定方法单一且不自主的问题,提出了一种基于X射线脉冲星的编队火星探测器转移轨道自主相对导航方法。为降低模型误差,考虑了火星及地球对探测器相对导航精度的影响,引入扩维Unsented卡尔曼滤波,降低随机测量误差的同时修正系统状态模型误差。地面半物理仿真实验结果表明该方法的相对位置估计精度可达30 m以内,可以满足火星探测编队飞行的自主相对导航需求。

基于星点有序集的全天球自主星图识别算法

为了提高在全天球自主工作模式下星图识别的成功率和鲁棒性,本文结合kNN算法和有向图理论的思想,构造出具有强约束的有序星点集模式,提出基于有序星点集的全天球自主星图识别算法。该方法首先利用k近邻算法的思想,以导航星点为中心,对位于其一定范围内的导航星进行了分类划分。然后基于有向图理论,以距离中心点星最近的导航星为基准,按照顺时针顺序对分类的导航星进行排序,构造出具有强约束特性的有序星点集作为星图识别的特征。实验结果表明:在存在星点位置误差和伪星点的情况下,本文提出的基于有序星点集全天球自主星图识别算法具有很强的抗噪声能力、抗伪星点干扰能力和鲁棒性。在星点质心位置达到3像素时,基于有序星点集星图识别算法成功率仍然可以达到99.8%,比三角形识别算法和栅格识别算法的识别成功率高16%以上;在存在3颗伪星点的情况下,基于有序星点集星图识别算法成功率为98.4%,比三角形识别算法和栅格识别算法高10%以上。

基于局部敏感哈希的导航星库快速搜索算法

为提高星图识别过程中导航星库的搜索速度,提出基于局部敏感哈希的导航星库快速搜索算法。通过分析星图识别原理,以角距误差限为基准,量化星角距,将有序星点集星图识别模式转换为具有局部敏感特性的整数数组。然后引用STLport中整数哈希函数对整数数组进行散列,得到哈希值以及对应的存储有序星点集模式中心星点编号的集合。实验结果表明:提出算法的时间复杂度为O(1),优于直接遍历搜索、二分查找搜索以及k-vector搜索算法。考虑实际工程应用情况,可以选择星角距误差限为1个像素对应角距,角距数量,此时星图识别过程中哈希表的冲突率为0.74%,平均搜索次数为1.007 4,星图平均识别时间22μs。

一种星图模拟中观测星提取的方法

为了利用计算机动态实时地模拟生成星敏感器拍摄到的星图,针对球坐标系特点,提出了一种改进的高效且适应性强的观测星提取方法。通过对天球分区法在高纬度区域的完善,解决了星敏感器圆形视场在高纬度区域实际的赤经范围计算问题。进一步介绍了一种新的对分区节点进行判断的改进方法,还对提高观测星提取效率的措施(细化分区、采用坐标变换和分步提取)进行了探讨。分析表明,改进的分区法可减轻动态实时模拟星图时的计算压力,效率高,能适应天球中各纬度区域,且逻辑描述简洁,适宜编程。将该方法运用于软件的实现,满足了星图动态实时模拟的要求。

星光导航大气折射模型及数据模式研究

星光大气折射模型及大气数据模式是整个星光折射自主导航方案中的一个重要组成部分。利用光线追迹方法,建立了一种考虑大气空间不均匀性的星光大气折射模型,模型数据基础为自主建立的基于实测廓线数据的全球范围三维空间格点化大气参数廓线模式。同时分析了新建立的星光折射模型与基于单点大气密度指数高度分布的传统星光折射模型之间的差异,相对于传统模型,新模型由于考虑了大气不均匀性,理论精度更高。

基于特征图形匹配法的高效星图识别方法

针对目前星敏感器使用的星图识别算法存在的冗余匹配、匹配时间长、识别率低等缺点,对星图识别算法进行了研究,提出了一种高效星图识别方法。该算法首先对传统星表进行处理,取出冗余信息,重新分配天区,使每个天区的导航星数目均匀,将分区以及处理后的星表信息重新存储并作为导航星库,然后通过对拍摄的图像进行处理并提取特征信息,与导航星库中的特征信息进行匹配,从而改善传统星图匹配算法出现冗余匹配、匹配时间过长及识别率低等缺点。完成算法设计后,选取视场为15°×15°的大视场星敏感器,对该算法进行仿真验证分析,可以发现该算法可以实现部分天区与拍摄星图匹配时间在20ms以内,全天区星图的识别和匹配时间在1.5s以内,识别率达到98%以上,印证了该算法可以提高识别的成功率并且缩短识别时间,使识别算法具有高效性。

基于最小损失函数的三视场天文定位定向

建立了三视场天文定位定向系统,以实现高精度的天文定位定向。阐述了天文定位定向的概念,介绍了三视场天文定位定向系统的工作原理。提出一种基于最小损失函数的天文定位定向算法,该算方法能够同时解算地理位置和载体的方位角信息。根据三视场系统与传统单视场系统的结构特点,从理论上分析了三视场系统的天文定位定向性能及优势。最后,就载体平台倾角测量误差和星敏感器单星测量误差对定位定向的影响进行了仿真分析并基于原理样机进行了外场实验。实验结果表明:该系统的定位精度为151.624 0m,定向精度为4.630 4″,且定位定向结果稳定。得到的结果基本满足高精度天文定位定向的要求。

连续冷原子束干涉陀螺仪研究进展

原子干涉陀螺仪是一种实现高精度角速率测量的新型惯性器件,被认为是下一代导航技术中的核心器件。报道了在连续冷原子束干涉陀螺仪研究上的最新进展。提出了基于连续冷原子束的干涉陀螺仪方案,该方案在保证系统灵敏度和紧凑型的前提下有助于解决冷原子干涉陀螺仪低带宽和数据率的问题。利用激光冷却的^(87) Rb冷原子束作为原子光源,利用多普勒敏感的双光子受激拉曼跃迁进行原子波包的相干操控,演示了π/2-π-π/2拉曼脉冲序列的空间型原子干涉。数据估算原子干涉陀螺的短期灵敏度为7.8×10^(-5)(rad/s)/Hz^(1/2)(1s积分时间),其中干涉条纹的信噪比为15.1,系统带宽为190Hz,系统理论带宽可以达到790Hz。

上面级快速星图匹配算法研究

现有星图匹配算法存在搜索时间慢、算法实时性差的问题。为了满足上面级实时性的要求,文章采用K矢量查找算法来提高查找快速性,选择星对角矩作为星图匹配的特征量,构造星对角矩矢量,采用星棱锥星图匹配算法进行星图识别。最后采用上下位机的形式进行仿真分析,结果表明采用该星棱锥快速星图匹配算法成功率在99%以上,识别时间最长约为100ms,平均时间在15ms以内。该算法能够满足上面级对匹配算法快速性和高精度的要求。

一种基于星体特征值的全天星图识别法

为了解决全天三角形星图识别法运行时间较长的问题,提高星敏感器测量飞行器姿态的实时性,提出了一种基于星体特征值的全天星图识别法。该算法根据星敏感器捕获星体的原理,分析了星体附近区域的特征信息,采用星体特征值作为星体的匹配因素,并建立了基于星体特征值的全天星图识别法模型。仿真过程选择标准天文星表来提供星体数据,并从中抽取13332颗星体构成候选星表,来对算法进行仿真。仿真结果显示:与传统的全天三角形星图识别法相比,该算法具有更短的运行时间和更高的星图识别率。

基于卫星导航数据在线拟合星光折射模型方法

基于星光折射的自主导航系统结构简单、成本低廉,理论上能够实现对飞行器的高精度导航。但由于测量模型受大气参数不确定性的影响,使得该导航方法的精度及可靠性严重降低。根据飞行器处于低轨段的卫星导航数据,通过神经网络在线拟合星光折射模型,避免了大气参数不确定性的影响,提高了星光折射导航精度。通过仿真重点研究了星光折射模型的特点、拟合方法,并对拟合模型的精度进行了分析。

导航战背景下的天文导航技术──天文导航技术的历史、现状及其发展趋势

综述近３０年来国内外天文导航技术及其相关理论和方法的进展，介绍世界各军事大国对天文导航的认识，并就天文导航技术在导航战背景下的显著优势进行论述．包括下列主要内容：①天文导航设备的历史和现状；②天文导航理论的新成果；③各军事大国对天文导航的态度；④天文导航的优越性；⑤天文导航自动化的主要关键技术；⑥天文导航自动化技术的发展趋势．

载波相位/捷联惯导组合对高轨飞行器的导航

高轨飞行器可用卫星数目较少,信号空间链路损耗大,使用伪距进行测量的精度较低.提出基于GNSS(Global Navigation Satellite System)卫星载波相位与捷联惯导紧组合方法对高轨机动飞行器进行自主导航.该方法将连续跟踪的卫星初次可用时的整周模糊度的浮点解作为状态变量,通过平方根UKF建立了组合导航非线性滤波模型,提出了基于整周浮点解交集的滤波器故障检测方法.研究表明,提出的组合导航方法充分利用了载波相位高测量精度和系统性误差缓变的特点,提高了系统的可靠性和精度.

火星探测器捕获段自适应卡尔曼滤波方法

天文导航是一种广泛应用于深空探测任务中的节能、高效的导航方式。基于轨道动力学模型和星光角距的卡尔曼滤波方法已经被成功应用在天文导航系统中。在捕获段由于探测器所处动力学环境复杂,未建模的加速度误差,星历误差等都会造成过程噪声统计特性不完全。针对以上问题,提出一种根据新息和残差序列的变化趋势来调节过程噪声协方差阵的自适应平方根容积卡尔曼的方法(AQSCKF)。该方法先分别利用新息和残差计算调节因子,然后判断新息和残差的变化趋势,当新息和残差的变化趋势一致时,取二者调节因子的均值作为过程噪声方差阵的调节因子,对其进行调节。此外,本文还将该方法与传统的只利用新息或残差在线调节协方差阵的平方根容积卡尔曼滤波(SCKF)方法进行对比,仿真结果表明,在解决由于过程噪声统计特性不能完全已知的问题上,AQSCKF算法不仅能显著提高导航精度,并且具有很好的稳定性。

SOFM星三角聚类的星图识别算法

介绍了一种利用SOFM(自组织特征映射)网络的聚类功能进行全天星图识别的算法。应用C++软件编程,对全天导航星星表的星信息进行了星三角采样、分类,指出SOFM网络可以很好地提取、反映星表中的复杂信息。从实际观测星图的识别结果可以看出该算法能在中型以上视场的星图识别中发挥很好的作用,虽然识别时间比三角形算法长了些,但其抗噪能力远超过任何其他方法。

深空探测光学导航敏感器在轨几何定标方法

光学导航敏感器是光学自主导航的一个核心器件,它所获得的导航目标源的光线指向的精度将直接影响自主导航的精度。设计了一个分步式的光学导航敏感器在轨几何定标方法,该方法先求解外定标参数,然后在外定标所确定的广义相机坐标系下求解内定标参数,从而完成对内外定标参数的标定。为了在星上计算资源与能力有限的环境下,利用更多的参考星图实现对定标参数的高精度估计,利用逐行法化最小二乘方法估计定标参数。实验表明,通过高精度的在轨几何定标,可以有效提高光学导航敏感器的指向量测精度,使其满足光学自主导航的需求。

基于折射方向矢量的地球卫星星光折射导航新方法

在星光折射导航中,星光折射视线包含星光折射的大小和星光折射方向两种折射信息,传统的星光折射导航量测量只利用了星光折射大小的信息。但实际上,星光折射方向也是卫星位置矢量的函数,含有卫星位置的重要信息。针对上述问题,提出了一种同时使用两种折射信息的星光折射导航新方法,该方法以星光折射方向矢量为量测量。详细介绍了基于折射方向矢量地球卫星星光折射导航方法的量测量的获取和量测模型的建立,同时对不同影响因素对导航系统性能的影响进行分析。仿真结果表明,该方法的导航精度优于折射视高度和星光折射角两种传统的星光折射导航量测量。

某型飞机双卫星定位校正系统精度测试

针对某型飞机双卫星定位校正系统的精度指标评定问题,讨论了精度指标的评定方法,研制了机载导航精度测试系统,并进行了试飞数据的采集和分析处理。结果表明,研制的机载导航精度测试系统是有效的,提出的CEP误差计算方法是可行的。