基于校正后星图的高超声速飞行器天文定姿性能评估

针对高超声速飞行中天文观测受到的气动光学效应影响,提出一种基于校正后星图的高超声速飞行器天文定姿性能评估方法。首先分析了高超声速飞行器天文观测窗口表面的流场结构,细化了激波层、湍流层主要结构带来的影响;其次综合运用激波偏折校正和光学图像复原成果,从星敏感器视场变化、校正后星图误差残留引起的定姿误差两方面,给出了高超声速飞行器天文定姿精度的量化测算途径,并对典型参数的星敏感器进行了仿真测算。仿真结果表明,在高超声速气动环境下,星敏感器的观测视场几乎没有变化,且与飞行速度无关;0.1像素质心提取偶然误差导致的姿态角标准差在13″左右,集中在航向角;校正激波偏折后残余的系统误差对定姿的影响很小,集中在俯仰角,对航向角和横滚角几乎没有影响。

天文定姿中太阳系内天体视位置计算

天体视位置是进行天文定姿的必备数据,目前视位置计算的研究多基于地面和海上,天基平台的发展需进一步研究。介绍了星上视位置转换原理,推导各种位置改正公式,基于新天文参考框架建立一种太阳系内天体视位置计算模型,可计算任意时刻天体的地心视位置和站心视位置。与天文年历地心视位置相比,类木行星的赤经差值在10 ms以内,赤纬差值在220 mas以内;与STK仿真的站心视位置相比,赤经差值在0.15 s以内,赤纬差值在2″以内。实验表明,该模型可以正确计算测瞬太阳系内天体的视位置,其精度满足天文定姿的需求。

基于最小二乘原理的天文定姿和定位方案

针对弹载平台天文导航系统的应用,研究了基于最小二乘原理的天文导航方法。在天文定姿中,以大视场星敏感器为天文观测器件,研究了TRIAD方法和最小二乘定位法,仿真验证了最小二乘方法在充分利用多颗观测星的情况下定姿效果优于TRIAD法。在天文定位中,摒弃了传统的非线性滤波方法定位,以最小二乘微分矫正法实现了对导弹的纯数学解析定位,仿真实验证明最小二乘微分矫正定位方法以较小的运算量获得了优于纯惯导的定位精度。

天文定姿恒星视位置解算及更新算法

恒星视位置为航天器天文定姿提供矢量信息,是星敏感器工作必备数据。针对天基恒星视位置由于受航天器光行差影响,与地心视位置有角秒量级的差别这一问题,该文基于新天文参考框架建立一种实用天基恒星视位置计算模型,该模型可计算恒星的地心视位置和站心视位置。与天文年历恒星视位置对比,赤经的差值在40ms以内,赤纬的差值在120mas以内,验证了模型的准确性。利用STK仿真轨道数据解算站心视位置,通过分析两种视位置差别提出一种定姿跟踪模式下视位置更新算法,该算法一周内精度可保持在0.6″以内。实验表明:视位置计算模型准确性高、速度快,可满足定姿初始捕获时间要求,更新算法长时可靠,提高了定姿的计算效率。

采样Kalman滤波器在天文卫星定姿滤波中的应用

扩展Kalman滤波器(EKF)广泛地应用于卫星定姿问题,但它设计困难,且有发散性问题。该文应用一种采样变换(unscentedtransform,UT)设计了新的姿态确定滤波器UKF(unscentedKalmanfilter)。仿真对比结果表明,UKF滤波器定姿精度好于0.003°。其收敛速度大大高于EKF滤波器。而状态估计精度与EKF相当,方差估计优于EKF,且数值稳定性好。因此该滤波器可用于卫星快速机动过程的定姿。

高超声速飞行器楔面激波的光线偏折校正模型

天文定姿是飞行器实现高精度自主导航的重要技术手段之一。高超声速飞行器在飞行过程中会产生激波,造成光线偏折,影响星敏感器的观测和天文定姿导航的性能。现代高超声速飞行器多采用乘波体设计,其载荷舱部分可简化为楔面结构。论文聚焦高超声速飞行器上楔面激波,基于空气动力学理论,给出了高超声速楔面激波结构参数的解析计算方法,以及激波对光线偏折影响的量化测算模型。提出了一种利用解析计算结果控制光线偏折的校正模型,讨论了激波角测量误差在该模型中的传播,证明了激波角测量误差与其引起的校正效果偏差其呈负线性相关。仿真试验表明,在高度20 km、马赫数5-8的条件下,楔面上方形成稳定的激波结构,对入射光线造成的偏折可达6.8";解析计算方法获得的激波角参数与试验结果误差在0.1"以内。这意味着运用该模型来校正光线偏折的误差可以控制在激波角观测误差的量级,可以显著提升观测精度。