卫星三轴姿态确定系统的光纤陀螺/星敏感器组合技术研究

为了满足卫星三轴姿态确定的精度要求,提出了基于状态估计法的星敏感器和光纤陀螺组合的方案,并设计了相应姿态确定算法。通过仿真证明:此方案能达到高精度卫星姿态确定系统的要求。

基于视觉/GPS/MEMS-SINS的微型飞行器姿态确定系统

分析了微型飞行器姿态确定系统的现状,提出利用视觉/GPS/MEMS-SINS组合导航系统确定微型飞行器姿态的方案.微型飞行器获取图像中天空和大地的特征不同,其间隐含了载体的姿态信息,在GPS和MEMS-SINS组合的基础上,将所隐含的载体姿态信息作为新增的观测量.建立了组合系统的卡尔曼滤波器模型,并进行了静态和动态仿真.结果表明,视觉/GPS/MEMS-SINS组合导航系统是微型飞行器自主姿态确定的有效方案,增加视觉姿态后,滤波器中惯性导航系统平台误差角的可观测性得到了增强,姿态估计精度也得到了提高.

基于GPS的三维姿态确定系统研究

论述了基于GPS姿态确定的原理、方法、步骤。首先 ,利用最小二乘平差校准基线 ,得到基线的准确长度及相互间的几何关系 ;随后 ,可以利用这些约束条件加速模糊度求解过程 ,适于实时应用。通过估计基线向量得到姿态粗解 ,以粗解为初值进行迭代最小二乘平差 ,最后得到最终的姿态解。通过一个实验系统验证 。

卫星姿态确定系统的故障可诊断性分析方法

提出一种适用于线性系统的故障可诊断性分析方法,并将其应用于卫星姿态确定系统,从而实现在地面设计阶段提高系统故障诊断能力的目标。为有效解决K-L散度应用于卫星姿态确定系统故障可诊断性分析中存在的问题,基于方向相似度原理设计新的可检测性和可隔离性量化分析方法。通过数学仿真,验证了该方法的正确性和有效性。

基于SINS/GPS组合的低成本船用姿态确定系统

为了满足船用姿态确定系统的精度和成本要求,提出了基于低精度光纤陀螺捷联惯性系统与GPS双天线定向系统组合的姿态确定方案,建立了相应的组合姿态确定系统,设计并实现了姿态确定算法。通过静态试验和动态船载试验,验证了该组合姿态确定系统的可行性;试验结果表明系统在低成本的条件下具有较高的精度。

基于神经网络专家系统的卫星姿态确定系统故障诊断

介绍了一种基于人工神经网络与专家系统相结合的智能故障诊断系统,将专家系统与神经网络结合运用取长补短,发挥各自的优势.给出了系统的结构组成,并具体描述了神经网络专家系统的工作原理.采用的RBF网络有效地克服了BP网络收敛速度慢,且易陷入局部极小的缺陷.同时利用神经网络的并行处理功能,有效地解决了传统专家系统的推理复杂、时间冗余等缺点.仿真结果证明了该方法应用于卫星姿态确定系统的故障诊断是有效的.

采用简化滤波器思想的卫星姿态确定系统故障诊断

针对星上计算机运算资源有限的问题,为了降低卫星姿态确定系统故障诊断的运算量,提出一种基于卡尔曼滤波器的故障检测与分离方法。该方法首先基于卫星姿态运动方程设计了一种加性卡尔曼滤波器,然后将卡尔曼滤波器与简化观测器思想相结合,进一步提出一种采用简化滤波器思想的姿态敏感器故障诊断律。所提出的故障诊断方法既可以实现对陀螺故障的检测与分离,又能够诊断星敏感器的故障。此外,该方法只利用一个滤波器即可实现故障检测与分离,其计算量小,有利于在轨实施。最终采用一个由三正交一斜装陀螺组件和星敏感器构成的姿态确定系统对所提出的方法进行了仿真校验,仿真结果表明了所提方法的有效性。

适合采用低成本传感器的无陀螺四元姿态确定系统

介绍了一种以非零、非共线矢量的两个矢量测量值为基础的姿态确定系统。它把地磁场和重力作为两个测量量具有低成本的优点。在仿真情况下测试了姿态确定问题的迭代最小平方解,并表明是球形收敛的。对相同方式的时变卡尔曼滤波器用仿真数据和飞机试验数据进行了测试。最佳偏航标准偏差约达到3°,俯仰和滚转偏差约1.5°。

用于航天器的GPS姿态确定系统:工程设计研究和地面试验结果

通过对多副天线接收的载波相位测量数据进行差分,全球定位系统(GPS)接收机能确定由天线基线确定的坐标系的姿态。本文调研了使用GPS确定航天器姿态的可能性。肯定了当前GPS的应用情况。考虑了几种可供选择的结构,并且确定了满足大多数应用需要的一种基本结构。本文主要介绍在喷气推进实验室(JPL)的飞行系统试验台(FST)上做过试验的这种基本结构的样机。描述了该试验装置并给出了试验结果。本文分析了GPS定姿误差分配的限制因素,介绍了GPS的应用前景,讨论了为满足这些应用所需做的改进工作。

GPS综合导航和姿态确定系统(GINAS)

欧洲哥伦布(Columbu s)自由飞行试验室以7km/s的速度绕地球轨道飞行时,利用全球定位系统(GPS)可不依靠地面,在星上确定其瞬时位置,精度优于100m。欧洲航天飞机赫尔姆斯(Hermes)与哥伦布飞行单元进行交会机动时,它们也要利用GPS的测量数据去计算交会的距离。赫尔姆斯首次执行其飞行任务时,将不采用星上导航手段,而准备使用GPS导航技术为首次飞行任务和着陆提供导航。本文介绍在欧洲空间研究和技术中心(ESTEC)无线导航试验实验室进行的GPS现场测量实验。实验中采用了一种新型的GPS综合导航和姿态确定系统(GINAS)。

GPS姿态确定系统

1991年,Trimble导航股份有限公司引进了一台以全球定位系统(GPS)为核心的姿态确定接收机,该接收机能解算空中平台、海上平台和陆地运动体的三轴姿态,姿态确定精度可达几mrad。本文讨论该接收机的物理特性、结构特色和工作性能。文中还将针对不同的结构和用户的应用情况分析系统的性能。

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。

皮卫星姿态确定与控制系统的半实物仿真

卫星姿态确定与控制系统(ADCS)半实物仿真是地面模拟卫星在轨运行情况的一种试验方法,用于检验系统方案以及性能指标。针对皮卫星的特点提出一种可行的姿态控制系统地面半实物仿真方案,利用MATLAB对卫星动力学、卫星运动学进行仿真建模,并模拟输出卫星轨道环境姿态参考矢量(太阳和磁场)供卫星姿态敏感器采集。结合硬件系统完成对皮卫星姿态控制系统的方案验证。仿真试验结果表明设计的半实物仿真方法是有效可行的,解决了皮卫星地面仿真的困难。这种低成本、易实现的半实物仿真平台可广泛用于其它小卫星ADCS系统的检验。

微捷联姿态系统的一种扩展卡尔曼滤波方法

采用低精度的微惯性陀螺和加速度计作为微惯性捷联姿态确定系统元件,首先分析了捷联惯性姿态解算的非线性问题和误差累积的原因;根据姿态三角函数关系引入横滚、俯仰角的3个替换变量作为状态变量,并根据状态变量之间的约束方程和运动体前向速度测量,建立了捷联惯性姿态的一种扩展卡尔曼滤波模型;采用MTi微惯性捷联测量组合进行实验,将该扩展卡尔曼滤波方法解算载体姿态结果与捷联姿态解算结果相比较,验证了该方法抑制惯性姿态解算累积误差的能力.

基于强跟踪的平方根 UKF 的卫星姿态确定算法

针对受不确定性干扰的影响卫星姿态确定系统,SRUKF存在跟踪能力弱、估计精度低和鲁棒性差等问题,本文根据强跟踪滤波(STF)原理,提出了一种改进的强跟踪平方根UKF算法。该方法中,采用基于等价变化的方法来计算自适应渐消因子,避免了Jacobian矩阵的计算;引入两个多重自适应渐消因子矩阵,保证了协方差矩阵的对称性;利用改进的平方根分解方法,改善了滤波器的稳定性。实验仿真结果表明,相对于SRUKF和STF,本文提出的强跟踪平方根UKF具有更好的稳定性、鲁棒性和对突变状态的跟踪能力。

基于MEKF的航天器姿态确定算法

乘性扩展卡尔曼滤波(Multiplicative Extended Kalman Filter,MEKF)方法被广泛应用于各种航天器姿态确定任务。针对任意参考坐标系,推导了姿态四元数的线性运动学方程和三分量姿态误差矢量的动力学模型,并分别设计了有陀螺和无陀螺两种姿态确定方案。系统研究了姿态敏感器常用的矢量观测模型,四元数观测模型以及欧拉角观测模型,设计了更具有一般性的MEKF滤波器,为航天任务中快速应用MEKF姿态确定算法提供理论参考和技术支撑。

利用两台GPS接收机确定姿态的方法

为提高急救车运送病重患者的救生率，人们已经在开发在机动急救车和急救医疗中心之间经由准天顶卫星实现的双向通信系统。为实现这一目的，必须开发搭载在急救车上的高精度卫星跟踪系统。我们正在开发一个可确定急救车姿态和位置的低成本系统，该系统与一个双轴陀螺和两台独立的GPS接收机总装成一体。本文介绍了一个名为双接收机姿态确定系统（TRADS）的初样系统，包括其硬件配置和软件流程。业已对其进行了一些静态和动态试验。结果表明，TRADS可以非常有效地获得姿态解。

基于Gibbs矢量估计卫星轨道姿态的滤波算法研究

针对“矢量观测+陀螺”这种典型的三轴稳定卫星姿态确定系统模式,引入具有四元数优越性的Gibbs矢量作为姿态参数,提出了一种新的具有良好实时性能的轨道姿态估计方案。在方案设计中,为描述卫星轨道姿态的Gibbs矢量,推导出了基于四元数的运动学方程,并将QUEST法作为处理多矢量观测信息的压缩技术引入估计器,使得滤波修正算法得以简化。另外,针对单矢量观测情况,给出了能够加快状态估值收敛速度的改进协方差修正算法。仿真结果验证,新方案的姿态估计精度与传统的欧拉角估计法相当,而运算效率却明显高于欧拉角估计法。

改进的Sage-Husa滤波及在卫星姿态估计中的应用

基于极大后验估计原理,提出了一种改进的噪声估计器,以实现对噪声均值和方差的在线估计,抑制滤波器发散。对自适应扩展卡尔曼滤波算法在卫星姿态确定系统中的应用进行了仿真。结果表明新算法滤波精度优于扩展卡尔曼滤波(EKF),与Sage-Husa自适应滤波算法相比,可阻止滤波器发散,提高系统滤波精度。

基于卡尔曼滤波的卫星姿态确定方法

本文在分析陀螺、红外地平仪和太阳敏感器的量测模型的基础上，针对卫星建立了一套姿态确定系统。系统采用卡尔曼滤波方法，应用解耦技术，给出了一种卫星姿态确定方法。通过仿真算例结果，可以证明该方法对卫星姿态确定的有效性和精确性。