星敏感器试验系统及导弹姿态仿真建模研究

星敏感器试验系统一般由基于CMOS成像技术的星敏感器和其他相关设备和软件组成,可以对导弹飞行及星光修正进行仿真.根据星敏感器的定姿原理,结合已建立的星敏感器试验系统,研究了星敏感器试验系统导弹姿态的解算,分析了星敏感器所测姿态与惯性器件输出姿态的误差,为星敏感器进一步的应用打下基础.     

采用多敏感器相互校正的卫星入轨姿态计算方法

针对卫星与运载分离后,由于星上姿态测量敏感器未开机或不具备工作条件而无法获悉初始入轨姿态的问题,设计了采用多敏感器相互校正的入轨姿态计算方法。建立运动学方程,结合陀螺测量角速度信息和星敏感器首次测量有效姿态,采用信赖域方法进行非线性优化求解,由后向前反向推算姿态;提出一种由模拟太阳敏感器测量对日姿态到对地姿态转化的便捷方法,由模拟太阳敏感器测量对日信息,采用本体系太阳矢量与星敏感器测量信息建立联系,达到了利用太阳敏感器测量信息校正星敏感器推算姿态的目的,最终得到的星箭分离时卫星姿态信息能够与运载方信息吻合。将入轨后卫星真实姿态与地面模型仿真结果对比,验证了模型的正确性,为后续卫星设计和飞行程序设计与改进提供了重要依据。     

末修子弹敏感器试验结果及精度分析

通过对末修子弹敏感器外场静态吊挂和直升机挂飞试验结果的分析处理,给出了敏感器对坦克和跑道目标的实时定位精度,从而验证了毫米波被动敏感器在一定高度上对坦克和跑道目标进行实时定位的可行性。     

弹载星敏感器动态测角的分析

分析了弹载星敏感器在动态条件下的测角精度。明确了弹载星敏感器成像模型及其安装方式,并在系统设计所要求的动态条件下,定性定量分析了前向飞行和姿态变化所引入的像移量和测角误差。结果表明,前行飞行不会带来像移,姿态变化会带来像移。因而需要补偿姿态变化所引入的像移量,从而提高弹载星敏感器在动态条件下的测角精度。     

图象配准的幅度排序快速相关算法

本文在分析了幅度排序相关技术以后,研究了一种对敏感器灰度量化排序的相关算法。本文选择合适的量化阈值,对敏感器灰度作量化排序,可将敏感器图分块成若干张0—1数码图。进一步用数码图与参考图相关,结果省去了所有的乘法运算。此外,在确定的量化函数条件下,对灰度为高新分布的图象从理论上分析计算出了度量值的均值与方差,从而得出在不同信噪比条件下的检测门限序列。在计算机上对不同相关长度的随机高斯分布的图象进行的模拟表明,门限序列对信噪比从5到1的敏感器图的匹配,都能有效地进行检测。对实际地形图进行模拟的结果是:当敏感器图的信噪比从3降到1时,都获得了正确的匹配。     

立方星陀螺/双星敏感器组合定姿方法

针对单星敏感器绕视轴方向旋转角测量精度相对较差的问题,提出了一种利用微机电系统陀螺和同时工作的双星敏感器的测量来获得精确的立方星姿态信息的方法。该方法基于平均双四元数的思想,基于乘性扩展卡尔曼滤波算法制定了集中式和分散式两种姿态确定方案。仿真分析结果表明,所提出的陀螺/双星敏感器姿态确定方法,在采用低成本、低精度的姿态敏感器以及传统滤波算法的情况下,仍能有效提高立方星的定姿性能,具有较高的精度和较快的收敛性。为立方星低成本、高精度姿态确定提供了一种可行的参考,并且具备一定的工程应用价值。     

一种陀螺与星敏感器组合定姿算法

提出了一种利用陀螺与星敏感器进行组合定姿的方案.为了避免状态及量测向量选取不当而造成的误差,首先采用四元数法对卫星的姿态进行描述;接着分析了陀螺与星敏感器系统的误差源,选取误差四元数及陀螺的系统误差作为组合系统的状态,获得了系统状态方程;同时采用星敏感器的量测作为系统量测,并利用新的数学变换构得到更为准确的量测方程;最...     

基于星敏感器的陀螺仪误差参数实时修正

主要研究导弹发射升空以后,通过星敏感器测星实现对捷联惯导系统中陀螺仪误差参数的实时修正技术。从传统的星光制导原理出发,通过对数学平台系失调角的分析,论证了基于单星敏感器情况下的陀螺仪误差参数分离方法,并给出了具体的仿真结果,对实际系统的使用具有一定的指导意义。     

微纳卫星姿态确定与控制半实物仿真系统设计

航天器姿态控制系统需要特殊的运行环境,在地面很难考核,这给系统可靠性带来一定的风险。针对微纳卫星的特点,设计并研制了一套面向微纳卫星的姿态确定与控制半实物仿真系统。该系统通过数字化模型模拟卫星姿态轨道运动、敏感器模型产生敏感器测量数据、执行器模型生成控制力矩、敏感器模拟器实现通信协议,最终实现姿态控制系统的全系统仿真。这套系统可以接入卫星控制系统回路,实现对姿控系统软件、硬件的考核,同时验证算法的性能。基于该系统,对天拓三号卫星姿控系统进行地面半实物仿真,并对比在轨试验数据,结果表明系统设计合理,仿真结果可信。     

多层局部回归神经网络在激光陀螺捷联惯导系统惯性敏感器误差补偿中的应用

惯导系统误差补偿技术对提高武器装备的性能具有重要的意义 ,而误差补偿的关键在于误差模型的辨识。探讨将多层局部回归神经网络引入到惯性敏感器误差建模中 ,详细介绍了网络结构和对应的自适应动态梯度算法。仿真算例说明 ,多层局部回归神经网络在惯性敏感器输出误差建模时具有一定的优点 :网络收敛速度快、较好的跟踪性能、稳定性好。     

文章编号：基于多目标进化搜索算法的AUV地磁仿生导航方法

针对水下自主航行器(AUV)地磁多参量多目标搜索的问题,提出了一种基于磁趋势敏感的多目标进化搜索算法。在进化算法的结构下,利用地磁场参量与导航路径的约束关系,以磁趋势敏感作为后验评估准则,建立导航模型,使得地磁多分量伴随航行器的运动同时同地收敛至各自目标值,实现导航目的。通过与六边形路径搜索算法的仿真对比,验证了多目标进化搜索算法的有效性和优越性。     

地磁仿生导航的多目标进化搜索算法

针对水下自主航行器地磁多参量多目标搜索的问题,提出一种基于磁趋势敏感的多目标进化搜索算法。在进化算法的结构下,利用地磁场参量与导航路径的约束关系,以磁趋势敏感作为后验评估准则,建立导航模型,使得地磁多分量伴随航行器的运动同时同地收敛至各自目标值,实现导航目的。通过与六边形路径搜索算法的仿真对比,验证了多目标进化搜索算法的有效性和优越性。     

轨道转移航天器紫外自主导航的应用

应用紫外敏感器可较高精度地实现航天器全程自主导航。为解决其应用于中高轨不全程可见以及地心距测量误差大的问题,将紫外敏感器采用中心视场和环形视场同轴的结构,用中心视场观测地球,仅以地心方向矢量作为观测量降维输出,采用扩展卡尔曼滤波算法估计出航天器的位置和速度。对该方案建立算法模型,以轨道高度1 000~36 000 km的转移轨道为例仿真验证,研究测量精度、采样周期对导航精度的影响,分析系统可观性。仿真结果表明,系统可观,紫外敏感器测量精度越高导航精度越高,地心方向测量误差不大于0.05°时导航精度位置误差不超过4km、速度误差不超过0.5 m/s,方案有效可行。     

压缩感知稀疏重构对星图的影响

稀疏重构是压缩感知理论的核心内容之一,为了将稀疏重构有效地应用于星敏感器的压缩成像过程中,从星图图像误差和星点特征误差两个方面分析稀疏重构对星图的影响。在图像误差方面,利用峰值信噪比评价指标考察星图在不同重构算法、不同压缩比下的重构质量;在特征误差方面,从理论上分析稀疏重构对星点特征的影响机理,提出星点特征重构误差的评价指标,考察星点的质心、亮度和数量特征的重构误差。结果表明,在所选算法各压缩比下,星图相比一般图像能够获得更高的重构质量,重构星点能够在很大程度上保持可用于姿态确定的特征信息,结论保证了利用重构星图进行姿态计算的正确性,进一步验证了压缩感知理论在星敏感器中应用的可行性,为实现星敏感器的压缩成像提供了现实依据。     

基于神经网络信息融合技术的卫星定姿算法

姿态确定系统是卫星姿态控制系统中的重要组成部分,卫星姿态确定的精度直接影响卫星控制精度.为得到高姿态精度,针对由惯性测量单元(Inertial Measurement Unit),红外地平仪和太阳敏感器组成的卫星姿态确定系统,分别采用BP网络算法和径向基(RBF)网络算法对不同的姿态敏感器的输出数据进行融合,并用STK(Satellite Tool Kit)数据进行了仿真.仿真分析结果表明这两种学习算法均可以提高卫星定姿精度,相对而言,RBF网络无论是精度上还是收敛速度上均优于BP网络.     

利用星载相机成像信息进行卫星姿态确定的方法(英文)

随着卫星定姿精度要求的日益提高,仅用常规卫星敏感器已经不能满足高精度定姿要求,针对该问题,提出一种利用星载相机的单点成像信息进行卫星姿态确定的算法,根据相机成像原理推导出卫星姿态角与像点位置的关系,结合数字相机的特殊成像方式,建立了用误差四元数描述的线性相机测量残差模型,并给出联合常规姿态敏感器进行联合姿态确定的方案.仿真结果证明星载相机的信息的引入使得稳态姿态估计精度由0.002 6°提高到0.000 69°,并且加快了滤波收敛速度.     

多敏感器卫星姿态确定的卡尔曼滤波器设计

针对陀螺、红外地平仪和太阳敏感器组成的卫星姿态确定系统 ,采用四元数方法建立卫星姿态确定模型 ,并采用卡尔曼滤波器进行信息融合。仿真算例结果表明 ,该方法能够确定出满足精度要求的卫星姿态参数     

多光谱测量计划的结果与现状

多光谱测量计划（MSMP）,是空军地球物理实验室（AFGL）为空间导弹系统组织（SAMSO）进行的一项计划。其目的是获得150公里高空以下、143公斤与522公斤的低推力火箭发动机喷焰的光谱、空间与总辐射强度的数据。其波段范围包括长波红外（LWIR）,中波红外（MWIR）,短波红外（SWIR）,真空紫外（VUV）及光谱紫外（UV）。试验方法是用一枚运载火箭发射一个目标发动机和一个装有高级仪器的敏感器舱。分离后,X——波段跟踪器与敏感器舱上的姿态控制系统协同工作,截获跟踪安装在目标发动机舱中指向固定敏感器的x——波段信标机。计划进行六次飞行试验——其中三次飞行试验是在新墨西哥州白沙导弹靶场（WSMR）进行的,并在那儿回收有效负载;另外三次高速（6公里/秒）飞行试验在加利福尼亚的范登堡空军基地（VAFB）进行。 本文描述了1977年11月10日,在白沙导弹靶场首次系统飞行试验的结果及该计划目前的状况。     

弹载星敏感器应用方案比较研究

简述了弹载星敏感器几种应用方案的原理,从视场大小、导航星等、观星方式、像元分辨率、三轴姿态精度、动态性能、惯性基准误差分离等方面分析、比较了各种方案的优缺点.除平台方案外,捷联星图方案和单(双)星方案的技术参数相当,动态性能均有待提高.星图方案较单(双)星方案在2个方面占优势:一是星图方案不要求调整星敏感器光轴对准导航星,星跟踪算法等技术能快速识别星图;二是星图方案可同时、连续观测6～8颗星,解算出弹体三轴姿态,可以采用先进的滤波技术准确地分离惯性基准误差.     

军用导航技术发展趋势

现代战争的高技术特点要求武器系统装备精密导航系统来提供精确的导航信息 ,提高武器的战斗性能。论述了惯性敏感器发展技术、GPS技术、GPS/INS组合与抗干扰问题。发展高精度、低成本、抗干扰能力强的导航系统是未来军用导航系统发展的趋势