三轴磁强计轨道确定

未来卫星的发展趋向于微小型化 ,采用小型化、廉价和中等精度的自主导航系统是非常必要的。利用三轴磁强计量测得地磁场矢量在仪表坐标系中的分量 ,并通过卡尔曼滤波器来确定卫星的轨道参数。仿真算例结果表明 ,三轴磁强计定轨方案具有一定的精度 ,能满足卫星定轨精度的要求。     

基于磁强计和光纤陀螺的小卫星姿态确定非线性滤波算法

提出了一种小卫星姿态确定的非线性滤波算法,该算法利用三轴磁强计和光纤陀螺作为姿态敏感器。在非线性滤波器的设计中,从两个方面对平方根sigma点卡尔曼滤波方法进行改进。第一,把姿态四元数的矢量部分、光纤陀螺的漂移和噪声组合,得到滤波器的增广状态向量;第二,分别建立向量旋转模型、最优化模型和误差四元数乘法模型来确保非线性滤波过程中四元数的归一化约束。仿真分析结果表明,本文提出的非线性滤波算法能够有效地提高小卫星的定姿性能,与扩展卡尔曼滤波相比,具有较高的精度、稳定性和较快的收敛速度;与无迹卡尔曼滤波相比,收敛性相当,但是精度略优,稳定性和计算效率较高。     

基于地磁场的新型导航方法研究

利用地磁场的特性来寻找一种新型的自主导航方法.通过在飞行器上使用三轴磁强计敏感到当地的地磁场强度矢量,参考国际地磁场模型(IGRF),使用广义卡尔曼滤波算法对飞行器位置进行估计,获取位置信息.仿真验证了这种方法的可行性,并给出了导航精度.     

基于磁强计测量的滚转弹药姿态估计

为了实时获得滚转弹药的飞行姿态信息,提出了一种速率陀螺与磁强计组合的姿态测量方案。该方案采用磁强计获得大地磁场强度在弹体三轴的投影及其变化率,结合刚体转动运动模型,利用最优估计技术获得了滚转弹药姿态信息。与单点测量方法相比,最优估计方法综合了测量信息序列,不会出现反三角函数双值失控现象,并可获得更高精度。仿真表明:陀螺无漂移时,俯仰角、偏航角的解算精度小于0.1°;采用低成本陀螺含漂移时,姿态角的解算精度小于0.4°。     

基于加速度计和磁强计的定向钻进姿态测量及方位校正

描述了用三轴加速度计与三轴磁强计测量地下钻头倾斜角、工具面向角和方位角的方法,给出了具体的系统结构和详细的姿态解算。针对由于钻具铁磁性材料引入干扰磁场对方位测量的误差,提出了利用当地地磁场进行方位角校正的方法,并给出仿真结果。结果表明,这种校正方法能够在不更换钻具即测量装置仍放在一段无磁钻铤内部的情况下,获得准确的方位角,因此可以大大减少无磁钻铤的长度,节省钻进成本。     

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.     

CODE新光压模型对北斗混合导航星座精密轨道确定的影响分析

基于国防科技大学自主研制的卫星定轨软件工具包NUDTTK,分析了CODE新光压模型EECOM对北斗二代混合导航星座精密轨道确定的影响。研究表明：对GEO卫星而言,EECOM模型能够明显改善定轨精度,相比于传统的ECOM-9和ECOM-5模型,卫星激光测距检核精度分别提高17.4%和35.1%。对IGSO和MEO卫星而言,采用ECOM-5模型的定轨精度要优于EECOM和ECOM-9模型,新光压模型EECOM并不能有效改善IGSO和MEO卫星的定轨精度。与IGS数据分析中心WHU、GFZ和CODE的轨道产品互比对结果（3D RMS）显示：目前,国防科技大学北斗精密轨道产品中,GEO卫星的定轨精度为1~4 m,IGSO卫星的定轨精度为25~30 cm,MEO卫星的定轨精度为10~20 cm。     

CODE新光压模型对北斗混合导航星座精密轨道确定的影响

运用卫星定轨软件工具包NUDTTK,分析了欧洲定轨中心扩展的经验光压模型(EECOM)对北斗二代混合导航星座精密轨道确定的影响。研究表明:对地球静止轨道卫星而言,EECOM能够明显改善定轨精度,相比于传统的ECOM-9和ECOM-5模型,卫星激光测距检核精度分别提高17.4%和35.1%。对倾斜地球同步轨道卫星和中轨道卫星而言,采用ECOM-5模型的定轨精度要优于采用EECOM和ECOM-9模型的,新光压模型EECOM并不能有效改善倾斜地球同步轨道卫星和中轨道卫星的定轨精度。与IGS数据分析中心WHU、GFZ和CODE的轨道产品相互比对的结果显示:目前,国防科技大学北斗精密轨道产品中,地球静止轨道卫星的定轨精度为1~4 m,倾斜地球同步轨道卫星的定轨精度为25~30 cm,中轨道卫星的定轨精度为10~20 cm。     

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     

附加运动约束的MEMS惯性传感器融合定姿算法

针对MEMS惯性传感器因精度低、误差随时间累积导致无法满足长时间姿态测量要求的问题,提出了一种附加运动约束的姿态估计方法,即在以陀螺仪解算的姿态信息作为系统预测、以加速度计与磁强计解算的姿态信息作为系统量测的基础上,将载体运动约束作为虚拟观测量输入滤波器。同时,针对传统EKF算法精度不高的问题,提出了一种新的滤波融合算法,即迭代更新扩展卡尔曼滤波(iterated update extended Kalman filter,IU-EKF)。新算法通过将当前量测信息逐步引入量测更新过程实现后验状态估计,从而达到减弱观测模型非线性、提高滤波估计精度的目的。数值仿真结果表明:本文算法的姿态估计精度较传统的"双矢量法+EKF"模式有大幅提升。     

GPS姿态测量系统对惯性导航系统误差修正能力分析

针对惯性导航系统(INS)存在积累误差的缺陷,运用GPS姿态测量辅助修正方法对INS误差进行补偿来进一步提高INS的定位精度.通过对INS系统可观测性进行分析,得出增加不同种类的外部导航信息观测量将有效提高INS误差修正能力的结论.研究了船用INS与GPS姿态测量系统组合的组合导航系统,并对GPS姿态测量系统信息对惯性导航系统的误差修正能力进行了仿真.仿真结果证实上述方法可有效提高INS的定位精度.     

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...     

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。     

测控站布局对区域卫星导航系统的影响

建立区域卫星导航系统的测控网是卫星导航系统要解决的关键问题之一。讨论国内测控站的布设问题,采用网格计算方法分析国内测控站对导航星座的可观测性。引入位置精度衰减因子PDOP和定轨中的法矩阵条件数,分析测控网对导航星座的观测几何结构强度以及测站位置分布对轨道确定精度的影响,仿真结果表明,利用我国有限的国土跨度和航天测控资源可以确保对导航卫星的测控任务的完成。对在国外布设测控站进行讨论和仿真,结果说明位于国外的测控站(如可在澳大利亚的珀斯设站)的加入能明显改善观测的几何结构强度、提高导航卫星的轨道精度。     

基于单GPS观测的SINS姿态校正方法

针对车(船)载惯性和GPS组合导航系统(INS/GPS),研究单天线GPS对INS的姿态校正方法。提出一种基于单天线GPS进行捷联惯导(SINS)机动中对准和姿态校正方法,该方法以GPS两个不同时刻的不共线速度向量为参考向量,利用TRIAD算法进行姿态确定,并设计了Kalman滤波器估计姿态四元数。仿真试验表明该方案能较好地校正惯导系统的初始对准误差,并通过实时校正保持长期的姿态精度。     

北斗双星系统车辆定向技术

基于卫星载波相位干涉测量原理,研究了利用北斗双星系统确定车辆航向的相关技术。首先建立了北斗定向的数学模型;接着讨论了基于交换天线思想的等效转动基线极大/极小值ERMM模糊度确定方法;然后利用构建的双天线定向系统设计了车载实时航向确定实验,并通过高精度激光陀螺捷联惯导系统对航向确定精度进行了校核。实验结果验证了ERMM解模糊方法的有效性,表明定向系统实时航向确定有效精度可达0.62°。研究结果表明,北斗双星系统可以用于实时确定车辆的航向。     

自行武器GPS/INS组合导航系统的设计

介绍了某自行武器的 GPS/ INS组合导航系统的设计方案 ,内容包括该系统的数学模型、信息融合和系统仿真。实验结果表明 ,该设计改善了系统性能 ,提高了导航定位的精度、可靠性和实用性     

地基伪卫星导航系统的伪距精度估计方法

地基伪卫星导航系统的伪距和伪距变率精度对评估系统的导航性能或其信息与其他系统导航信息的融合意义重大。目前的伪距和伪距变率精度估计方法基本上都是针对卫星导航系统的,并且没有充分考虑地基伪卫星导航系统自身的特点。通过构造伪距和伪距变率精度观测量,利用地基伪卫星导航系统可产生较差定位构型的特点,提出了一种在外测系统定位定速精度较差且存在杆臂长度的情况下仍然能够获取准确估计量的伪距和伪距精度估计方法。仿真结果表明所提方法可有效地估计出伪距和伪距变率的精度而且具有较强的适用性。