基于二阶非线性滤波的星上陀螺在轨标定

为提高三轴稳定卫星姿态确定精度,针对典型的陀螺/星敏感器联合定姿方案,结合二阶非线性滤波估计,推导了一种利用星敏感器对陀螺进行实时在轨标定的算法.充分考虑卫星姿态测量过程中可能出现的各种误差源,建立陀螺安装误差、标定因子误差以及漂移模型,并对陀螺测量过程中可能出现的各种误差进行在轨补偿,为卫星姿态确定和校正提供丰富的姿态测量信息,以确保姿态测量器件长期在轨工作精度.采用该算法对哈尔滨工业大学"试验卫星一号"遥测数据进行复算和校核,结果与实际飞行数据吻合,验证了该在轨标定算法的有效性和可靠性.     

SINS／星敏感器组合导航方案研究

研究了SINS/星敏感器组合导航系统中对陀螺误差和星敏感器安装误差角进行在线自标定的方法。提出了以惯导输出确定的载体相对惯性空间的姿态四元数和星敏感器输出的姿态四元数构造量测的方法。设计了对陀螺随机常值漂移和星敏感器安装误差进行在线自标定的组合导航方案。仿真结果结果表明在简单的俯仰运动和抖翼运动激励下,星敏感器的安装误差估计精度可达到角秒级,姿态精度明显高于忽略星敏感器安装误差的方案。     

微纳卫星动态剩磁在轨标定技术

为了提高剩磁波动影响下微纳卫星在轨定姿精度,提出一种结合地面剩磁标定数据、采用改进的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法对磁强计剩磁偏置进行在轨动态标定的方法.该算法将卫星姿态运动学模型、陀螺模型和磁强计静态测量模型作为系统状态方程,采用太阳敏感器和磁强计实测值进行量测更新,依据地面剩磁标定结果波动量级设计变参数的系统噪声协方差阵,实现剩磁波动条件下磁强计偏置的动态跟踪和实时标定.以浙江大学皮星二号(ZDPS-2)卫星地面剩磁标定数据进行仿真分析,结果表明,该算法可有效实现对动态剩磁的跟踪估计,在剩磁波动条件下收敛时间小于250s,估计结果稳定性优于20nT(1σ);与定常滤波法相比,收敛时间缩短了1 850s左右,姿态确定精度提高了5°.     

微纳卫星动态剩磁在轨标定技术

为了提高剩磁波动影响下微纳卫星在轨定姿精度,提出一种结合地面剩磁标定数据、采用改进的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法对磁强计剩磁偏置进行在轨动态标定的方法.该算法将卫星姿态运动学模型、陀螺模型和磁强计静态测量模型作为系统状态方程,采用太阳敏感器和磁强计实测值进行量测更新,依据地面剩磁标定结果波动量级设计变参数的系统噪声协方差阵,实现剩磁波动条件下磁强计偏置的动态跟踪和实时标定.以浙江大学皮星二号(ZDPS-2)卫星地面剩磁标定数据进行仿真分析,结果表明,该算法可有效实现对动态剩磁的跟踪估计,在剩磁波动条件下收敛时间小于250s,估计结果稳定性优于20nT(1σ);与定常滤波法相比,收敛时间缩短了1 850s左右,姿态确定精度提高了5°.     

基于多输出频率传感器的卫星姿态确定方法研究

卫星多种姿态敏感器数据更新频率不同,如陀螺的输出频率远高于星敏感器.常用的 姿态估计步长较大,当卫星角速度较大时,估计精度下降.论文设计了多步长姿态确定方案 ,在星敏感器输出之间,利用陀螺数据积分进行姿态估计,在星敏感器输出测量值后更新姿态, 并校正陀螺漂移.数学仿真表明该方案能够获得高精度、高更新频率的卫星姿态信息.在卫 星角速度为1×10-4(°/s)情况下,三轴姿态角估计误差方差为1.20×10-4( °),与常用定步长方案的效果相同;在卫星角速度为5×10-3(°/s)情况下,姿态 角估计误差方差为1.51×10-4(°),而定步长方案姿态角估计误差方差为1.10×10 -3(°).该方法能够有效提高卫星姿态确定精度,适用于其它多种敏感器数据更新频率不同的应用要求.     

星敏与磁力仪间安装矩阵的一种地面标定方法

为了在地面准确标定卫星地磁测量系统中的磁力仪与星敏感器间的安装矩阵,设计了基于单轴无磁转台的标定系统,该系统由无磁转台、地磁场监测设备等组成.首先分析了系统中的误差源,建立了相应的坐标系进行误差传递,结合磁力仪的误差模型得到磁力仪的输出方程.据此提出了一种利用单轴立式无磁转台标定安装矩阵的方法.该方法采用谐波分析法辨识出磁力仪的输出方程中各误差系数,并得到了初始位置下磁力仪坐标系在地理坐标系下的姿态,通过星敏感器观星确定星敏感器坐标系在惯性空间的姿态,并根据当地经纬度与格林尼治恒星时,得出了初始位置下星敏感器坐标系在地理坐标系的姿态.最后以地理坐标系为桥梁,解算出了磁力仪与星敏感器之间的安装矩阵.结合Monte Carlo方法和不确定度合成公式对该方法进行仿真试验与误差分析,研究结果表明,在磁力仪观测误差为1 nT,星敏感器测量精度为1SymbolrB@下的安装矩阵各个元素不确定度在1.14×10~(-5) rad以内,验证了标定方法的正确性.     

粒子滤波在卫星姿态确定中的应用

为了验证以星敏感器和速率陀螺作为卫星测量元件时,粒子滤波算法在姿态确定中的有效性.采用修正的罗德里格参数作为姿态参数建立了有陀螺和无陀螺两种模式下的系统状态方程和测量方程,并利用粒子滤波(PF)算法进行了姿态估计.和扩展的卡尔曼滤波(EKF)算法进行比较,仿真结果表明:PF算法在小初始估计误差下能够收敛,且具有和EKF相当的精度.大初始估计误差时,EKF算法不能收敛而PF算法仍能收敛.最后验证了PF算法在无陀螺模式下进行姿态确定的有效性.     

面向三轴气浮台的室内星敏感器定姿方法

为解决三轴气浮台垂直于地面转轴转角(偏航轴转角)难以精确测量的问题,提出了使用室内星敏感器进行三轴姿态角测量的方法.考虑到室内星敏感器与在轨星敏感器工作环境的区别,基于在轨星敏感器姿态测量方法对室内星敏感器姿态测量方法进行了研究与改进.在建立室内星敏感器姿态测量模型的基础上,采用迭代算法寻优得到三轴台高精度的三轴姿态.针对迭代算法对初始值要求较为严格的情况,采用粒子群优化算法寻优得到初始姿态矩阵.数学仿真结果验证了室内星敏感器测姿方法能够在快速测量3个转轴转角的基础上,提高偏航轴转角的精度.     

惯性/天文/卫星组合导航误差在线标定方法

为提高惯性/天文/卫星(INS/CNS/GNSS)组合导航系统长期工作时的精度,推导了基于四元数误差描述的组合导航系统误差状态方程和量测方程,利用分段定常系统(PWCS)定理,分析了不同输入条件下系统状态变量的可观测性和可观测度.结合可观测性和可观测度分析结果,提出了利用星敏感器及卫星导航系统提供的姿态、位置矢量在线标定陀螺仪、加速度计和星敏感器误差参数的方法.可观测性分析和仿真试验结果表明,该方法可以精确在线估计出陀螺仪、加速度计、星敏感器的标度因数、零偏和安装误差,提高惯性/天文/卫星组合导航系统长期在轨工作的精度.     

恒星敏感器

航天技术的发展 ,对航天器姿态的测量精度提出了更高的要求 ,促进了姿态敏感器的迅速发展。以往航天器定姿使用太阳敏感器、红外地球敏感器和陀螺等设备 ,但仍难以满足航天器姿态测量精度的更高要求。而具有高精度的恒星敏感器(以下简称星敏感器 )则技高一筹。一般来说 ,当卫星姿态确定精度低于 1°时 ,以地球大气边界为基准的红外地球敏感器及中等精度的陀螺就可满足要求。当姿态确定精度在 0 1°～ 1°之间时 ,除红外地球敏感器及陀螺外 ,尚需增加以太阳位置为基准的高精度数字式太阳敏感器。当卫星姿态确定精度在0 0 3°～ 0 1°之间 …     

基于卫星姿态敏感器和星载天线信息的联合姿态确定方法

为提高姿态估计的速度和精度,提出一种利用星载天线信息进行姿态确定的新方法。研究分析了天线接收信号中可以用于卫星姿态确定的信息,推导并建立了由误差四元数表示的天线测量残差线性模型。基于卫星姿态敏感器的测量残差模型和天线测量残差模型,组建了陀螺/红外地平仪/太阳敏感器/天线新型联合姿态确定系统,最后利用集中式测量融合滤波对卫星姿态进行估计。仿真结果表明,天线信息的引入可以显著提高姿态确定的精度,并使整个系统的收敛速度有明显提高。     

基于遥测数据的定点自旋卫星姿态选优方法

自旋姿态确定和控制都是由地面完成,由于几何观测条件限制、测量误差和计算方法不同,姿态确定结果往往不一致,进而影响到姿态应用和控制精度.充分利用卫星定点后,星上红外地球敏感器对地观测弦宽变化规律,确定了自旋轴与轨道法向夹角与地球测量弦宽关系,推导了由卫星下传遥测数据差分值计算自旋轴与轨道法向夹角的计算公式,由于消除了测量数据系统差,精度得到了很大提高,在此基础上提出的姿态选优算法可以从不同定姿结果中选出最接近卫星真实情况的姿态.该方法已经在我国在轨自旋卫星日常测控中得到应用.     

Geometric Calibration and Image Quality Assessment of High Resolution Dual-Camera Satellite

The evaluation of geometric calibration accuracy of high resolution satellite images has been increasingly recognized in recent years. In order to evaluate geometric accuracy for dual-camera satellite images based on the ground control points(GCP), a rigorous geometric imaging model,which was based on the collinear equation of the probe directional angle and the optimized tri-axial attitude determination(TRIAD) algorithm, is presented. Two reliable test fields in Tianjin and Jinan(China) were utilized for geometric accuracy validation of Pakistan Remote Sensing Satellite-1. The experimental results demonstrate a certain deviation of the on-orbit calibration result from the initial design values of the calibration parameters. Therefore, on-orbit geometric calibration is necessary for optical satellite imagery. Within this research, the geometrical performances including positioning accuracy without/with GCP and band registration of the dual-camera satellite were analyzed in detail, and the results of geometric image quality are assessed and discussed. As a result, it is feasible and necessary to establish such a geometric calibration model to evaluate the geometric quality of dual-camera satellite.     

基于矢量观测确定卫星轨道姿态:欧拉角估计器

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配置模式，采用欧拉角作为姿态参数，应用扩展卡尔曼滤波技术综合处理姿态测量信息，给出了具有良好滤波性能的轨道姿态估计算法．在算法的设计过程中，针对单矢量观测情况，通过改进协方差修正算法加快了状态估值的收敛速度；针对多矢量观测情况，把QUEST法作为矢量观测数据压缩技术有效地结合进姿态估计器中，使得在多矢量观测情况下的滤波修正算法得到了简化．     

基于矢量观测确定卫星轨道姿态:欧拉角估计器

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配置模式,采用欧拉角作为姿态参数,应用扩展卡尔曼滤波技术综合处理姿态测量信息,给出了具有良好滤波性能的轨道姿态估计算法.在算法的设计过程中,针对单矢量观测情况,通过改进协方差修正算法加快了状态估值的收敛速度;针对多矢量观测情况,把 QUEST 法作为矢量观测数据压缩技术有效地结合进姿态估计器中,使得在多矢量观测情况下的滤波修正算法得到了简化.     

一种快速全天自主星图识别算法

三角形算法是目前实际工程上星敏感器广泛应用的星图识别算法,为了克服三角形识别算法中三角形因特征维数较低带来的冗余匹配问题,对该算法进行了改进。提出一种基于Stellarium软件实时生成模拟星图的方法,建立了星图识别算法仿真计算模型。仿真试验结果表明：利用Stellarium软件能够对星敏感器各种运行场景下的星图进行模拟,模拟要素完整、正确,在测试星图识别算法过程中能够满足星敏感器高精度实时仿真测试要求,为设备的调试、性能评估以及地面试验奠定基础。对全面测试星敏感器的软、硬件性能,及对星敏感器进行精确标定具有重要意义。     

光学测绘卫星星地相机夹角在轨实时定标方法

由于光学测绘卫星无地面控制点定位精度受星地相机夹角在轨变化的直接影响,因此针对现有星地相机姿态稳定度不高、星地相机夹角定标时间周期长的实际应用问题,提出了一种基于光学自准直原理的星地相机夹角星上实时定标方法。首先在相机载荷系统内部加装准直光源、光斑成像面阵等器件;然后通过光斑影像位置的变化求解出单个相机的主光轴变化;最后求解星地相机间夹角的变化。仿真实验表明,俯仰和横滚方向可获得0.1角秒量级的星地相机夹角定标精度。该方法无须地面定标场,不受外界因素影响,可以实现星地相机夹角的星上实时自主定标,具有良好的可行性和实用价值。     

基于星图识别算法的空间小目标识别

基于星形星图识别算法,利用星对距离和星对角距2个特征进行匹配识别,实现了快速识别空间小目标的目的,并可对该目标实时追踪。Matlab仿真表明,该算法识别过程简单,对星图噪声和伪星具有较好的抵抗力,具有识别率高且稳定、识别速度快的优点。