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文檔簡介
1、航天器自主導航是航天技術的發(fā)展方向,本文以航天器發(fā)射、在軌運行等全弧段軌道為研究目標,以天文導航、GNSS導航為測量手段,研究全過程全弧段的航天器自主導航算法。系統分析了航天器天文導航的可觀測性,在此基礎上,以容積卡爾曼濾波(Cubature Kalman filtering, CKF)為基本濾波算法,針對航天器發(fā)射、運行過程中的非線性觀測、模糊異常外力、測控不確定性等問題,研究復雜環(huán)境下的自主導航濾波算法,實現導航系統的全過程全弧段自
2、適應導航。主要工作包含以下三部分:
1、分析了航天器自主導航系統的可觀測性。根據軌道動力學構建了導航系統的狀態(tài)模型,以太陽敏感器、月球敏感器和紅外地球敏感器組成一體化天文導航系統,研究構建了日地月觀測模型;分析了連續(xù)線性系統和離散線性系統的可觀測性理論,并根據非線性系統可觀測性理論得到了連續(xù)非線性系統和離散非線性系統可觀測的條件;在此基礎上分析了天文觀測模式下自主導航系統的可觀測性,提出了不可觀測的基本條件。
2、提
3、出了基于魯棒 CKF濾波的自主導航算法?;谪惾~斯濾波理論,闡明了CKF的核心—三階容積法則,推導得到了CKF導航濾波的基本過程,比較了CKF濾波與UKF濾波的估計性能,證明了對于高維高非線性系統,CKF估計性能優(yōu)于UKF;針對測量不確定誤差,利用M估計和χ2檢測法,提出了魯棒容積卡爾曼濾波。該算法可以應用于空間環(huán)境惡劣情況下,測量系統存在不確定性系統誤差,該算法能有效抑制不確定性誤差影響,提高濾波魯棒性。
3、提出了基于動力
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