基于小样本数据的航天器自主导航方法及其DSP实现研究

论文摘要

未来多任务航天器往往要执行多次机动飞行,由于地面导航的局限性,需要在较短的时间内对航天器进行自主导航。天文导航具有完全自主、导航误差不随时间累积的优点。本文分析了航天器实现自主导航的天文导航方法。在小样本观测数据情况下,研究利用日地月方位信息和日月星历表进行航天器自主导航以及利用DSP实现航天器自主导航器的技术。考虑了地球形状摄动、日-月引力摄动、太阳辐射压力和大气阻力因素对飞行器的影响,在地心赤道惯性坐标系下建立了精确的轨道动力学模型。在日月可见阶段,模拟日、地、月敏感器测量信息,即日、地、月在航天器本体坐标系下的方位信息,结合日月星历,建立状态方程及观测方程,通过最小二乘法得到历元时刻的轨道状态初始值,将其代入轨道状态方程进行自主导航。在PC机上首先分析敏感器采样周期和滤波迭代次数对自主导航精度的影响,然后比较敏感器精度不同,观测时间长短不同,轨道类型不同情况下所产生的导航误差。对高、中、低三种轨道类型,分别进行计算,通过对比可以看出,敏感器精度、观测时间长短对不同的轨道类型导航精度影响很大。当对导航精度要求较高时,轨道越高,尤其在高轨道类型中,应尽可能的选择精度高的敏感器以及尽量长的观测时间。开发了适用于高速微处理器DSP的自主导航算法,将C语言实现的日月可见阶段的导航算法封装到ICETEK-C6713-A型评估板中,分析了导航精度。

论文目录

• 摘要
• Abstract
• 第1章 绪论
• 1.1 课题来源及研究的目的和意义
• 1.1.1 课题来源
• 1.1.2 研究的目的和意义
• 1.2 航天器自主导航技术的研究现状
• 1.2.1 卫星自主导航技术
• 1.2.2 天文导航发展现状
• 1.3 星载计算机研究现状
• 1.4 本课题研究内容
• 第2章 航天器轨道动力学模型
• 2.1 引言
• 2.2 空间坐标系
• 2.3 时间系统
• 2.4 航天器轨道摄动因素
• 2.4.1 地球形状摄动
• 2.4.2 大气阻力摄动
• 2.4.3 日月引力摄动
• 2.4.4 太阳光压摄动
• 2.5 航天器轨道动力学模型的建立
• 2.6 本章小结
• 第3章 基于最小二乘法的航天器自主导航算法
• 3.1 引言
• 3.2 日月星历的近似计算
• 3.2.1 太阳轨道
• 3.2.2 月球轨道
• 3.2.3 日、月轨道计算
• 3.3 敏感器测量数据的模拟
• 3.3.1 利用敏感器观测信息进行天文导航的原理
• 3.3.2 坐标系的转换
• 3.3.3 敏感器测量噪声
• 3.4 航天器轨道的确定
• 3.4.1 轨道运动状态方程
• 3.4.2 轨道运动观测方程
• 3.5 最小二乘方法的应用
• 3.5.1 最小二乘方法原理
• 3.5.2 最小二乘法的应用
• 3.6 本章小结
• 第4章 计算机仿真及结果分析
• 4.1 引言
• 4.2 系统仿真过程
• 4.2.1 滤波过程仿真
• 4.2.2 轨道预报仿真过程
• 4.3 仿真结果分析比较
• 4.3.1 导航误差分析
• 4.3.2 星敏感器采样周期及迭代次数的选择
• 4.3.3 敏感器不同噪声水平的影响
• 4.3.4 观测时间长短的影响
• 4.3.5 轨道高度不同的影响
• 4.4 本章小结
• 第5章 自主导航算法的DSP实现
• 5.1 引言
• 5.2 DSP开发环境
• 5.2.1 开发软件
• 5.2.2 开发系统
• 5.2.3 目标板
• 5.3 利用DSP实现的自主导航器
• 5.3.1 导航器的实时仿真验证系统
• 5.3.2 分析比较DSP导航精度
• 5.4 本章小结
• 结论
• 参考文献
• 哈尔滨工业大学硕士学位论文原创性声明
• 哈尔滨工业大学硕士学位论文使用授权书
• 哈尔滨工业大学硕士学位涉密论文管理
• 攻读硕士学位期间所发表的学术论文
• 致谢