一种近地卫星自主定轨的联合滤波算法
联合定轨技术发展综述及其在基于双星定位系统的近地卫星精密定轨中的应用
一
基于天基测控的联合定轨技术是随着天地基综合信息网的建立和精密轨道确定技术的发展而产生的 种 新 的定 轨技术 。它通过 天地基 的联 合测 量 、 合定 轨模 型 的综 合 构建 和联合 定轨 策 略 的融 合应 用 ， 联 实
现多种观测体制 以及多种定轨策略的融合与联合 ， 从而获得尽可能精确 的航天器轨道。本文对联合定轨 概念 的产生与发展 、 联合定轨理论与方法的研究现状进行了综述 ， 提出了基于观测数据层 、 模型结构层、 策 略融合层的联合定轨分层次研究方法 ， 并以基于双星定位系统的近地卫星联合定轨为例 ， 重点讨论 了基于
ｂ ｅ ｒ ｉａ ｏ Ｐ Ｄ）ｂｓｄｏ ｅＤ ｕ ｌ ｓ ｒ ｏｉｏｉｇＳ ｓ ｍ． ｉｄｔ ｍ ｎｔ ｎ（ Ｏ ｔ ｅ ｉ ａ ｎｔ ｏｂｅ ｔ ｓ ｉ ｎ ｙｔ ｅ ｈ —ａ Ｐ ｔｎ ｅ
Ｋｅ ｒ ｓ Ｓ ａ ｅ ｂ ｅ Ｔ ｙ ｗｏ ｄ ｐ ｃ ． ａ ｄ Ｔ ＆Ｃ；Ｃ ｍｂ ｎ ｄ Ｏ ｂ ｔＤ ｔｒ ｎ ｔ ｎ；Ｈｉｒｒ ｈ ｃ ｌ Ｓｒ ｃｕ ｅ Ｍｏ ｅ ｓ ｏ ｉｅ ｒ ｉ ｅ ｅｍｉ ａｉ ｏ ｅａ ｃ ｉａ ｔ ｔ ｒ ｄ ｌ ｕ
（ ｅａｔ ｎ ｆＭ ｔｅ ａｉ ｎ ｙｔｍ Ｓｉｎｅ Ｎ ｔｎｌＵ ｉｅｓｙｏ ｅ ｎｅＴ ｃ ｎｌ ｙ Ｃ ａｇｈ ， ｎ ｎＰｏｉｃ １０ ３ Ｄ ｐｒ ｔ ａ ｍ ｔｓａｄＳｓ ｃ ｃ ， ａｉ ａ ｎｖｒｉ ｆＤ ｆ ｓ ｅｈｏｏ 。 ｈｎｓａ Ｈｕａ ｒｖｎｅ４ ０７ ） ｍｅ ｏ ｈ ｃ ｅ ｅ ｏ ｔ ｅ ｇ
术的分层 次研 究方法 ， 并以基 于双 星定位 系统 的近地卫 星精 密定轨为例 ， 点讨来自 了基于模 型结构层 的联合定 重
轨 建模方 法及 实现算法。
滤波技术在卫星精密定轨应用中的关键问题
Value Engineering0引言精密卫星定轨的基本问题是对一个其微分方程并不精确知道的动力学过程，使用带有随机误差的观测数据，以及不够精确的初始状态，求解在某种意义下卫星运动状态的“最佳”估值[1]。
“最佳”就是在许多可能的解中按某种判据选取一个解。
在实际的应用中，广泛采取的一个判据为：使观测数据误差的平方和最小。
精密卫星定轨的基本流程见图1。
解卫星状态在某种意义下的“最佳”估值有两类方法，一类是批处理方法，另一类是序贯处理方法。
其中批处理方法是由经典最小二乘法为基础的加权最小二乘法，具有先验信息的最小二乘法等；序贯处理方法最要是由标准滤波为基础的线性化卡尔曼滤波、扩展卡尔曼滤波、动力学模型补偿滤波、统计自适应滤波等。
批处理方法通过一次性处理所有的观测值来估计状态参数，所以一般是用于事后定轨处理；而序贯处理方法则在观测值更新一个历元之后，立即进行状态参数的更新，所以一般用于实时或近实时定轨处理，当然也用于事后定轨。
两种方法在观测值处理、对待非线性问题、计算的实现、数值稳定性等方面都存在差异。
基于减轻地面存储与处理大量观测数据的负担，再加之星上自主定轨的需求，90年代来国内外都成功地研制处了卡尔曼滤波定轨软件。
应用卡尔曼滤波算法精密定轨，必须首先构造可靠的卫星运动函数模型和可靠的观测随机模型以及选择合理的估计方法。
可靠的卫星运动函数模型是指卫星运动方程以及（物理的和几何的）观测方程应能精确表征卫星运动的几何现实；可靠的随机模型是指模型误差和观测误差的方差－协方差矩阵应能精确地描述卫星运动模型和观测模型的可信度；而合理的估计方法是指轨道参数估计原则和算法应能合理利用观测信息和卫星动力信息，以便求解精确可靠的卫星运动状态参数估值[2]。
然而把卡尔曼滤波技术应用于卫星精密定轨的工程实际时，常会出现因线性化带来的误差，动力学模型误差以及计算误差等原因，使得滤波过程发散。
这也是卡尔曼滤波的最大缺点。
利用星敏感器的卫星及星座自主定轨方法研究与应用
种较好的资料采样率．仿 真计算 的结果论证了利用星敏感器 自主定轨普 遍适用于各种轨道高度 的地
球卫星．对 于低 轨卫 星、中高轨卫星都具有 良好的定轨精度和收敛情况 ．第 ４章则将星敏感器 自主定 轨算法推广到 了小卫星星座的导航应用 当中；通过融合星间链路的高精度测距资料和星敏感器资料 ， 得到的定轨精度和星座的构型精度也高于预期．相 比较单 星情况 ，位置确定精度能够提高将近一倍．
甘 庆波 ｔ
（ 中国科学院紫金山天文台 南京 ２ ０ ０ ） １０ ８
卫星 自主定轨是卫 星 自主导航 中的关键技术，其概念是 指卫星在不借助地面站系统测控情况 下直
接在星上实现轨道参数的 自主确定 ，实时确 定卫 星飞行 的位置和速度 ． 国际上 已提出了诸如利用星敏感器测量 、地球磁强计测量、利用掩星时刻测量以及近年来非 常热 门的利用 Ｘ—ａ ｒｙ脉冲星信号相位测量等多种算法来 实现卫星 自主导航 ．其中利用星敏感 器测 量的 自主
第 ５ ３卷 第 ４ 期
２ １ ０ ２年 ７月
天 文 学 报
ＡＣＴＡ ＴＲＯ ＮＯＭ Ｉ ＡＳ ＣＡ Ｉ ＣＡ Ｓ ＮＩ
Ｖ０ ． ３ １ ＮＯ ４ ５ ．
Ｊｕ１，２０１ ． ２
博 士学 位论 文摘要 选登
利 用星 敏感 器 的卫星 及星 座 自主定轨方法 研 究与应 用
定轨精度：低轨卫星定轨精度几 百米，亚同步轨道卫星接近 １ ｍ 左右，定轨精度主要 受红外地平仪 ０ｋ
的系统误差影响．同时分析 了利用双探头敏感器 自主定轨 的精度情况 ，并 由测量方程的特点合理地提
出了一种有利于提高 自主定轨精度的星敏感器和初装方 式；在对亚 同步轨道卫星 的仿真计算 中提 出了
卫星天文导航自主定轨精度及误差分析
卫星天文导航自主定轨精度及误差分析季玮;白涛;武国强;林宝军【摘要】Using the star sensor and infrared earth sensor to observe starlight angular is the most project way to implement the satellite autonomous celestial navigation. But because of the external environment measurement error during the process of star sensor measurement. It will lead to the starlight angle has errors and finally cause the satellite orbit results inaccurately. To solve this problem, and combined with experimental data analysis, we ultimately determine the sensor system error is the main source of error which to cause the satellite autonomous celestial navigation orbit determination has the less accuracy. And using the least squares method to demarcate the sensor system error. To make more accurate observations, we use Kalman filter algorithm to eliminate noise of demarcate observations. Finally, using the actual satellite downlink data to validate this method and achieved good results.%通过星敏感器和红外地敏观测星光角距是目前实现卫星天文自主导航最为工程可行的方法,但由于星上敏感器在测量过程中不可避免的会引入外部环境测量误差,导致观测量星光角距存在偏差,最终会造成卫星定轨结果不精确.为解决这一问题,结合实验数据分析,最终确定了敏感器存在的系统误差是造成卫星天文导航定轨精度较低的最大误差源,并利用最小二乘方法对敏感器系统误差进行标定,将标定之后的观测量通过卡尔曼滤波算法进行噪声消除,使观测量更加准确.最后,利用星上实际下传数据对此方法进行验证,取得了良好的效果.【期刊名称】《电子设计工程》【年(卷),期】2017(025)015【总页数】5页(P90-93,97)【关键词】敏感器误差分析;静态地敏;天文导航;星光角距;星敏感器【作者】季玮;白涛;武国强;林宝军【作者单位】中国科学院上海微系统与信息技术研究所上海 200050;上海微小卫星工程中心上海 201203;上海微小卫星工程中心上海 201203;中国科学院光电研究院北京 100094;上海微小卫星工程中心上海 201203;中国科学院光电研究院北京 100094;上海微小卫星工程中心上海 201203;中国科学院光电研究院北京100094【正文语种】中文【中图分类】TN98天文导航是一种重要的卫星自主定轨方法[1-2]，它仅需利用卫星自带的姿态敏感部件星敏感器、红外地平仪等，且不需要与外界进行任何的信息交互，是一种完全意义上的自主定轨方法。
基于星间测距的导航星座自主定轨算法
基于星间测距的导航星座自主定轨算法尚琳张锐肖寅刘国华吴会英（上海微小卫星工程中心，200050）摘要: 自主定轨算法是导航星座自主导航研究中的关键技术之一，摄动力直接影响到自主定轨中的定轨精度。
本文首先系统地论述了导航星座自主导航信息的处理流程，包括通过星间双向测量伪距建立观测方程，利用卫星受摄轨道模型建立状态方程，并采用Kalman滤波算法实现卫星自主定轨，随后分析了自主定轨算法以及摄动力模型对定轨精度的影响。
仿真结果表明，利用星载kalman滤波器处理星间观测数据并修正卫星轨道，修正60天星历的三轴位置精度优于20m。
为了进一步提高精度，需要对卫星轨道摄动模型进行精密建模。
关键词: 自主定轨；星间双向测距；kalman滤波；摄动力模型1 前言导航卫星星座自主定轨和管理是指导航星座卫星在长时间得不到地面系统支持的情况下，通过星间双向测距、数据交换以及星载处理器滤波处理，不断修正卫星自身位置，自主完成卫星轨道确定、时间基准维持等功能，自主生成导航电文、维持卫星星座基本构形，满足高精度导航定位和应用需求的实现过程。
采用自主定轨和管理技术能够有效地减少测控站的布设数量，减少地面站至卫星的信息注入次数，降低系统维持费用，实时监测导航信息完好性，增强系统的生存能力。
在有地面系统支持的情况下，通过星间双向测距能够提供一种独立地校验卫星星历及时钟参数的手段，进一步改善系统性能和提高导航定位精度。
因此，研究基于星间测距的自主导航系统不仅具有重要的学术理论和工程应用价值，而且具有极高的军事意义和经济意义。
导航星座自主导航涉及诸多关键技术，主要包括卫星星历与时钟参数的长期预报技术、星间测距与通信链路的建立和维持技术、星座卫星自主时间同步技术、星座卫星自主星历更新技术、自主导航信息处理的鲁棒滤波技术、星座整体旋转建模技术以及地球自转与极移参数的长期预报技术等。
其中，导航星座自主定轨算法是通过建立卫星受摄轨道系统状态方程，并利用星间双向测量数据组成测量方程，经星载滤波器处理，估计短期轨道摄动引起的系统状态误差，不断修正卫星星历参数的算法实现流程。
《2024年基于SINS-BDS超紧组合导航滤波算法的研究》范文
《基于SINS-BDS超紧组合导航滤波算法的研究》篇一基于SINS-BDS超紧组合导航滤波算法的研究一、引言随着科技的不断进步，导航技术已经成为了现代生活不可或缺的一部分。
全球定位系统（BDS）和捷联式惯性导航系统（SINS）是两种重要的导航技术，它们各自具有独特的优势和局限性。
为了进一步提高导航的精度和可靠性，本文提出了一种基于SINS/BDS超紧组合导航滤波算法的研究。
二、SINS与BDS的基本原理（一）捷联式惯性导航系统（SINS）SINS是一种利用惯性测量单元（IMU）进行导航的系统，它不需要外部参考信号，而是通过测量载体加速度和角速度信息，实现对位置、速度和姿态的自主导航。
然而，由于惯性器件的误差积累，SINS的导航精度会随着时间的推移而降低。
（二）全球定位系统（BDS）BDS是一种利用卫星信号进行定位、导航和授时的系统。
它通过接收多个卫星的信号，根据信号的传播时间和角度等信息，实现对目标的精确定位和导航。
然而，BDS容易受到多种因素的干扰，如大气干扰、多径效应等，导致定位精度降低。
三、SINS/BDS超紧组合导航原理为了克服SINS和BDS各自的局限性，本文提出了SINS/BDS超紧组合导航方案。
该方案将SINS和BDS的观测信息进行有效融合，实现互相补充、互相修正的效果。
在超紧组合中，通过高精度的滤波算法将SINS和BDS的数据进行融合处理，从而提高导航的精度和可靠性。
四、基于SINS/BDS超紧组合导航滤波算法的研究（一）滤波算法的选择与原理本文采用了一种基于卡尔曼滤波的超紧组合导航滤波算法。
该算法能够有效地对SINS和BDS的观测数据进行处理和估计，通过最小化预测误差，实现导航信息的准确估计和优化。
卡尔曼滤波具有自适应性强、计算量小等优点，适用于SINS/BDS超紧组合导航系统。
（二）算法实现过程在算法实现过程中，首先需要建立SINS/BDS的数学模型，包括系统状态方程和观测方程。
卫星自主轨道确定的自校准滤波
于“ 一地 一月” 息 的卫星 自主定 轨 ；） 雷达 高 日 信 ４“
度计 ＋星 敏感 器 ” 星 自主定 轨 ｊ５ 卫 ； ）基 于 紫 外 敏 感器 的卫 星 自主定 轨 。 上述几种 卫 星 自主定 轨 方 法 除 方 法 １ 是 利用 ） 星敏 感器 对星光穿 过 大气后 的折 射角 的测量 来实 现 卫星 的 自主定位 外 ， 它 几种 方 法 的原 理 都 可 以归 其 结为 ： 利用 星载测 量 设 备得 出卫 星 地心 矢 量 在 敏感
有慢 时变 系统偏 差 的 卫星 自主 定 轨 系统 ， 计 了 自 设
究 。表 明如果不 对其 进行估 计补 偿 ， 接应用 卡 尔 直
曼滤 波得 到的状 态 估 计 结果 会 显 著 偏 离真 实 状 态 ， 使 自主定 轨精 度大大 下 降。因此 如何 实时 准确地 对 测量 系统偏 差进 行校 准将是 提 高卫 星 自主定 轨精 度
张春 青 ，李 勇 ，刘 良栋
（ 京控 制工 程 研 究 所 ， 京 １ ００ 北 北 ０ ８） ０
摘 要 ：研 究 在 导航 敏 感 器 测量 带 有 系统 偏 差 情 况 下 的 卫 星 自主 轨 道 确定 问 题 ， 有 的 大 量 研 究 表 明 这 类 系 已 统 偏 差 是 影 响 自主 轨 道 确 定 系统 性 能 的关 键 因素 。针 对 这 一 问 题 ， 文基 于 线 性 时 变 系 统 的 可观 性 理论 证 明 了 系 本
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第２ ７卷 第 ２ 期
２０ ０ ６年 ３月
宇 航 学 报
Ｊ ｕｎ ｌｏ ｔ ｎ ｕｉｓ ｏ ｒａ ｆ ｒ ａ ｔ Ａｓ ｏ ｃ
基于地面图像的卫星自主定轨方法可观测性及定轨性能分析
基于地面图像的卫星自主定轨方法可观测性及定轨性能分析高有涛;李木子;孙俊【摘要】卫星自主定轨是航天发展趋势之一.近年来,高分辨率遥感卫星不断发展,为利用光学遥感图像进行自主定轨提供了可能.在此背景下,提出了一种基于地面特征点图像的自主定轨方法.通过构造局部可观测矩阵分析了该定轨系统的可观测性,并用局部可观测矩阵的条件数表征可观测度,估计系统的定轨性能.通过Monte-Carlo仿真实验评估了系统的定轨表现,结果表明:该定轨方法与多点定位方法相比可以得到更高的定轨精度.【期刊名称】《上海航天》【年(卷),期】2019(036)001【总页数】6页(P85-90)【关键词】可观测性;扩展卡尔曼滤波;卫星定轨;自主定轨;地面遥感图像【作者】高有涛;李木子;孙俊【作者单位】南京航空航天大学航天学院,江苏南京210016;上海航天控制技术研究所,上海201109;上海航天控制技术研究所,上海201109【正文语种】中文【中图分类】P134.30 引言现有的轨道确定技术主要依靠地基观测设备和卫星导航星座。
随着对卫星自主性和在轨生存能力需求的不断提升，各类自主导航理论得到越来越多的重视。
其中，基于地面遥感图像的自主定轨方法具备以下特点：1)光学遥感卫星本身携带有光学相机，可直接用以定轨，节省载荷空间；2)具有很好的延展性，对于搭载其他波段探测器的卫星同样适用；3)图像中包含丰富信息，借助已有的视觉位姿估计算法，可设计更加灵活多样的定轨方案。
利用地面景物图像进行卫星定轨的思路最早源自20世纪60年代美国空军提出的基于地标的卫星定轨方案[1]。
随后，麻省理工学院(MIT)、美国国家航空航天局(NASA)等机构的研究团队分别提出了基于地面遥感图像数据的定轨方案，并进行了可行性分析[2-4]。
近年来，相关研究主要是评估使用不同类型地标图像方案的定轨表现[5-7]。
定轨系统的关键问题之一是分析系统的可观测性。
只有系统的状态量根据观测可以唯一确定，系统才是可观测的。
基于多传感器的卫星自主导航信息融合算法
２ 多 敏 感 器 卫 星 自主导 航 系统
２ １ 联 邦 滤 波 器 结 构 设 计 ．
星 敏感器 ／ 外地 平仪 ／ 达高 度计 ／ 红 雷 紫外 敏 感器组 合 导航 系统 联邦 滤 波方 案如 图 １所示 。图 中，
ｚ 、ｚ 、 。 １ 别 为星敏 感器 、红 外地 平 仪 、雷达 高度 计 和紫外 敏感 器 的测 量值 ； 、 、 ｚ ｚ 、ｚ 分
ｌ
Ｉ
ｌ —＋ Ｚ ｒ ＝ 三
８ ３资 助 项 目（ 目编 号 ２ ０ ＡＡ７ ４ １ ） ６ 项 ０６ ０ ３ ２
为
收 稿 日期 ：２０ —６ Ｈ 。 收修 改 稿 日期 ：２０ — １２ ０ ７０ 一 ０ ７ １ —３
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１ ４
中 国 空 间 科 学 技 术
２０ ０ ８年 ８月
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２０ ０ ８年 ８月
中 国 空 间 科 学 技 术
ＣＨ Ｉ ＮＥＳＥ ＰＡＣＥ ＣＩ Ｓ Ｓ ＥＮ ＣＥ ＮＤ Ａ ＴＥＣＨ ＮＯＬＯＧＹ
１ ３
第 ４ 期
基 于 多 传感 器 的卫 星 自主 导航 信 息 融 合 算 法
李 丹 刘建 业 熊智 张丽敏
接 、可 靠 、 精 确 的 优 点 。 将 天文 导航 敏感 器 和传统 的 自主 导航器 件 相结 合 ，可构 成组 合 自主 导航 系统 ，能 充分 运用 各导
航 系统 的信 息进 行信 息互 补 和信息 融 合 ，提高 系统 精度 和 可靠性 。但 信 息处 理 的方法 也 由围绕 着单 个 特定 传感 器所 获得 的数 据集 而 进 行 的 单 一 信息 处 理 ， 向着 多传 感 器 多 数 据 集 的信 息 融 合方 向发 展 。１ ８ ９ ７年 Ｃ ｒ ｏ 提 出 了基于信 息 分 配 原 则 的联 邦 滤 波算 法 ，该方 法 由于 应 用 了 方差 上 界 ａｌ ｎＮ Ａ ｓ 技 术来 消 除各个 局部 滤波 器相 关性 ，使 得 主滤 波器 可 以用 简 单 的算 法 融 合 各个 局部 滤 波器 的结 果 ， 有 效地 解决 了多 传感 器组 合导 航 系统 中 的信 息 融合 问题 。美 国空 军 已将联 邦 滤 算法 列为新 一 代多 传 感器 组合 导航 系统 的通 用滤 波器 ｊ 。 本 文针 对满 足航 天器 导航 系统 设计 对 高精 度 、高可 靠性 和一 定冗 余度 的要求 ，结 合 目前可 应用 于卫 星导航 系统 的导 航敏 感器 开展 了多传感 器 卫星 自主 导航 信息 融合 算法 研究 ，在 系统设计 上 主要 考 虑 由星敏 感器 、红 外地 球敏 感器 、雷达 高度 计 、紫外 敏感 器构 成卫 星 自主导航 系统 ，并设 计 了联 邦 滤波 器对 多敏 感器 导航 信息 进行 融合 ，从 而 实现 对卫 星 自主导 航信 息 的最优 估计 。
卫星天文自主定轨定姿方法
（ １ ２ ）
另外 ，卫 星在环绕地球飞 行期间， 往往会遇到星蚀现象． 在 星蚀期间， 太阳 敏感器或 紫外敏感器会失去作用， 得不到当前的日 月观测数据， 只能通过轨道预报的方式进行卫星 的定轨． 由于星蚀时间较短， 可以忽略各种摄动力的作用， 因 此轨道预报动力 学方程采用 式（ ７ ） 即可 而当日 、 月矢量平行时，由于出 现的 概率很小，时问 较短，也可以 用轨道预
万方数据
２期
李琳琳等 一种卫星天文自 主定轨定姿方法研究
１ ３ １
根据自 土定轨确定的卫星瞬时位置ｒ 和速 度。 ， 可以 确定卫星瞬时轨道６ 根数ａ ， ｉ ， ｅ ， 。 ， ｗ ， 了 ， 当 地轨道坐标系到地心惯性坐标系可按 ３ － １ － ３ 转序经 ３ 次转换， 有
关妞词 卫星 自 主导航；广义卡尔曼滤波：太阳敏感器：紫外敏感器；雷达测高仪
１ 引言
卫星自 主导航是指卫星在不依赖地面站的条件下，仅仅依靠卫星上的测量设备实时 地确定卫星的位置和速度， 在轨完成飞 行任务所要求的 功能或操作， 它是卫星实现自 主控 制的前提． 实现自 主导 航可以 减轻地面站的 操作负担， 降低航夭计 划的成本， 提高卫星的 生存能力 小卫星组网的 轨道控制需求更推进了 卫星自 主导航技术的 发展 ［ １ ］
（ １ １ ）
令亡 ＝ｔ 、 一 ， ， 其状态转移矩阵为 ４ ｉ ｋ ， ｋ － １ ＝Ｉ ６ ｘ ６ ＋
ａ ｆ （ Ｘ）
ａｘ
Ｔ ， 可以 得到如下滤波步骤 ［ ６ ］
Ｐ ｋ １ ＊ 一 ， 一． Ｐ ｋ 、 一 ， Ｐ ＊ 一 ， 《、 一 ； ＋ Ｑ 、 一 １ ， Ｘ ｋ ／ ｋ － １ ＝ Ｘ 、 一 ， ＋ ｆ （ Ｘ ＊ 一 １ ） Ｔ ， Ｋ ｋ ＝ Ｐ ｋ ／ 、 一 ， Ｈ ｋ ［ Ｈ ｋ Ｐ ｋ ／ ｋ － １ Ｈ ｋ ＋ Ｒ ｋ ］ 一 ‘ ， ５ 戈 ＊ ＝ Ｋ ｋ ｛ Ｚ ＊ 一 ｈ （ 戈 ｋ ／ ｋ － １ ） １ ， Ｐ ｋ ＝ （ Ｉ 一 Ｐ ｋ Ｈ ｋ ） Ｐ ｋ ／ ｋ － １ （ Ｉ 一 Ｋ ｋ Ｈ ｋ ） Ｔ ＋ Ｋ ｋ Ｒ ｋ Ｋ ｋ ，
一种近地航天器脉冲星地固系动力学定轨方法
一种近地航天器脉冲星地固系动力学定轨方法
黄良伟;帅平;张新源;林晴晴
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2016(037)008
【摘要】为改善近地航天器脉冲星导航的定轨精度，设计一种地固系动力学定轨方法。
该方法结合了更精确的地球引力场模型，在求地球引力势梯度基础上引入惯性力，建立了地固系下轨道动力学方程；并结合脉冲相位量测，使用扩展卡尔曼滤波实现航天器轨道参数实时估计。
此方法可以降低动力学方程非线性度，尤其适用于地球静止轨道卫星。
通过数学仿真校验了新方法的有效性与精度。
【总页数】6页(P895-900)
【作者】黄良伟;帅平;张新源;林晴晴
【作者单位】中国空间技术研究院钱学森空间技术实验室，北京 100094;中国空间技术研究院钱学森空间技术实验室，北京 100094;中国空间技术研究院钱学森空间技术实验室，北京 100094;中国空间技术研究院钱学森空间技术实验室，北京 100094
【正文语种】中文
【中图分类】P128.4
【相关文献】
1.一种 GNSS实时定轨系统和定轨方法 [J],
2.X射线脉冲星单星动力学定轨 [J], 毛悦;陈建鹏;宋小勇
3.一种航天器天文自主定轨方法 [J], 杨博;房建成;伍小洁;赵建辉
4.考虑姿轨耦合的航天器高精度实时导航定轨方法 [J], 杨盛庆;陈桦;徐炜莉;刘美师;王禹;钟超
5.考虑姿轨耦合的航天器高精度实时导航定轨方法 [J], 杨盛庆;陈桦;徐炜莉;刘美师;王禹;钟超
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基于数值算法改进的卡尔曼滤波算法在卫星自主定轨中的应用
波算 法 ， 高 了运算精 度 ， 提 通过 仿 真验 证 了该 算法 的优越 性 。 关 键词 ：自主轨 道 确 定 ； 尔曼滤 波 ； 卡 数值 算法 ； 计算机 仿 真
中图分 类号 ： ４ 。 Ｖ ４８ ２ 文献标 识 码 ： Ａ
Ａｐｐｌｃ ｔｏ ｔ ｄ ｆ Ｉ ｐｒ ｖ ｄ Ｋａ ｍ ａ ｌｅ ｇ ｒ ｔ ｍ ｓ ｄ ｏ ｉａ ｉ ｎ Ｓ ｕ ｙ ｏ ｍ ｏ ｅ ｌ ｎ Ｆｉｔ ｒ Ａｌ ｏ ｉｈ Ｂａ ｅ ｎ
探测 器 在进行 深 空探测 时 利用 星光折 射 间接
测量地 平 可 以实 现 高 精度 的 自主定 轨 ， 以保 证 安
１ 星 光 折 射 法 观 测 模 型 的建 立
探 测器 在 进 行 自主导 航 时 ， 用 星 光 折射 原 利
全准 确地 完成 探测 任务 ］ 。通过 星光 折射 间接 敏
Ｋｅ ｒ ｓ ｕ ｏ ｏ ｏ ｓｏ ｂ ｔｄ ｔ ｒ ｉ ａ ｉ ｎ；Ｋａ ｍ ａ ｉ ｅ ；ｎ ｍｅ ｉａ ｅ ｈ ｄ；ｃ ｍ ｐ ｔ ｙ ｗｏ ｄ ：ａ ｔ ｎ ｍ ｕ ｒ ｉ ｅ ｅ ｍ ｎ ｔ ｏ ｌ ｎ ｆｌ ｒ ｕ ｒｃ ｌ ｔ ｏ ｔ ｍ ｏ ｕ—
ｅ ； ｌ ａ ；ｎ ｒｓ ｍ １ ｔｏ １
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第 ２ 卷 第 ４期 ７
２０ ０ ６年 ８月
文章 编号 ：６ ２ ６ ８ （ ０ ６ ０ — ３ ２０ １ ７ — ９ ７ ２ ０ ） ４０ ５ — ３
Ｖｏ ＿ ７ ＮＯ ４ ｌ２ ．
Ａ ｕｇ ２ ０６ ．０
基 于数 值 算 法 改进 的卡 尔 曼滤 波 算 法在 卫星 自主 定 轨 中的应 用
收 稿 日期 ： ０ ６ ０ ７ ２ ０ — ３２ 基 金 项 目 ： 家 ８ ３计 划 资 助 项 目（ ０ ４ 国 ６ ２ ０ ＡＡ７ ５ ８ — ） ３０ ０５ 作 者 简 介 ： 梦 龙 （ ９ １～ ） 男 ， 师 ． 曹 １７ ， 讲
双星定位系统的近地卫星联合定轨同质异质观测数据加权方法及应用
合理权 比 ［＿ ｕｎ ］ ４ Ｙ ａ ［ 吸取方差分量估计思想，对各个观测权乘以一个依照极大似然估计 ］ 原 则确 定 的校正 因子 ，但该 方法 定轨 结果 受 初值 和观 测数 据野值 的影响较 大 ，且容 易改 变方程性态破坏计算稳定性．基于此不足，张飞鹏等 ［ 提出，在定轨过程外单独进行方 ６ ］ 差 分量 估计 ，以及利 用待估 参 数先验 信 息 的 Ｈ ｌ ｒ ｅ ｔ方差分 量估 计定 权方法 ［．由于最 ｍｅ ７ ］ 小二乘 的方差 分量 估计 不具 有抗差 性 ，秦 显平 等 Ｉ 提 出抗 差方 差分 量估 计，以实现 定轨 Ｓ ］
中 Ｒ 为观 测值 的方 差矩 阵 ，单 位权 方差 为 任意选 取 的正数 ．受单 一 观测 技术 、观测
２ ０ —６２ ０ ６０ — ０收到原稿， ２ ０ —０２ ０ ６１ ， ５收到修 改稿
全 国优 秀博士论文作者专项基 金 （０ １０，国家 自然科学基金 （０ ００ ０，航天支撑技术基金 （０ ６Ｈ — ２ ０４ ） ６６ ４２ ） ２０一 Ｔ
赵 德 勇 十 潘 晓 刚 王炯 琦 王 正 明
（ 国防科技大学数学与系统科学系 长沙 ４ ０ ７ ） １ ０ ３
摘 要
针 对双星定位系统的近地卫星联合定轨中的多源观测数据的融合处理问 题，
建立了同质观测数据 的二步系统误差修正的改进的方差分量估计最优加权方法 ；分析指出 异质观测数据 的多源融合测量模型本质为多结构多参数的非线性 回归模型 ，建立了异质观 测数据的模 型结构特征分析和方差分量估计相结合 的最优加权方法．设计了两类观测数据 最优加权及联合定轨参数估计的实现算法，并以双星及备 份星的距离和同质观测数据 以及 双星距离和与星敏感器测角 的异 质观测数据为 例，进行 了联合 定轨仿 真实验．理论分析和 仿真计算结果表 明：对 于同质观测数据联合定 轨，采 用二 步系统误 差修正的方差分量估计
基于Unscented卡尔曼滤波器的近地卫星磁测自主导航
ｊ 卫 相 大 的 度 为 阳 卫 的 动 速 ， ＝ 丌 Ｉ＋寺 ， ． 星 对 气 速 ； 太 对 星 摄 加 度 取 一 （ ． 可 ）其 ａ 为
中 为 太 阳引力 常数 ， 为地 心至太 阳的矢径 ，ｒ 为太 阳至卫 星 的矢 径 ；Ｆ ｓ ｄ ｍ为月 球 对卫 星 的摄 动 、
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２０ ０ ６年 ２月 第 １ 期
中 国 空 间 科 学 技 术
ＣＨ Ｉ ＮＥＳＥ ＰＡＣＥ Ｓ ＳＣＩ ＥＮＣＥ ＡＮＤ ＴＥＣＨ Ｎ（ Ｌ（ ＧＹ ） ）
基于 Ｕｎ ｃｎ ｅ ｓｅ ｔｄ卡尔曼 滤波器 的 近地 卫 星磁 测 自主 导航
法 ，前 者不 需要 卫 星提供 姿态信 息 ，但导 航精 度低 ，后 者需 卫星 提供 姿态 信息 ，导航 精度 较高 。 Ｃ ｒｅｌ ｏｎ ｌ大学 的研究 组 利用地 磁场 强度 幅值 进行 轨道 确定 理论 精度 ４ ｋ ，利 用地 磁 场 矢量 ￣８ ｍＩ
和星敏感器定轨理论精度 ３ ｋ ［ 。若采用非线性最小二乘批处理方法进行估计 ，在磁强计测量 ～５ ｍ ４ ］ 噪声取 ５ ｎ ０ Ｔ情况 下 ，以 三轴地磁 矢 量 为 观测 量 进 行 自主 导 航 ，单 点 导 航 位 置 精度 稳定 在 ２ ｍ 以 ｋ
域 的一 大研 究热 点 。磁测 自主导航从 形式 上分 为 ：１批 处 理算法 ，该 算 法 同时处 理多 组数据 进 行估 ） 计 ，对 个别 数据 不敏感 ，不 存在 算法 发散 ；２ 序 贯递推 法 ，能较 好 的跟踪 数据 变化 ，但 同时可 能会 ）
发 散 引。从观 测方 程 的选 取 上可 分 为利 用磁 场 强 度 信 息 定 轨和 利 用 三 维 地 磁 矢 量 信 息 定轨 两 种方
利用分步Kalman滤波器的自主定轨信息融合算法
利用分步Kalman滤波器的自主定轨信息融合算法尚琳;刘国华;刘善伍;张锐;李国通【期刊名称】《宇航学报》【年(卷),期】2013(034)003【摘要】将星敏感器/红外地平仪的天文定轨信息与星间观测进行信息融合是消除基于星间链路自主定轨中星座整体旋转问题的有效途径.针对两种定轨方法精度相差较大导致融合效果较差的问题,提出了一种分步Kalman滤波算法.该算法利用星敏感器观测信息能够有效修正旋转参数的特点,将星敏感器观测信息和星间观测信息进行分步处理和最优信息融合以消除自主定轨算法中存在的星座整体旋转误差,提高定轨精度.通过对Walker星座的仿真表明,利用提出的分步Kalman滤波信息融合算法,星座自主定轨60天后星座URE误差能够稳定在1.5米以内,且能有效消除星座整体旋转误差.【总页数】7页(P333-339)【作者】尚琳;刘国华;刘善伍;张锐;李国通【作者单位】上海微小卫星工程中心,上海200050;中科院上海微系统与信息技术研究所,上海200050;上海微小卫星工程中心,上海200050;上海微小卫星工程中心,上海200050;上海微小卫星工程中心,上海200050;上海微小卫星工程中心,上海200050【正文语种】中文【中图分类】V249.3【相关文献】1.多分辨率图像基于分步式滤波的融合算法 [J], 郑雯雯;文成林2.一种基于分步式滤波的异步航迹融合算法 [J], 赵威;徐毓;周政;孙旭光3.一种基于分步式滤波的数据融合算法 [J], 文成林;吕冰;葛泉波4.基于分步式Kalman滤波器的AGV姿态角估计方法实验研究 [J], 史恩秀;王振;黄玉美;杨佳丽5.基于多传感器Kalman滤波器的GPS/IMU数据融合算法设计 [J], 毋建宏因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
基于容积卡尔曼滤波(CKF)算法的卫星轨道实时预报方法
（ ６ １ ２ ０ １ １ ２ ０ ） 资助
１ 卫星轨道短周期预报的一般过程
轨 道预 报通 常是 利 用 观测 到 的卫 星轨 道 数 据 ， 首先通 过参 数估计 进 行 初始 定 轨 ， 然 后 利 用初 轨 和 力学模 型 进 行 计 算 得 到 预 报 的轨 道 值 。参 数 估 计
Ｃ Ｋ Ｆ算法利用 带权重 的点对状态量进行估计， 用球面积分的方法解决 了求函数 与高斯 随机 变量乘积 的积分的难题 ， 既不需要 对 函数进行线性化 ， 也不 需要计算 Ｊ ａ ｃ ｏ ｂ ｉ ｎ矩阵。将其应用到轨道 的实 时预报 当中， 通过仿真验证， 表 明基于 Ｃ Ｋ Ｆ的卫星轨道 实时预报方法对预报精度和速度 均有一定程度 的提高。
第 １ ３卷
第３ ２期
２ ０ １ ３年 １ １ 月
科
学
技
术
与
工
程
Ｖｏ Ｌ １ ３ Ｎｏ ． ３ ２ ＮＯ Ｖ ．２ ０１ ３
１ ６ ７ １ —１ ８ １ ５ （ ２ ０ １ ３ ） ３ ２ — ９ ６ ２ ２ — ０ ４
Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ａ ｎ ｄ Ｅｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ
对 于如下 的离散 时间非 线性 系统
＋
－ ／ ）＋Ｗ ｋ
（ ４ ）
．
Ｌ ｚ ＋ １＝ｈ （ Ｉ ． ｆ ）＋ｌ ，
式（ ４ ） 中， 为 系统状 态 向量 ， ｚ 观 测 向量 ， 和ｌ ， 为 相互 独立 的 白噪声 ， 其统 计特 性满 足
Ｃ Ｋ Ｆ ） 是Ａ ｒ ａ ｓ ａ ｒ ａ ｔ ｎ ａ ｍ等人于 ２ ０ ０ ９年 提 出 的一 种新 的滤波 方法 ， 其核 心是 利 用 带权 重 的采 样 点近 似 概 率分布 ， 通过 球面 积分 方 法 求 随机 变 量 与 函数 乘 积 的积分 ， 进而估 计 变 量 的均 值 和 方差 。这样 做 既 不 需 要对 函 数 进 行 线 性 化 ， 也不需要计算 Ｊ ａ ｃ ｏ ｂ ｉ ｎ矩 阵 。所 以 ， 理论上来 说， Ｃ Ｋ Ｆ具 备 更 优 的 非 线 性 逼 近性 能 、 数值 精度 以及滤 波稳定 性 ， 且实现 简单 ｊ 。
《2024年基于滚动时域估计的组合导航滤波算法研究》范文
《基于滚动时域估计的组合导航滤波算法研究》篇一一、引言随着科技的不断发展，组合导航系统已成为现代导航领域的重要组成部分。
组合导航系统通过融合多种传感器数据，如惯性测量单元（IMU）、全球定位系统（GPS）等，以提高导航的精度和稳定性。
然而，由于各种传感器存在的噪声和干扰，如何准确、有效地进行数据处理成为了组合导航系统的重要问题。
为此，本文提出了一种基于滚动时域估计的组合导航滤波算法，以提高组合导航系统的性能。
二、滚动时域估计理论滚动时域估计（Rolling Horizon Estimation，RHE）是一种基于递归估计的算法，它通过对系统状态的持续估计和更新，实现实时、动态的估计。
在组合导航系统中，滚动时域估计可以根据系统的实时状态和历史数据，对系统未来的状态进行预测和修正。
该算法通过滚动的方式更新时间窗口，使得算法能够适应动态环境的变化，提高估计的准确性和鲁棒性。
三、组合导航滤波算法研究本文提出的基于滚动时域估计的组合导航滤波算法，主要利用了卡尔曼滤波器（Kalman Filter）和扩展卡尔曼滤波器（Extended Kalman Filter）的优点。
该算法首先通过卡尔曼滤波器对IMU数据进行预处理，去除噪声和干扰；然后利用扩展卡尔曼滤波器对GPS数据进行处理，提高GPS信号的稳定性和准确性；最后，通过滚动时域估计技术对两种数据进行融合，得到更加精确的导航结果。
四、算法实现与性能分析在算法实现方面，本文采用了MATLAB仿真平台进行算法验证。
通过对不同场景下的仿真实验，本文对算法的准确性和鲁棒性进行了评估。
实验结果表明，本文提出的算法在静态和动态环境下均能实现高精度的导航结果。
与传统的组合导航算法相比，本文算法在噪声和干扰较大的环境下具有更好的性能表现。
五、结论本文提出了一种基于滚动时域估计的组合导航滤波算法，该算法通过融合IMU和GPS数据，实现了高精度的导航结果。
通过对不同场景下的仿真实验，本文验证了该算法的准确性和鲁棒性。
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２０ ０ ８年 ６月
中 国 空 间 科 学 技 术
ＣＨ Ｉ Ｅ Ｅ Ｓ Ｎ Ｓ ＰＡＣＥ Ｓ ＥＮＣＥ Ａ ＮＤ ＴＥＣＨ ＮＯＬＯＧＹ ＣＩ
第
３ 期
一
种 近 地卫 星 自主定 轨 的联合 滤 波 算 法
王鹏 张 迎 春
（ 尔滨 工业 大 学 卫 星 技 术 研 究 所 ， 哈尔 滨 １０ ８ ） 哈 ５ ０ ０
国 家 安全 重 大基 础 研 究 项 目（ ７ ）“ 型 航 天器 新 概 念 、新 机 理 研 究 （ １ １ ） ９３ 微 ５３２”
收稿 日期 ：２０ ７２ 。 收修 改稿 日期 ：２０ —１２ ０ ７０ －４ ０ ８０ —３
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Ｂ 一 一 Ｖ （） ２
由于地 磁场 常用 倾 斜偶 极子 模 型精度 不 高 ，所 以本文 选取 Ｉ Ｆ的 （０ ０ 阶地 磁 场模 型 。 ＧＲ １ ×１ ） 地磁场 强 度 Ｂ 在 地磁 场 球 面 坐 标 系 ｅ与 地 心 惯 性 坐标
关 键 词 自主 式 导航 星 敏 感 器 磁 强 计 联 合 滤 波 卫 星 轨 道导 航 是 每 个 航 天 器 设 计 者 所 面 临 的 关 键 问 题 。早 在 ２ ０世 纪 ７ ０年 代 ， Ｌ Ｍａ ｅ ｙ将 航天器 自主导 航 系统概 括为 以下 四种 典 型特征 ：１ 自主控 制 ；２ 实 时操 作 ；３ ） ） ）不 借 助
２０ 年 ６ ０８ 月
２ 地 磁 场 模 型
地磁 场 势 函数 ｙ可 以表 示 为
（ ） × ｎ
Ｖ（ ， ）一 Ｒ ∑ ∑ （ （ ｃ ｓ ＋ ｈ ｓｎ ） （ ｏ ｛ Ｒ， 声 Ｒ） ｏ 耐 ２ ｉｍ￣ Ｐ２ ｃ ｓ ） ）
ｎ— ｌ — ｍ Ｕ
（） １
式中
Ｒ 为地 球 参考 球赤 道 半 径 ，Ｒ 一６ ７ ． ｋ １ ２ ｍ；Ｒ 为距 地 心 的距 离 ；声为 地 理 经 度 ； 为地 心 ３
余 纬 ， 一 ２ ； 为地 心纬 度 ； ／ －ｐ
模 型提 供相 应 Ｇａ ｓ 系 数表 。 ｕｓ
为 次 阶 Ｌ ｇ ｎ ｒ ｅ ｅ ｄ ｅ函数 ；
，矗 称 为 Ｇａ ｓ 系 数 ；Ｉ Ｆ ｕｓ ＧＲ
磁 场强 度 Ｂ 可 以表示 为 地磁 场 势 函数 Ｖ 的负梯 度 ：
年成 立 的 国 际 地 磁 学 与 高 空 大 气 物 理 学 协 会 （ＡＧＡ） 隔 ５年 公 布 一 个 最 新 国 际 地 磁 参 考 场 Ｉ 每 （ＧＲ ） Ｉ Ｆ ，提 供 地磁场 实 测数 据 ，建 立 较 为完 善 的 Ｉ Ｆ模 型 。１ ８ ＧＲ ９ ９年 美 国 Ｃ ｒ ｅｌ 学 的研 究人 ｏ ｎ ｌ大
时恒 星星光 矢量与地 磁 场 矢量 组 成 两种 观 测 模 式 ，采 用 联 合 滤 波 算 法 对 系统 进 行 数 值仿 真 ，并 对 滤波 算法 的收敛 性和 仿 真结 果 的精 度进 行 了分 析 。通过 对数值 仿 真 结果 的分析 证 实 了该 方案 具 有 良好 的鲁棒 性和 容错 性 。
摘 要 地磁 场具 有 完整 的数 学模型 ，而地磁 场 矢量是 卫 星 的位 置 矢量 函数 ，利 用地磁 场 测量 可 以 实现 近地 卫 星的 自主 导航 。首 先建 立近地 卫 星 的高精度 轨 道动 力 学模 型 ，提 出
基 于 星敏 感 器与磁 强计相 结合 的 自主 导航 算法 ，利 用 星敏 感 器输 出高精 度 的姿 态信 息 ， 同
卫 星的轨 道变 化 不足 以改 变卫 星到 恒星 视线 方 向在惯 性空 间的指 向 ，所 以 目前 星敏 感器 是不 可能 单 独完 成卫 星 自主 导航任 务 的 。
因此 ，本 文 提 出一 种基 于 星敏 感器 与磁 强计 相结 合 的信息 融合 自主导航 算法 ，一 方 面星敏 感器 可 以输 出高精 度 的姿态 信 息 ，以弥 补磁 强计 在测 量精 度上 的不 足 ，另一 方 面利用 星敏 感器 与磁 强计 的测 量值 组成 两种 观测 模式 ：１ ）恒 星星 光 方 向矢量 与 地磁 场 矢 量 的 向量 积 ；２ ）地 磁 场 矢 量 的模 。 以这 两种 观测 值分 别建 立 系统 的观 测方程 ，采用联 合 滤波 算法 对 系统进 行数 值仿 真 ，估计 出卫星 的 位置 和速 度等 导航 信息 ，并 对 滤波算 法 的收 敛性 和仿 真结 果 的精度 进行 了分析 。通过 对数 值仿 真结 果 的分 析证实 了该 方案 的 可行 性和 算法 的有 效性 ，具 有工 程应 用价 值 。
员首 先 提 出了利 用地 磁场 测量 来确 定卫 星轨 道 的概念 以来 ，这 一 方 向迅 速 成为 自主导航 领域 的一 大 研究 热 点 。 卜
星敏 感器 是 一种 以恒 星 为观测 基准 的高 精 度姿 态敏感 器 ，能 够提供 角 秒级甚 至更 高 精度 的惯 性 姿 态信 息 ，是 目前精度 最 高 的姿态 敏感 器 。利用 星敏 感器 进 行 导航 的信 息来 自两 个 方 面 ：１ 星 敏 ） 感器 敏感 恒 星星 光在 星敏 感器 坐标 系 的方 向矢 量 ；２ ）恒 星 星表 提 供 高精 度 的 惯性 参 考 基 准 。但 是
与 其他 星体 的通 信 ；４ 不依 赖地 面站 。卫 星 自主导 航 即仅 依 靠 星载 设 备 和 技术 实 时 在 轨 为卫 星 提 ）
供 精确 轨道 及姿 态参 数 ，它 不仅是 卫 星 自主性 的一 个重 要方 面 ，而且 对 于卫 星在 轨生存 能力 及 扩展 其 在空 间应 用能 力都 具有 非 常重要 的意义 １］ 。 １３ ８ ９年 Ｃ Ｆ Ｇａ ｓ 首次 将球谐 分 析 的数学 方法 引 入地 磁 学 ，建 立 了地磁 场 的数 学描 述 。１ １ ．． ｕｓ ９９