天文导航

摘要： 导航系统是无人机的核心系统之一,主要用于向无人机提供速度、位置和飞行姿态等数据,引导无人机沿规划路线安全准时飞行。文章描述无人机的坐标系统,介绍INS(惯性导航系统)和GPS(全球定位系统)两种常用无人机导航系统的基本流程和应用领域,分析地图读取和天文导航等两种位置固定导航方法的工作原理,说明加速度计、陀螺仪、空速传感器和高度传感器等导航传感器的主要用途和测量指标,归纳导航系统的设计过程。

摘要： 星光折射间接敏感地平定位方法具有自主性强、精度高、成本低等特点,是一种很有应用前景的新型天文导航方法。目前,传统的星光折射间接敏感地平定位方法是以大气层外载体为应用对象而提出的一种天文定位方法,然而绝大部分载体主要工作在大气层内,为了分析这种星光折射间接敏感地平定位方法应用于大气层内载体的可行性,本文首先基于折射定律和球形大气模型建立了星光大气折射模型,分析了根据星光折射角与载体位置之间的关系进行星光折射间接敏感地平定位的工作机理,进而通过定量分析载体在大气层内、外观测的折射角偏差,对星光折射间接敏感地平定位方法在大气层内应用的可行性进行论证与分析。结果表明,传统星光折射间接敏感地平定位方法只适用于在40 km以上至大气层外飞行的载体,若能利用高度计获得载体的粗略高度,可以将星光折射间接敏感地平定位方法应用于大气层内飞行高度在20~40 km的飞行载体。

摘要： 利率会升到多高?美联储主席鲍威尔曾将设定利率比作天文导航。如今,随着通胀飙升,人们越来越觉得美联储迷失了方向。它似乎即将作出一个突然的转变,严格而快速地收紧货币政策。这一前景重创了股票市场,并导致许多公司和房主怀疑低利率的时代是否会永远结束。

摘要： 时间统一作为联合作战的奠基石,发挥着不可或缺的作用。然而当前舰艇时间获取方法存在易受电磁干扰、信号源头不同、保障制度不完善等问题,极易导致舰艇战时无法准确获取时间。提出了基于天体观测的舰艇时间获取方法,并对其可行性进行了分析,通过数学推导,获得时间变化与测者位置、天体高度间的数学模型,继而通过迭代法解算获得精确时间。基于该算法可论证已知任意天体的观测高度,结合已有的位置信息,便可根据数学模型获得世界时。该方法高效且不易受到外界干扰,即便对不同天体测定,时间溯源也唯一,可应用于海军绝大部分作战单元。随着工业化推进,天体观测准确性的提高,将更有助于该方法中时间的精确获取。

摘要： 为了进一步提高卫星天文自主导航精度,提出了一种利用激光测距辅助的天文组合导航方法。激光测距能够直接获取卫星到地面参考信标的高精度距离信息,在以星光角距为观测量的天文导航系统中引入激光测距辅助数据,可以拓展滤波器观测量的维度,从而改善滤波效果。由于组合导航系统为非线性系统,为避免泰勒展开线性化引起的二阶截断误差,采用UKF滤波方法进行组合导航系统信息融合。仿真结果表明,所提出的组合导航方法能够明显提升导航精度,改善滤波性能。

摘要： 天文/捷联惯性(CNS/SINS)组合导航系统采用姿态组合,可使姿态角处于收敛状态,并有效抑制位置及速度的发散。为提高组合导航系统的精度,本文设计了CNS/SINS组合导航系统的UKF算法,在建立CNS/SINS组合导航系统非线性状态方程及线性量测方程的基础上,首先对UKF的量测更新过程进行简化,降低其计算量;然后,基于平台误差角提出系统状态协方差矩阵中姿态角协方差矩阵的计算方法,并推导了UKF算法中姿态量测值一步预测误差对应的平台角误差向量表达式,进而建立CNS/SINS组合导航系统的UKF算法;最后进行仿真实验。结果表明,相对于线性卡尔曼滤波算法及EKF算法,本文算法可明显提高组合导航系统的各导航参数精度,并且本文算法对滤波器初始姿态角误差变化具有较高的鲁棒性。

摘要： 基于太阳震荡的时间延迟是一种新型天文导航量测量,将其与星光角距量测量结合,可以提高导航性能.然而,火卫一的星历误差将降低导航精度.针对这一问题,提出了一种快速星光角距/时间延迟量测组合导航方法,在线估计火卫一的位置和速度,抑制火卫一星历误差对星光角距/时间延迟量测组合导航估计精度的影响,并引入事件触发机制,通过设定阈值对新息(innovation)的幅值进行检验,选择性地进行基于时间延迟的隐式无迹卡尔曼滤波.仿真结果表明,提出的方法可以在保证导航精度的前提下,比在线估计运行的天文测角/时间延迟量测组合导航方法耗时减少约90％,有效提高了导航实时性,可为火星导航提供技术支持.

摘要： 在短波红外波段进行昼夜连续测星有望实现近地空间全天时天文导航,现有的2μm巡天计划(2MASS)、大视场红外搜寻探测器等红外星表不仅缺少天文导航所必需的恒星自行等信息,而且恒星分布极不均匀,无法直接应用于天文定位定向.在对当前主要星表特点进行分析的基础上,将2 MASS红外星表与可见光Tycho-2星表进行交叉证认,得到包含恒星自行等完整信息的短波红外星表;利用似均匀星表划分法对交叉证认后的星表进行特点规律分析,并通过"角距+星等"加权筛选法对其进行优化,获得平均恒星分布密度0.5颗每平方度、全天区变异系数为0.14的短波红外星表.优化后的星表满足一等天文测量精度要求,恒星分布均匀,可为昼夜连续天文导航提供红外星表基础.

摘要： 基于双轴伺服的天文姿态测量设备一般采用双参考矢量法进行测姿,更新率高,简单可靠,但由于受大气扰动和蒙气差等因素影响,测姿精度不高.根据动态条件下的舰船姿态测量需求,提出了一种主动寻星式的天文姿态测量方法,重点分析了寻星策略生成,简要介绍了巡天观测和姿态解算过程,并对该方法实际应用效果进行了试验验证,为研制新型舰船天文姿态测量系统提供了重要参考.

摘要： 自主导航技术是各类运动载体自动化、智能化运行的核心技术.简要介绍了自主导航技术的基本概念,综述了国内外航天、航空、舰船、车辆、单兵等领域的自主导航技术研究进展,对于自主导航的关键技术如惯性导航、惯性基组合导航、地磁导航、重力梯度导航、天文导航和多源信息融合等技术发展现状进行了分析,对自主导航技术的发展趋势进行了展望.可为中国未来各类主流自主导航系统研制提供参考,并为多种自主导航任务的总体设计提供帮助.

摘要： 利用鱼眼相机成像进行天文导航具有很好的实用性,对其进行误差分析具有重大意义和运用价值.本文对主光轴倾角、星等、方位角和高度角四个因素进行深入分析,通过对比鱼眼相机野外观测数据和计算机仿真数据,研究了上述四个影响因素对天文导航系统性能的影响,并对结果进行了分析,最后给出了利用鱼眼相机进行天文导航的指导建议.

摘要： 提出一种天文导航天体敏感器对近地天体和无穷远的恒星三维空间模拟方法。该方法可以模拟深空探测器在轨运行过程中任一时刻天体敏感器视场中的星空视图。采用了一种恒星空间三维坐标转换法，有效解决了恒星复杂的二维坐标转换过程，根据星等计算了对应的灰度，模拟天体敏感器参数的设置，对天体敏感器成像中的视场及视轴进行了计算，利用OpenGL对太阳系八大行星进行了三维建模，根据星历数据中行星的位置坐标，实现对应时刻行星在太阳惯性坐标系的位置。对天体敏感器视场中的星图进行了三维空间视图显示，应用该方法得到的仿真星图可为星图识别算法提供可靠的模拟信息，并且适用于天文导航地面天体敏感器测试。

摘要： 针对天文导航采用高度差法或等高圆法定位时,会不可避免地引入计算误差,同时定位精度会受导航星几何配置的影响,提出了以天文观测角为量测信息的机载惯性/天文紧组合导航算法.将天文导航在机体系下的观测角转换到当地地理水平坐标系下,推导了天文观测角与平台误差角和水平位置误差的数学模型,建立了基于天文观测角的惯性/天文紧组合量测方程;为确保高度通道的可观测性,设计了气压高度表辅助的惯性/天文组合导航系统方案,采用简化的UKF滤波实现惯导位置和航向信息的估计.仿真结果表明,惯性/天文紧组合方法充分考虑了系统的非线性特性,有效提高了系统的定位定向精度.

摘要： 相对于弹载、星载平台,高空远程长航时机载平台下的天文导航CNS/惯性INS组合导航系统需要克服大气环境和背景噪声对天文观测的影响.基于小视场的星体跟踪器以其单星观测信噪比高、观星效果好且技术成熟,而在国外机载平台上已经得到了广泛的应用.基于此,针对国内对机载星体跟踪器天文导航技术的需求,本文研究了基于机载星体跟踪器的天文定位算法.首先,分析了机载平台下基于小视场星体跟踪器的天文观星特点;其次,选用高度差法作为天文定位算法,分析了高度差法的误差特性以及估计性能,发现高度差法的天文定位精度与观测双星的方位张角有关,结合已知的恒星星历信息提出了天文定位最佳选星方案,以此提高了高度差法的天文定位精度.实现了CNS/INS组合导航系统仿真,利用卡尔曼滤波完成了对INS位置信息的估计.仿真结果表明,基于最佳选星方案的高度差天文定位算法精度较高,有效地校正了INS的位置信息,提高了CNS/INS组合导航精度.

摘要： 机载惯性/天文组合导航是通过天文测星和惯性测量数据相瓦融合完成导航数据的实时输出,是完全自主的导航方式,在长航程/长航时机载平台上具有极高的战略价值,在国外远程作战飞机上已有应用.目前国内机载型星敏感器视轴稳定控制,作为机载惯性/天文组合导航系统中的关键技术尚未有成熟型号应用.本文基于自主研发的机载天文导航系统,通过对比分析机载星敏感器视轴稳定控制系统同其他机载光电控制系统的区别和特点,创新性地提出直接应用激光惯导为空间惯性传感器,与具备旋转测星机构的星敏感器捷联安装,总体构成视轴捷联稳定控制系统的方案.并对该方案的数学物理原理、系统建模方法、视轴稳定控制仿真的性能,进行了详尽地分析论述,最终通过综合仿真结果证明了设计的有效性和先进性.为未来机载星敏感器稳定控制系统的设计研发,提供理论依据与实现途径.

摘要： 为了对大气层内全天时短波红外三视场天文导航系统的软件开发及功能和性能测试,提出了一种全天时三视场星图仿真算法.该算法为本天文导航系统提供任一时刻、任一指向下的仿真星图.短波红外2MASS星表数据量巨大,为此,采取了分区检索视场恒星的方法.为了使仿真星图更接近真实情况,研究并分析三视场天空背景辐射及三视场恒星——背景对比度;建立了星点成像模型和系统噪声模型.充分考虑了同一时刻、不同视场间背景辐射的变化情况,采用蒙特卡罗方法随机产生平台姿态,以便更好的测试恒星检测与识别算法的鲁棒性.

摘要： 针对运行于日地L2点halo轨道探测器,首先,给出了质心惯性坐标系和质心旋转坐标系中的探测器运动方程,并建立了以星光角距作为观测量的导航模型,然后,采用扩展卡尔曼滤波( EKF)算法解算探测器位置,通过数值仿真发现导航坐标系、主天体、导航恒星数目以及滤波器采样周期等因素对导航性能的影响较大,并依据平动点轨道运动学分析了以上因素对导航精度的影响.

摘要： 利用GPS进行导航定位具有全球，全天候，实时和高精度的特点。本文首先分析了GPS星对高轨道卫星(High earth orbit，HEO)是否可见的依据，分析了HEO卫星在轨运行期间的可见GPS导航星数;在已知可见导航星数情况基础上，运用基于伪距，伪距率观测结合轨道动力学方程滤波方法对HEO卫星进行定轨分析;针对单纯基于GPS定轨方案的不足提出基于天文导航系统(Celestial Navigation System，CNS)和GPS组合导航的方法，有效提高了卫星定轨的精度以及定轨的可靠性。

摘要： 在载体快速机动时星敏感器的可用性和精度大大下降, 使星敏感器在机动载体上的使用受到限制.针对载体机动时星图模糊问题, 提出了一种基于数字图像处理的模糊星图恢复方法, 将惯导输出的角速度用于运动模糊估计, 实现了对任意模糊的补偿, 并通过仿真验证了算法的性能.

摘要： 在载体快速机动时星敏感器的可用性和精度大大下降, 使星敏感器在机动载体上的使用受到限制.针对载体机动时星图模糊问题, 提出了一种基于数字图像处理的模糊星图恢复方法, 将惯导输出的角速度用于运动模糊估计, 实现了对任意模糊的补偿, 并通过仿真验证了算法的性能.

摘要： 本发明提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统，该方法包括：粗对准；驱动内环旋转轴进行N次调制转动；进行第一惯性导航解算和第一卡尔曼滤波修正以完成精对准；进入导航状态，驱动内环旋转轴进行M次调制转动；驱动外环旋转轴进行伺服转动使得惯导系统的俯仰角处于水平状态以隔离飞行器的俯仰运动；进行第二惯性导航解算；进行观星测量以获得天文观测信息；对第二导航信息和天文观测信息进行组合导航解算和第二卡尔曼滤波修正，根据修正后的导航信息和修正后的惯导系统的陀螺漂移完成导航。应用本发明能够解决现有技术中一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统导航精度低无法满足长航时飞行器高精度需求的技术问题。

摘要： 本发明提供了一种航天器天文测角测速组合自主导航系统及其导航方法，该导航系统包括：天文测速导航子系统，与主滤波器相连，用于观测导航天体并获得其光谱频移测量值，解算输出航天器在惯性坐标系下的导航参数；天文测角导航子系统，与主滤波器相连，用于观测导航天体并获得导航天体方向单位矢量，解算输出航天器在惯性坐标系下的导航参数；主滤波器，与天文测速导航子系统及天文测角导航子系统相连，用于根据天文测速导航子系统及天文测角导航子系统的输出，以获得全局最优估计值。本发明以天体视线方向角度信息和天文光谱信息作为观测量，采用联邦滤波对导航信息进行融合，实现航天器飞行过程的自主导航，实现高精度导航参数估计。

摘要： 本发明公开了一种基于星敏感器辅助的相对论天文效应导航仪及其导航方法，该导航仪包括：星敏感器、2N个干涉孔径、2N个多自由度调节支架、数据处理与控制系统和隔振平台；星敏感器和数据处理与控制系统设置在多自由度调节支架中心，数据处理与控制系统位于星敏感器下方；各干涉孔径以星敏感器为中心均布在隔振平台上；各多自由度调节支架分别设置在各干涉孔径与隔振平台之间。本发明可实现亚毫角秒量级的精确指向测量，满足相对论效应的高精度指向测量需求，适用于工程应用。

摘要： 本发明提供了一种一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统的导航方法及系统，该方法包括：粗对准；驱动内环旋转轴进行N次调制转动；进行第一惯性导航解算和第一卡尔曼滤波修正以完成精对准；进入导航状态，驱动内环旋转轴进行M次调制转动；驱动外环旋转轴进行伺服转动使得惯导系统的俯仰角处于水平状态以隔离飞行器的俯仰运动；进行第二惯性导航解算；进行观星测量以获得天文观测信息；对第二导航信息和天文观测信息进行组合导航解算和第二卡尔曼滤波修正，根据修正后的导航信息和修正后的惯导系统的陀螺漂移完成导航。应用本发明能够解决现有技术中一体化双轴旋转惯导天文组合导航系统导航精度低无法满足长航时飞行器高精度需求的技术问题。

摘要： 本发明公开一种天文辅助的惯性/北斗紧组合导航系统，惯性元件、北斗接收机和星敏感器将数据送入导航计算机模块，导航计算机模块进行处理后将导航解算结果送入上位机显示模块实时显示。本发明还公开一种天文辅助的惯性/北斗紧组合导航方法，首先计算速度、位置，用四元数描述载体的姿态运动；建立天文辅助的导航系统状态方程；根据各导航系统的不同工作特性，建立各子系统的量测方程；根据可见星及可见星的几何构型构造自适应卡尔曼滤波器，从而对惯性导航系统的导航误差进行修正。此种技术方案可以高效实时实现惯性/天文/北斗组合导航系统的子系统解算及信息融合处理，获取高精度、高可靠性的导航结果。

摘要： 本发明公开一种可配置的惯性/天文/北斗多组合导航系统，惯性元件、北斗接收机和星敏感器将数据送入导航计算机模块，导航计算机模块将导航解算结果送入上位机实时显示，上位机同时对导航计算机模块进行控制。本发明还公开一种可配置的惯性/天文/北斗多组合导航方法，以捷联惯导解算主体，采用分布式滤波方案，通过上位机配置不同的组合模式及滤波时间。整个导航装置可以选择纯捷联解算、惯性/北斗、惯性/天文、惯性/天文/北斗等导航模式，便于传感器模块的裁剪与算法的验证。此种技术方案可有效解决导航方法的可移植性、实时性、精确性等问题，为教学、科研、多组合导航系统的工程化和产品化提供有益参考。

摘要： 本发明公布了一种捷联惯性导航系统与天文导航系统实现组合导航的方法，属于组合导航领域。本发明采用SINS有误差的“数学平台”作为CNS的水平基准，并根据耦合SINS姿态误差天文定位原理构建了深组合数学模型。本发明包括如下步骤：第一步：建立基于SINS数学平台的天文导航定位模型，第二步：建立SINS和CNS组合系统模型，第三步：所建立的组合导航系统状态方程和量测方程进行离散化处理，采用卡尔曼滤波器对惯性导航误差进行最优估计和修正。惯性/天文组合导航系统具有极好的自主性和抗干扰能力，采用本专利的方法，飞行器上可不安装专门的水平基准，有望简化机载条件下的SINS/CNS组合导航系统的设计。

摘要： 本发明提供了一种机载天文导航硬件平台及机载天文导航设备，包括依次连接的测星处理电路、导航解算电路、伺服驱动电路和BIT检测电路；测星处理电路用于处理恒星图像以得到恒星位置信息；导航解算电路用于利用恒心位置信息进行天文导航解算；伺服驱动电路用于控制伺服跟踪转台对恒心移动位置进行跟踪；BIT检测电路用于对测星处理电路、导航解算电路和伺服驱动电路进行在线周期BIT检测。本发明对机载天文导航硬件平台的各单元电路进行了归一化设计，能够将测星处理电路、导航解算电路和BIT检测电路统一到同一种硬件平台，有利于硬件设计的重复利用和平台移植，提高了机载天文导航设备的适应性，有效降低机载天文导航设备的设计成本。

摘要： 本发明公布了一种捷联惯性导航系统与天文导航系统实现组合导航的方法，属于组合导航领域。本发明采用SINS有误差的“数学平台”作为CNS的水平基准，并根据耦合SINS姿态误差天文定位原理构建了深组合数学模型。本发明包括如下步骤：第一步：建立基于SINS数学平台的天文导航定位模型，第二步：建立SINS和CNS组合系统模型，第三步：所建立的组合导航系统状态方程和量测方程进行离散化处理，采用卡尔曼滤波器对惯性导航误差进行最优估计和修正。惯性/天文组合导航系统具有极好的自主性和抗干扰能力，采用本专利的方法，飞行器上可不安装专门的水平基准，有望简化机载条件下的SINS/CNS组合导航系统的设计。

摘要： 本发明提供了一种基于天文导航的星间链路自主导航方法及系统，包括：利用天文导航获取卫星惯性系位置，并结合他星星历得到卫星建链惯性系指向向量；利用天文导航获取惯性系到卫星轨道系转换矩阵，并结合卫星姿态，获得卫星惯性系到本体系转换矩阵；根据链路相位中心本体系坐标、链路安装矩阵及所述惯性系到本体系转换矩阵，将所述卫星建链惯性系指向向量转换为链路坐标系下建链指向向量；基于所述链路坐标系下建链指向向量，计算链路坐标系下目标转动角度，并进行链路指向姿态调整，以执行基于天文导航信息的星间链路自主建链。利用星间自主建链实时获取的星间观测信息，实时更新星间链路导航信息，实现星间链路自主导航。