基于小樣本數(shù)據(jù)的航天器自主導(dǎo)航方法及其DSP實(shí)現(xiàn)研究.pdf

1、未來(lái)多任務(wù)航天器往往要執(zhí)行多次機(jī)動(dòng)飛行，由于地面導(dǎo)航的局限性，需要在較短的時(shí)間內(nèi)對(duì)航天器進(jìn)行自主導(dǎo)航。天文導(dǎo)航具有完全自主、導(dǎo)航誤差不隨時(shí)間累積的優(yōu)點(diǎn)。本文分析了航天器實(shí)現(xiàn)自主導(dǎo)航的天文導(dǎo)航方法。在小樣本觀測(cè)數(shù)據(jù)情況下，研究利用日地月方位信息和日月星歷表進(jìn)行航天器自主導(dǎo)航以及利用DSP實(shí)現(xiàn)航天器自主導(dǎo)航器的技術(shù)。
　　考慮了地球形狀攝動(dòng)、日-月引力攝動(dòng)、太陽(yáng)輻射壓力和大氣阻力因素對(duì)飛行器的影響，在地心赤道慣性坐標(biāo)系下建立了精確的軌

2、道動(dòng)力學(xué)模型。
　　在日月可見(jiàn)階段，模擬日、地、月敏感器測(cè)量信息，即日、地、月在航天器本體坐標(biāo)系下的方位信息，結(jié)合日月星歷，建立狀態(tài)方程及觀測(cè)方程，通過(guò)最小二乘法得到歷元時(shí)刻的軌道狀態(tài)初始值，將其代入軌道狀態(tài)方程進(jìn)行自主導(dǎo)航。
　　在PC機(jī)上首先分析敏感器采樣周期和濾波迭代次數(shù)對(duì)自主導(dǎo)航精度的影響，然后比較敏感器精度不同，觀測(cè)時(shí)間長(zhǎng)短不同，軌道類(lèi)型不同情況下所產(chǎn)生的導(dǎo)航誤差。對(duì)高、中、低三種軌道類(lèi)型，分別進(jìn)行計(jì)算，通過(guò)對(duì)比可