在軌航天器的姿態(tài)確定問題是航天器系統(tǒng)工程中的基本問題,也是航天器執(zhí)行各項太空任務的基礎(chǔ)。不論是航天器的軌道姿態(tài)機動、空中交會對接,還是面對地球或者太陽的精確定向,都需要航天器系統(tǒng)對航天器自身的姿態(tài)有實時且精確的掌握。傳統(tǒng)的航天器姿態(tài)確定,主要是采用空間坐標變換等原理或者是采用多姿態(tài)敏感器數(shù)據(jù)融合的方法進行姿態(tài)確定,前者存在無法抑制或克服姿態(tài)敏感器觀測噪聲引起的定姿誤差的問題,而后者則由于多種姿態(tài)敏感器的引入使系統(tǒng)結(jié)構(gòu)變得復雜多變,為系統(tǒng)的設(shè)計帶來諸多不便。本文為部分解決或改善這些問題,設(shè)計并提出了一種新的基于單一星敏感器的聯(lián)合姿態(tài)確定算法,并通過計算機仿真,研究其定姿性能。針對課題內(nèi)容及預期目標,設(shè)計了一種聯(lián)合姿態(tài)確定算法。對在軌航天器的動力學與運動學特性進行深入研究,應用非線性濾波理論對航天器姿態(tài)確定系統(tǒng)進行建模,并以無跡卡爾曼濾波算法為基礎(chǔ),利用雙矢定姿原理對算法進行局部創(chuàng)新性改進,形成了聯(lián)合姿態(tài)確定算法的總體方案設(shè)計。作為聯(lián)合姿態(tài)確定算法的補充與擴展,提出了針對星敏感器數(shù)據(jù)缺失的姿態(tài)修正算法,來應對航天器運行過程中可能發(fā)生的特殊情況。以前期系統(tǒng)狀態(tài)估計的經(jīng)驗數(shù)據(jù),對航天器所受環(huán)境... 

【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：77 頁

【學位級別】：碩士

【部分圖文】：

基于星敏感器的無跡卡爾曼濾波算法仿真得到的航天器姿態(tài)參數(shù)估計曲線圖

哈爾濱工業(yè)大學工程碩士學位論文-26-根據(jù)圖3-2，我們可以看出，該算法在仿真初始的一小段時間內(nèi)，姿態(tài)估計曲線有輕微震蕩，隨后便迅速靠攏至航天器姿態(tài)的實際值附近，并始終跟隨實際值實時的變化，實現(xiàn)了其對航天器進行姿態(tài)確定的功能�；谛敲舾衅鞯臒o跡卡爾曼濾波算法的姿態(tài)確定誤差如圖3-3所示。圖3-3基于星敏感器的無跡卡爾曼濾波算法姿態(tài)確定誤差根據(jù)圖3-3，我們可以看出航天器姿態(tài)確定誤差在經(jīng)過500秒的震蕩后收斂至零點附近，并且隨著仿真時間的增加，姿態(tài)確定誤差呈減少趨勢。當系統(tǒng)仿真至5000秒的時間時，航天器姿態(tài)確定誤差已減少至4104以內(nèi)。由此可見，基于星敏感器的無跡卡爾曼濾波算法可以有效的抑制系統(tǒng)噪聲與星敏感器觀測噪聲的影響，克服由此引發(fā)的姿態(tài)確定誤差震蕩現(xiàn)象。該姿態(tài)確定算法的計算機仿真程序運行時間如表3-1所示。表3-1算法仿真運行時間仿真實驗序號12345平均值系統(tǒng)運行時間（秒）2.8912.9052.9062.9202.8782.900單步運行時間（毫秒）0.58720.58100.58120.58400.57560.58003.4本章小結(jié)本章節(jié)在第二章所建立的航天器姿態(tài)確定系統(tǒng)模型的基礎(chǔ)上，綜合考慮了國內(nèi)外主流濾波理論在航天工程問題中的應用情景，從實際問題出發(fā)，看到了本文所

哈爾濱工業(yè)大學工程碩士學位論文-35-4.4計算機仿真實驗結(jié)果4.4.1雙矢定姿方法航天器姿態(tài)確定的雙矢定姿方法的MATLAB計算機仿真實驗的相關(guān)參數(shù)設(shè)置與3.3節(jié)中設(shè)置相同。星敏感器采樣周期為1秒，星敏感器對單位恒星矢量坐標的觀測誤差的方差為11010。兩顆目標恒星在地面慣性參考坐標系下的坐標為：T1r[00]1，T2333[]333r。利用航天器姿態(tài)確定的雙矢定姿方法仿真得到的航天器姿態(tài)曲線如圖4-2所示。a)航天器姿態(tài)參數(shù)q0曲線圖b)航天器姿態(tài)參數(shù)q1曲線圖

【參考文獻】：
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碩士論文
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