發(fā)布時(shí)間：2022-01-02 20:49

　　以火星采樣返回任務(wù)中火星表面上升為背景,研究了基于慣性測量單元（Inertial Measurement Unit,IMU）、嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)（Flush Air Data Sensing System,FADS）和無線電信標(biāo)的組合導(dǎo)航方法。首先,在傳統(tǒng)的IMU導(dǎo)航框架中加入由無線電測量獲得的相對(duì)距離、速度信息,以及由FADS獲取的動(dòng)壓、溫度數(shù)據(jù),建立了基于IMU、無線電和FADS的導(dǎo)航觀測模型;然后,基于無跡卡爾曼濾波（Unscented Kalman Filter,UKF）技術(shù)對(duì)測量信息進(jìn)行了融合,并壓制了過程噪聲和測量噪聲,從而對(duì)上升器的狀態(tài)進(jìn)行了聯(lián)合估計(jì);最后,在數(shù)值仿真中,將UKF與自適應(yīng)無跡卡爾曼濾波（Adaptive Unscented Kalman Filter,AUKF）技術(shù)進(jìn)行了對(duì)比,在比較不同濾波器性能的同時(shí),驗(yàn)證了組合導(dǎo)航方法的有效性。 

【文章來源】：飛控與探測. 2020,3(04)

【文章頁數(shù)】：9 頁

【部分圖文】：

基于三軌道器的IMU/FADS/無線電導(dǎo)航組合方案

相比于IMU/FADS組合導(dǎo)航方案，該方案增加了3個(gè)軌道器信標(biāo)作為外部導(dǎo)航敏感器，IMU/FADS/無線電組合導(dǎo)航的仿真結(jié)果如圖3所示。圖3(a）～圖3(c）分別表示了上升器的三軸位置誤差、速度誤差及姿態(tài)角誤差，合位置誤差以及合速度誤差如圖3(d）和圖3(e）所示。圖3 IMU/FADS/無線電組合導(dǎo)航方案的估計(jì)誤差

圖3 IMU/FADS/無線電組合導(dǎo)航方案的估計(jì)誤差由圖3(d）和圖3(e）可知，IMU/FADS/無線電組合導(dǎo)航的仿真結(jié)果相比之前的IMU/FADS方案有了明顯的提高，多信息融合使導(dǎo)航的可觀性大大提高，也使估計(jì)結(jié)果更加精準(zhǔn)。表3給出了不同導(dǎo)航方案狀態(tài)估計(jì)誤差結(jié)果對(duì)比，其中合位置誤差的均方根值為34.1m，合速度誤差的均方根值為0.3797(m/s），三軸姿態(tài)誤差均方根值分別為0.00112°、0.00084°和0.00149°，滿足火星上升段導(dǎo)航需求。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]深空探測器自主天文導(dǎo)航技術(shù)綜述[J]. 房建成,寧曉琳,馬辛,劉勁,桂明臻.  飛控與探測. 2018(01)
[2]火星探測器自主導(dǎo)航方法綜述[J]. 寶音賀西,馬鵬斌.  飛控與探測. 2018(01)
[3]基于Mean Shift和卡爾曼濾波的紅外目標(biāo)跟蹤算法[J]. 翟尚禮,孫寧.  指揮信息系統(tǒng)與技術(shù). 2014(06)
[4]衛(wèi)星通信鏈路計(jì)算[J]. 李志國,衛(wèi)穎.  指揮信息系統(tǒng)與技術(shù). 2014(01)

碩士論文
[1]火星探測器高精度自主組合導(dǎo)航技術(shù)研究[D]. 古龍.南京航空航天大學(xué) 2019
[2]嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)算法及其關(guān)鍵技術(shù)研究[D]. 肖地波.南京航空航天大學(xué) 2010



本文編號(hào)：3564865