本文分别利用紫外三轴姿态敏感器测出的月心方向和测距仪测出的月心距作为观测量,采用推广卡尔曼滤波方法实时确定出月球卫星环月期间的轨道,考虑到月球卫星在环月期间太阳对月光照条件的限制,提出分段滤波策略,并给出了仿真分析。
随着我国月球探测工程的开展,为弥补地面测控的局限性,月球卫星的自主导航技术已成为一项亟待解决的关键技术。本文提出了一种基于天文和陆标观测的月球卫星自主导航新方法,该方法利用星上姿态敏感器和有效载荷相机获得天体观测信息和陆标观测信息,通过非线性Unscented滤波方法进行信息融合,实现了二者的优势互补,在提高精度的同时也提高了可靠性。同时针对传统导航姿态估计方法中欧拉角存在奇点,四元数及其误差滤波更新后不能同时满足约束条件的问题,采用了先进的四元数-广义Rodrigues参数姿态估计方法,该方法用四元数描述姿态,用广义Rodrigues参数描述姿态误差,自适应跟踪误差变化,尤其适用于初始姿态误差大且误差特性不确定的姿态估计问题。仿真结果表明该方法可提供包括位置、速度和姿态在内的全部导航参数,且具有较高的估计精度,是一种非常适于月球卫星的高精度自主导航方法。
研究了绕月卫星自主导航方法,提出了由星敏感器、紫外月球敏感器和测高仪组成的多源信息组合导航方案。将Unscented Kalman滤波(UKF)应用于非线性导航系统,采用信息融合技术设计了相关的联邦滤波算法,实现了系统的信息互补,完成了卫星轨道的最优估计。利用数学仿真对这种导航系统的有效性进行了验证,并与基于扩展Kal man滤波(EKF)的信息融合算法进行了比较。仿真结果表明,所提出的UKF融合算法具有良好的稳定性,可进一步提高导航系统的精度。
通过对"嫦娥一号"月球卫星在2008年2月21日月食期间的卫星阴影时间进行分析,明确了卫星轨道参数升交点经度和卫星相位与卫星阴影的密切关系,得出了通过月食前调整卫星相位以缩短卫星阴影时间的方法."嫦娥一号"卫星利用该方法实施的调相轨道控制,使卫星阴影时间缩短了约1.5h,有效地保障了月食期间的卫星安全.
地球(及其它行星)、月球的卫星由于引力场的南北不对称性都存在冻结轨道(Frozen orbit),月球异常复杂的引力场使得月球卫星的轨道有着与地球卫星轨道不同的特性,这种不同的轨道特性可以通过两者的冻结轨道不同来说明。此外给出了描述轨道慢变化的近似分析解,由此可以清楚地看出一般的非冻结轨道与冻结轨道的关系。
得到了人造月球卫星在月球、地球和太阳引力作用下的运动:1)除轨道根数a,e,i外都有长期项;2)所有根数都有短周期变化,但是变化周期很短,振幅很小;3)除轨道半长径a以外都有长周期项。长周期项可以分为3部分:第一部分是由于月球扁率摄动造成的;第二部分是由于地球引力造成的;第三部分是二者联合摄动造成的。其中以第二种影响最大;它的周期约半个恒星月,振幅约3km和3ms-1。还讨论了人造月球卫星以及相应的同步卫星的运动稳定性。
采用自主导航技术,可以降低月球卫星的任务成本,提高其生存能力。现研究了利用太阳敏感器、地球敏感器和月球敏感器测量出的卫星-太阳、卫星-地球和卫星-月球方向矢量作为观测量,采用迭代最小二乘方法确定历元时刻的卫星状态,并以轨道预报的方式实现月球卫星的自主导航。对该自主导航算法进行了数学仿真,分析比较了敏感器精度、部分轨道参数等因素对定位精度的影响,总结了其变化规律。最后对比了迭代最小二乘方法与扩展卡尔曼滤波的导航仿真结果,结果表明前者具有更高的精度。
本文介绍中国计划中的第一个绕月探测器的GNC(制导、导航与控制) 系统,简述其任务和性能指标,系统组成,工作模式,以及系统设计中解决的主要 问题。
对国外极月轨道月球卫星的热设计进行了概述,并以一个极月轨道月球卫星为例,介绍了采用单自由度太阳帆板技术的某极月轨道月球卫星.针对该卫星,对其奔月飞行和在极月轨道上环月运行时的外热流与空间散热问题进行分析,根据分析结果,初步提出了该卫星的热设计方案,重点对有效载荷热控问题, ±y侧仪器设备的热控问题,以及热控百叶窗的应用技术等进行了描述.