２００８年６月
第３期 中国空间科学技术
ＣＨＩＮＥＳＥ ＳＰＡＣＥ ＳＣＩＥＮＣＥ ＡＮＤ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ
一种近地卫星自主定轨的联合滤波算法
王鹏张迎春
（哈尔滨工业大学卫星技术研究所，哈尔滨１５００８０）
摘要 地磁场具有完整的数学模型，而地磁场矢量是卫星的位置矢量函数，利用地磁
场测量可以实现近地卫星的自主导航。首先建立近地卫星的高精度轨道动力学模型，提出
基于星敏感器与磁强计相结合的自主导航算法，利用星敏感器输出高精度的姿态信息，同
时恒星星光矢量与地磁场矢量组成两种观测模式，采用联合滤波算法对系统进行数值仿
真，并对滤波算法的收敛性和仿真结果的精度进行了分析。通过对数值仿真结果的分析证
实了该方案具有良好的鲁棒性和容错性。
关键词 自主式导航 星敏感器磁强计 联合滤波 卫星轨道
１ 引言
航天器最终实现自主导航是每个航天器设计者所面临的关键问题。早在２０世纪７０年代，
ＬｅＭａｙ将航天器自主导航系统概括为以下四种典型特征：１）自主控制；２）实时操作；３）不借助
与其他星体的通信；４）不依赖地面站。卫星自主导航即仅依靠星载设备和技术实时在轨为卫星提
供精确轨道及姿态参数，它不仅是卫星自主性的一个重要方面，而且对于卫星在轨生存能力及扩展
其在空间应用能力都具有非常重要的意义 １］。
１８３９年Ｃ．Ｆ．Ｇａｕｓｓ首次将球谐分析的数学方法引入地磁学，建立了地磁场的数学描述。１９１９
年成立的国际地磁学与高空大气物理学协会（ＩＡＧＡ）每隔５年公布一个最新国际地磁参考场
（ＩＧＲＦ），提供地磁场实测数据，建立较为完善的ＩＧＲＦ模型。１９８９年美国Ｃｏｒｎｅｌｌ大学的研究人
员首先提出了利用地磁场测量来确定卫星轨道的概念以来，这一方向迅速成为自主导航领域的一大
研究热点 卜 。
星敏感器是一种以恒星为观测基准的高精度姿态敏感器，能够提供角秒级甚至更高精度的惯性
姿态信息，是目前精度最高的姿态敏感器。利用星敏感器进行导航的信息来自两个方面：１）星敏
——————————————————————————————————————————————— 航天器制导与控制课后题答案(西电)
1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？
航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正常工作。
1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么?
概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制,
航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中, ——————————————————————————————————————————————— 可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。
1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。
姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。
Ｖｏ１．１８ Ｎｏ．１ ２２ 载人航天 Ｍａｎｎｅｄ Ｓｐａｃｅｆｌｉｇｈｔ 第１８卷第１期 ２０１２年１月
空间站组装过程姿态控制方案研究
李广兴，肖余之，卜劭华，颜根廷
（上海宇航系统工程研究所，上海２０１１０８）
摘要空间站利用再对接机械臂系统（ＲＭＳ）进行在轨组装时，通常采用核心舱控 制力矩陀螺（ＣＭＧ）进行姿态控制。针对组装过程中ＣＭＧ角动量可能发生饱和，采用喷气 卸载带来严重的控制／结构耦合问题，设计了ＲＭＳ的运动规律，以减小负载运动对核心舱 产生的干扰，避免ＣＭＧ角动量饱和。鉴于组装过程中空间站质量特性变化很大，设计了强 鲁棒非线性姿态控制律，以增强控制系统的抗扰动和适应性能力。
关键词 空间站组装；再对接机械臂；控制力矩陀螺；鲁棒姿态控制 中图分类号：Ｖ４４８．２２文献标识码：Ａ文章编号：１６７４—５８２５（２０１２）Ｏ１—００２２—０８
ｌ引言
根据我国载人航天工程规划，我国计划发展空
间站系统，解决有较大规模的、长期有人照料的空间 应用问题。由于运载能力的限制，空间站一般由多个
舱段在轨组装而成，舱段之间通过对接机构实现刚 性连接。空间站组装的各个阶段，可以形成不同的构
型，对控制系统的要求也不尽相同。
就实现组装过程的手段来说，一般有两种途径ｌｌ】。
一种是利用大型机械臂系统，如国际空间站的遥控 操作器系统（ＳＳＲＭＳ）；另外一种是利用具有特定转
位功能的系统，如“和平”号Ｍｉｒ空间站的再对接机 械臂系统（即转位机构，ＲＭＳ）。ＲＭＳ具有结构设计和 过程控制简单，自动控制程度和控制精度高、地面试 验和设备复杂度低等优点，因此利用其实现组装过
程是最经济有效的手段。 空间站从“一”字形变为“Ｌ”形等构型的组装过
程中，需要把实验舱从轴向对接口转移到周边对接 口，此时待转舱处于停控状态。如果待转舱的太阳电
池阵系统具有收拢功能，那么可以把电池阵收拢，以
避免对核心舱产生不必要的干扰。组装过程中，如由 姿控发动机实现对组合体的控制，可能引起严重的 控制／结构耦合问题，进而对结构造成破坏性的影
第５３卷第４期 ２０１２年７月 天 文 学 报 ＡＣＴＡ ＡＳＴＲＯＮＯＭＩＣＡ ＳＩＮＩＣＡ Ｖ０１．５３ ＮＯ．４ Ｊｕ１．，２０１２
博士学位论文摘要选登
利用星敏感器的卫星及星座自主定轨方法
研究与应用
甘庆波ｔ
（中国科学院紫金山天文台南京２１０００８）
卫星自主定轨是卫星自主导航中的关键技术，其概念是指卫星在不借助地面站系统测控情况下直
接在星上实现轨道参数的自主确定，实时确定卫星飞行的位置和速度．
国际上已提出了诸如利用星敏感器测量、地球磁强计测量、利用掩星时刻测量以及近年来非常热
门的利用Ｘ—ｒａｙ脉冲星信号相位测量等多种算法来实现卫星自主导航．其中利用星敏感器测量的自主
导航方法具有成本低、研制周期短、可观测条件强以及观测设备技术成熟等优点，其可行性和经济效益
比较突出，是一种非常值得采用的自主导航方法．国内外对星敏感器自主导航的研究，基本还是原理方
法的论述以及简单仿真验证研究．
本论文对卫星利用星敏感器的自主导航算法进行了研究，通过建立逼真的卫星运行平台，充分考
虑卫星姿态、载荷布局、真实星空背景等因素，开展卫星利用星敏感器自主导航算法研究，并将此方法
推广到卫星星座自主导航以及天基空间监测等应用方向．
论文的第１章和第２章分别介绍了卫星自主定轨常用到的一些时间和参考系，分析了当前几种典
型的自主导航方法（ＧＰＳ／ＴＤＲＳＳ、磁强计和脉冲星）的定轨和观测原理以及它们的优点和不足．第３ 章则对单颗卫星利用星敏感器和红外地平仪的自主导航方法做了专门论述，基于卫星姿态运动仿真、星
敏感器的恒星背景测量和红外地平仪的对地观测，开展自主导航算法研究，论证方法的可行性、导航精
度以及主要的影响因素．通过仿真低轨卫星和亚同步轨道卫星利用星敏感器自主定轨，得到了它们的
定轨精度：低轨卫星定轨精度几百米，亚同步轨道卫星接近１０ ｋｍ左右，定轨精度主要受红外地平仪
的系统误差影响．同时分析了利用双探头敏感器自主定轨的精度情况，并由测量方程的特点合理地提
