导航学5-3-2012(new).ppt

MANS自主导航系统 测量原理 导航敏感器扫描一圈给出的测量值可得到航天器的瞬时位置矢量在地心赤道惯性坐标系中的坐标，于是根据导航敏感器在一个时间序列上给出的测量值便可以确定航天器的轨道。 MANS自主导航系统 MANS自主导航系统特点 基于一个导航敏感器的测量值即可以完成自主导航和三轴姿态确 定的任务，可以应用于中低轨道卫星和同步轨道卫星； 导航敏感器由通常的单圆锥扫描式红外地球敏感器经过改进而 成，质量轻，功耗低，成本低廉； 具有中等导航精度； 采用轨道动力学，敏感器设计加工标定技术、地球环境特性研 究、信息处理等领域当时必威体育精装版的技术成果。 5.3.4 天文导航发展现状 日期 系统名称 测量类型 测量仪器 最高定位精度(1σ) 1977-1981 空间六分仪自主导航和姿态基准系统(SS/ANARS) 恒星方向，月球(地球)边缘 空间六分仪 224米 1979-1985 多任务姿态确定和自主导航系统(MADAN) 恒星方向，地平方向 星敏感器与地平仪 100米 1988-1994 麦氏自主导航系统(MANS) 对地距离(用光学敏感器测量)，对地、对日及对月的方向 MANS天体敏感器 30米 典型的自主天文导航系统发展过程 典型自主导航系统定位精度比较(根据Frank Tai,Peter D.Noerdlinger) 定位精度(米，1σ) 年份 BLOCK Ⅱ BLOCK Ⅰ GPS MANS 地平扫描仪 星光折射及 空间六分仪 天文导航发展现状（续） 纯天文几何解析导航方法 快速纯天文几何解析法及基于新型测量原理解算方法。 基于轨道动力学的天文导航滤波方法 三个方面： 新型的天体敏感器技术； 系统方程的精确建模及先进滤波技术； 新原理、新方法高精度天文导航系统。 天文组合导航系统 天文组合导航方法及系统的精确建模技术。 天文导航发展现状（续） 视半径为角度，行星半径为km，注意不要混淆。该观测量的获取适宜在探测器离近天体较近时。书中定义有误。 书中图示有误，而且也不明白图中的矢量方向为什么偏偏这么设置，造成一个负号的产生。 注意，看看我们的投影仪矢量黑体字能不能明显表示，不行的话，还是采用传统的带箭头横线的表示方法。至此，单位向量L1就可以求出了 r ——探测器矢量位置； R1 , R2——两个近天体的矢量位置； r1, r2——近天体1和2到航天器的矢量的模； L1 , L2——两个近天体到航天器的单位方向矢量； 两个圆锥位置面的顶角为F1、F2，两恒星相对于行星1的角距为F12 ，需要求未知量L1, 首先确定矢量L1的各分量 书中有误 * 固连，现在也称为捷联 * Osxsyszs — 星敏感器坐标系；Ouvw — CCD成像平面坐标系；OsO之间距离 f 为光学透镜的焦距；第i颗星在CCD阵列上成像的中心位置为pi(ui ,vi)，亮度为Ii， * 注意向量形成矩阵的组成方法，和一般教科书上的不同，所以基元旋转矩阵也不同 * 坐标变换矩阵的传递性质，肖业伦老师的《航空航天器运动的建模》第二章，概念以及符号标识，都非常严谨 我们要得到的是 本体－惯性坐标系的转移矩阵，这个转移矩阵才代表本体三轴的姿态 注：观测信息必须包括近天体信息 5.3.2 基于轨道动力学的自主天文导航方法 ＋ 航天器轨道动力学 自主天文导航系统的状态方程 航天器轨道动力学方程 是研究天文导航必不可少的重要基础知识 它的精确建模是影响天文导航系统性能的一项重要因素。 轨道动力学 研究航天器在无控运动下的重力场和其他摄动力作用下的质点动力学问题。 包括二体问题、多体问题和轨道摄动等内容 分析这种轨道的特性称为二体问题。二体轨道代表卫星轨道运动的最主要特性。 航天器二体轨道 二体问题 二体轨道 卫星轨道分析，假定卫星在地球中心引力场中运动，忽略其他各种摄动力因素，这种卫星轨道称为二体轨道。 航天器的受摄运动，就是在考虑质心引力和各种摄动力的情况下研究确定卫星轨道和运动状态。 航天器轨道摄动 航天器轨道摄动 直角坐标表示的摄动运动方程 航天器质量 运动方程 G——万有引力常数 深空探测器的轨道摄动 多体问题和限制型三体问题 研究航天器在多个天体万有引力作用下运动时，一般以一个天体引力为主，其他天体引力为摄动力。假设其他天体的运动情况已知，只研究航天器本身的运动。 深空探测器的轨道摄动 行星际探测器的轨道运动-引力范围和作用范围 关于行星际探测器的运动，往往是在两个大天体P1和P2共同作用下的运动，通常不能处理成受摄二体运动，对应的是一个限制性三体问题。 在P2的引力范围，其引力作为探测器运动的主要力源，近似看成P相对于P2的二体