CN101423121B - 应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法，该导航方法应用子航天器作为主航天器与目标航天器进行交会，而母航天器作为组成导航编队关系的辅航天器；所述相对导航制导方法首先根据θ_y1、θ_z1、I_P1、θ_y2、θ_z2和I_P2进行EKF滤波算法进行融合处理获得A位置(x_T，y_T，z_T)、A速度(v_Tx，v_Ty，v_Tz)、B位置(x_C2，y_C2，z_C2)和B速度(v_C2x，v_C2y，v_C2z)；然后分别根据主轨控指令f₁、辅轨控指令f₂进行主航天器C₁、辅航天器C₂的轨道控制，从而保证主航天器C₁、辅航天器C₂、目标航天器T三者构成有利于导航的空间三角几何构形。

Description

应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法

技术领域

本发明涉及航天器相对位置的处理方法，具体地说，是指一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航方法。该导航方法利用了两个编队追踪航天器与目标航天器在空间形成的三角几何构形。

背景技术

航天器的导航制导系统一般包括有星敏感器、中心处理器、光学敏感器、无线收发器。基于编队的两个航天器的结构参见图1所示。

当前和未来众多空间自主交会任务都是非合作目标的，如对空间失效航天器的交会/捕获并进行维修或燃料加注、对小行星的探测任务等。这些任务中，非合作目标不安装合作导航装置(如目标特征点信号发射器、目标航天器与追踪航天器的星间链路设备等)，追踪航天器能够获得的导航信息少，测量信号不完备(如只有目标视线角信息，没有目标相对距离信息)，因此导航算法难度很大。对于仅能获得目标视线角情况下的相对导航问题，目前尚无普遍适用的有效解决途径。

在航天器在轨服务、小行星探测任务中通常由一个母航天器分离一个或多个子航天器，由子航天器实现与目标的自主交会。传统的方法是母航天器处于分离后不管的状态，进行交会所需的相对导航、相对运动控制和制导完全由子航天器独立自主完成，因此难度较大。

本发明就是专门针对这一难点问题，提出一种新型的基于双视线测量的非合作目标相对导航方案。

发明内容

本发明的目的是提出一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航方法，该导航方法应用子航天器作为主航天器与目标航天器进行交会，而母航天器作为组成导航编队关系的辅航天器；主航天器用于测量目标航天器的视线角，辅航天器用于测量目标航天器的视线角，结合两组视线角信息和主、辅航天器之间的星间链路给出的基线信息，通过滤波算法确定与目标航天器的距离、相对位置和相对速度等信息。

本发明是一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法，所述相对导航制导方法首先根据主航天器C₁自身的θ_y1、θ_z1、I_P1和辅航天器C₂自身的θ_y2、θ_z2和I_P2进行EKF滤波算法进行融合处理获得目标航天器T相对于主航天器C₁的A位置(x_T，y_T，z_T)和A速度(v_Tx，v_Ty，v_Tz)、辅航天器C₂相对于主航天器C₁的B位置(x_C2，y_C2，z_C2)和B速度(v_C2x，v_C2y，v_C2z)；然后主航天器C₁依据制导关系对A位置(x_T，y_T，z_T)、A速度(v_Tx，v_Ty，v_Tz)、B位置(x_C2，y_C2，z_C2)和B速度(v_C2x，v_C2y，v_C2z)进行处理获得主轨控指令f₁和辅轨控指令f₂；然后主航天器C₁将辅轨控指令f₂传送给辅航天器C₂；最后主航天器轨控推力系统依据主轨控指令f₁进行主航天器C₁的轨道控制、辅航天器轨控推力系统依据辅轨控指令f₂进行辅航天器C₂的轨道控制，从而保证主航天器C₁、辅航天器C₂、目标航天器T三者构成有利于导航的空间三角几何构形。

本发明应用双视线测量的非合作目标航天器方案可以在无需配置额外的追踪航天器的情况下，充分利用母航天器(辅航天器)的作用，配合子航天器(主航天器)共同完成与非合作目标自主交会的相对导航，在不增加任务成本的基础上，降低了自主交会的难度，同时提高了两个航天器间的导航制导可行性。

附图说明

图1为本发明基于编队的两个航天器的导航制导系统配置图。

图2为本发明主航天器C₁、辅航天器C₂、目标航天器T三者的空间三维构形示意图。

图3为本发明主航天器C₁、辅航天器C₂、目标航天器T三者的平面构形示意图。

图4为采用本发明空间三角构形方案的主航天器C₁、辅航天器C₂、目标航天器T三者间的数学仿真结果。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明。

参见图1、图2所示，在本发明中，主航天器C₁与辅航天器C₂上的结构器件配置是相同的。

所述的主航天器C₁中的星敏感器用于敏感主航天器C₁的惯性位置I_P1(简称主惯性位置I_P1)；

所述的主航天器C₁中的光学敏感器用于敏感主航天器C₁的偏航角θ_y1和俯仰角θ_z1(简称主偏航角θ_y1、主俯仰角θ_z1)；

所述的主航天器C₁中的中心处理器(基于双视线测量的导航制导模块)第一方面采集自身(主航天器C₁)的θ_y1、θ_z1和I_P1；第二方面接收辅航天器C₂的θ_y2、θ_z2和I_P2；第三方面依据导航关系，用EKF滤波算法对θ_y1、θ_z1、I_P1、θ_y2、θ_z2和I_P2进行融合处理获得目标航天器T相对于主航天器C₁的A位置(x_T，y_T，z_T)和A速度(v_Tx，v_Ty，v_Tz)、辅航天器C₂相对于主航天器C₁的B位置(x_C2，y_C2，z_C2)和B速度(v_C2x，v_C2y，v_C2z)；第四方面依据制导关系对A位置(x_T，y_T，z_T)、A速度(v_Tx，v_Ty，v_Tz)、B位置(x_C2，y_C2，z_C2)和B速度(v_C2x，v_C2y，v_C2z)进行处理获得主航天器C₁的轨道控制指令f₁(简称主轨控指令f₁)和辅航天器C₂的轨道控制指令f₂(简称辅轨控指令f₂)；第五方面输出主轨控指令f₁给主航天器轨控推力系统；第六方面发送辅轨控指令f₂给辅航天器C₂；在本发明中，导航关系为(x_T，y_T，z_T，v_Tx，v_Ty，v_Tz，x_C2，y_C2，z_C2，v_C2x，v_C2y，y_C2z)＝F(θ_y1，θ_z1，I₁，θ_y2，θ_z2，I₂)，F表示导航算子，(x_T，y_T，z_T)为目标航天器T相对于主航天器C₁的位置，(v_Tx，v_Ty，v_Tz)为目标航天器T相对于主航天器C₁的速度；(x_C2，y_C2，z_C2)为辅助航天器C₂相对于主航天器C₁的位置，(v_C2x，v_C2y，v_C2z)为辅助航天器C₂相对于主航天器C₁的速度制导关系为(f₁，f₂)＝G(x_T，y_T，z_T，v_Tx，v_Ty，v_Tz，x_C2，y_C2，z_C2，v_C2x，v_C2y，v_C2z)，G表示制导算子。

所述的主航天器C₁中的主航天器轨控推力系统依据主轨道指令f₁进行主航天器C₁的轨道控制；

所述的主航天器C₁中的主无线收发器用于实现主航天器C₁与辅航天器C₂的信息交互。

所述的辅航天器C₂中的星敏感器用于敏感辅航天器C₂的惯性位置I_P2(简称辅惯性位置I_P2)；

所述的辅航天器C₂中的光学敏感器用于敏感辅航天器C₂的偏航角θ_y2和俯仰角θ_z2(简称辅偏航角θ_y2、辅俯仰角θ_z2)；

所述的辅航天器C₂中的中心处理器第一方面采集自身(辅航天器C₂)的θ_y2、θ_z2和I_P2；第二方面发送自身的θ_y2、θ_z2和I_P2给主航天器；第三方面接受主航天器发送来的辅轨控指令f₂；第四方面输出辅轨道指令f₂给辅航天器轨控推力系统。

所述的辅航天器C₂中的辅航天器轨控推力系统依据辅轨道指令f₂进行辅航天器C₂的轨道控制；

所述的辅航天器C₂中的辅无线收发器用于实现主航天器C₁与辅航天器C₂的信息交互。

目标航天器T为被探测对象。

在本发明中，相对导航制导系统包括有主航天器、辅助航天器、目标航天器，主航天器与辅航天器分别用于测量目标航天器的主偏航角θ_y1、主俯仰角θ_z1、辅偏航角θ_y2、辅俯仰角θ_z2，并结合主航天器、辅航天器之间的星间链路给出的基线信息，通过滤波算法确定主航天器、辅助航天器与目标航天器的距离、相对位置和相对速度等信息。

本发明是一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航方法，该相对导航方法首先根据主航天器C₁自身的θ_y1、θ_z1、I_P1和辅航天器C₂自身的θ_y2、θ_z2和I_P2进行EKF滤波算法进行融合处理获得目标航天器T相对于主航天器C₁的A位置(x_T，y_T，z_T)和A速度(v_Tx，v_Ty，v_Tz)、辅航天器C₂相对于主航天器C₁的B位置(x_C2，y_C2，z_C2)和B速度(v_C2x，v_C2y，v_C2z)；然后主航天器C₁依据制导关系对A位置(x_T，y_T，z_T)、A速度(v_Tx，v_Ty，v_Tz)、B位置(x_C2，y_C2，z_C2)和B速度(v_C2x，v_C2y，v_C2z)进行处理获得主轨控指令f₁和辅轨控指令f₂；然后主航天器C₁将辅轨控指令f₂传送给辅航天器C₂；最后主航天器轨控推力系统依据主轨控指令f₁进行主航天器C₁的轨道控制、辅航天器轨控推力系统依据辅轨控指令f₂进行辅航天器C₂的轨道控制，从而保证主航天器C₁、辅航天器C₂、目标航天器T三者构成有利于导航的空间三角几何构形。

以平面为例说明该导航方法的基本原理：

参见图2、图3所示，其中θ₁为目标航天器在主追踪航天器坐标系下的视线角，θ₂为目标航天器在辅助追踪航天器坐标系下的视线角，θ₁₂为基线在主追踪航天器坐标系下的方位角，θ₂₁为基线在辅助追踪航天器坐标系下的方位角，ρ_1-2为基线长度，ρ₁为主追踪航天器到目标航天器的相对距离，ρ₂为辅助追踪航天器到目标航天器的相对距离。上述各量中，视线角θ₁和θ₂直接由追踪航天器上的光学敏感器测量确定，基线信息ρ_1-2和θ₁₂则有追踪航天器间的星间链路通信获得，相对距离ρ₁和ρ₂是要确定的量。应用简单的三角几何原理，就可以确定ρ₁和ρ₂：

${\mathrm{\ρ}}_1=\frac{\sin ({\mathrm{\θ}}_{21}-{\mathrm{\θ}}_2)}{\sin ({\mathrm{\θ}}_{12}+{\mathrm{\θ}}_{21}-{\mathrm{\θ}}_1-{\mathrm{\θ}}_2)}{\mathrm{\ρ}}_{1-2}$

${\mathrm{\ρ}}_2=\frac{\sin ({\mathrm{\θ}}_{12}-{\mathrm{\θ}}_1)}{\sin ({\mathrm{\θ}}_{12}+{\mathrm{\θ}}_{21}-{\mathrm{\θ}}_1-{\mathrm{\θ}}_2)}{\mathrm{\ρ}}_{1-2}$

上述过程说明了本导航方案的基本原理，即利用两个追踪航天器编队测量，与目标航天器形成一个测量三角形，在确定三角形一条边长度和三角形两个角度的情况下，可以确定三角形的另外两条边的长度。但由于测量系统存在误差，直接用三角几何原理确定ρ₁和ρ₂势必会造成很大的误差，如能给出系统方程和测量方程，用滤波算法确定ρ₁和ρ₂，则会大大提高导航精度。因此，主航天器、辅航天器、目标航天器三者在空间上需要构成三角几何构形。

由于本方案的基本原理是三角形的几何关系，因此当两个追踪航天器和目标航天器处于一条直线上时，无法形成测量三角形，算法产生奇异，甚至当三个航天器处在接近于一条直线上时，即两个追踪航天器与目标连线的夹角很小时，算法也会产生很大的误差。为了避免这些不利情况的产生，本方案的实施需要两个追踪航天器形成尽量有利于导航的相对运动构型，主追踪航天器的制导过程需要考虑导航构型，辅助追踪航天器也尽量进行有利于导航构型的轨道机动，因此在主航天器与辅航天器上给出一个配合导航制导过程的轨控指令，从而保证主航天器C₁、辅航天器C₂、目标航天器T三者组成有利于导航的空间三角构形。

图4给出了本方案实施的一个数学仿真实例结果。数学仿真的初始条件为：轨道半长轴7000km，偏心率0.002；主追踪航天器初始与目标相距58.9km，与辅助追踪航天器相距3km；基线距离测量误差方差为10m，所有角度测量误差方差为0.01度。用EKF滤波确定主追踪航天器与目标的距离。从图4可以看出，目标相对距离的估计误差方差在50m以内。这个误差足以满足在该距离范围段的航天器制导和相对运动控制的精度。

综上所述，本发明给出了一种对非合作目标的双视线测量相对导航方案。在仅能测量到目标视线角信号时，利用系统本身配置的辅助追踪航天器，与主追踪航天器组成基线，建立有效的测量三角形，同时测量得到目标视线角信息，通过滤波确定目标的相对距离或其它相对运动状态。本发明可以在空间自主交会、自主拦截等任务中得到应用。

Claims (3)

1.一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法，所述相对导航制导系统包括有主航天器、辅助航天器、目标航天器，其特征在于：导航制导方法首先根据主航天器C₁自身的主偏航角θ_y1、主俯仰角θ_z1、主惯性位置I_P1和辅航天器C₂自身的辅偏航角θ_y2、辅俯仰角θ_z2和辅惯性位置I_P2进行EKF滤波算法进行融合处理获得目标航天器T相对于主航天器C₁的A位置(x_T，y_T，z_T)和A速度(v_Tx，v_Ty，v_Tz)、辅航天器C₂相对于主航天器C₁的B位置(x_C2，y_C2，z_C2)和B速度(v_C2x，v_C2y，v_C2z)；然后主航天器C₁依据制导关系对A位置(x_T，y_T，z_T)、A速度(v_Tx，v_Ty，v_Tz)、B位置(x_C2，y_C2，z_C2)和B速度(v_C2x，v_C2y，v_C2z)进行处理获得主轨控指令f₁和辅轨控指令f₂；然后主航天器C₁将辅轨控指令f₂传送给辅航天器C₂；最后主航天器轨控推力系统依据主轨控指令f₁进行主航天器C₁的轨道控制、辅航天器轨控推力系统依据辅轨控指令f₂进行辅航天器C₂的轨道控制，从而保证主航天器C₁、辅航天器C₂、目标航天器T三者构成有利于导航的空间三角几何构形。

2.根据权利要求1所述的应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法，其特征在于：主航天器、辅航天器、目标航天器三者之间的导航关系为：(x_T，y_T，z_T，v_Tx，v_Ty，v_Tz，x_C2，y_C2，z_C2，v_C2x，v_C2y，v_C2z)＝F(θ_y1，θ_z1，I₁，θ_y2，θ_z2，I₂)，F表示导航算子。

3.根据权利要求1所述的应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法，其特征在于：主航天器、辅航天器、目标航天器三者之间的制导关系为：(f₁，f₂)＝G(x_T，y_T，z_T，v_Tx，v_Ty，v_Tz，x_C2，y_C2，z_C2，v_C2x，v_C2y，v_C2z)，G表示制导算子。

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