CN101793526B - 一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法 - Google Patents

Abstract

一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法，属于航空航天领域，本发明为解决现有相对导航采用GNSS+星间链路的方式，没有导航冗余信息，致使导航精度低的问题。本发明利用脉冲星导航系统和GNSS卫星导航系统获得所在航天器节点的绝对导航信息；通过激光链路系统或获微波链路系统得时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息，用于航天器编队飞行的相对导航；所述绝对导航信息通过激光链路系统或微波链路系统完成与其它航天器节点之间的星间信息交互，获取其它航天器节点的星间信息交互数据；结合其它航天器节点的星间信息交互数据，将所述绝对导航信息通过星务管理系统处理获得相对导航信息，用于航天器编队飞行的相对导航。

Description

一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法

技术领域

本发明涉及一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法，属于航空航天领域。

背景技术

编队飞行技术是航天器发展实现系统应用的创新手段，通常航天器编队飞行是由物理上不相连的、共同实现同一空间任务的多个航天器构成的空间系统，是21世纪空间技术发展的必然。航天器编队飞行过程中，系统间各个航天器需要进行自主的相对导航，并基于一定的协同控制策略，最终实现整体的协同控制，相互协作完成任务。

作为一个新的空间应用概念，编队飞行在应用理论上和工程技术上都具有较大的挑战。特别需要注意的是，编队飞行航天器是编队协同工作的航天器主要是在特定队形下，构成“虚拟卫星”的功能，这就要求各个飞行器间要建立高效且稳定的相对导航系统为编队应用进行支持，同时为了更好的保障姿态轨道控制以及单星状态信息的传输、交换、处理，也需要相对导航系统的存在。

现有相对导航大多采用GNSS+星间链路的方式，没有导航冗余信息，致使导航精度低。GNSS是Global Navigation Satellite System的缩写，全球导航卫星系统，是一个包括GPS、GLONASS等在内的综合星座系统。

发明内容

本发明目的是为了解决现有相对导航采用GNSS+星间链路的方式，没有导航冗余信息，致使导航精度低的问题，提供了一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法。

本发明方法涉及的每个航天器节点上均设置有脉冲星导航系统、GNSS卫星导航系统、激光链路系统、微波链路系统和星务管理系统，多信息融合编队航天器自主相对导航方法的实现过程为：

利用脉冲星导航系统获得所在航天器节点的绝对导航信息，用于提供航天器近地轨道及深空自主相对导航；同时完成所在航天器节点自主的时间同步；

利用GNSS卫星导航系统获得所在航天器节点的绝对导航信息，用于提供航天器近地轨道及深空自主相对导航；同时完成所在航天器节点自主的时间同步；

通过激光链路系统获得时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息，用于航天器编队飞行的相对导航；

通过微波链路系统获得时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息，用于航天器编队飞行的相对导航；

所述绝对导航信息通过激光链路系统或微波链路系统完成与其它航天器节点之间的星间信息交互，获取其它航天器节点的星间信息交互数据；

结合其它航天器节点的星间信息交互数据，将所述绝对导航信息通过星务管理系统处理获得相对导航信息，用于航天器编队飞行的相对导航。

本发明的优点：本发明引入脉冲星导航系统，从而形成多种测量方法的导航系统，形成冗余信息，提供导航的精度。GNSS卫星导航系统与脉冲星导航系统并用的方式获得绝对导航信息，能够满足近地空间及深空探测自主导航的需求，同时采用微波及激光星间链路完成航天器间信息交互，从而获得相对导航信息。

附图说明

图1是本发明方法原理框图，图2是航天器编队相对导航原理示意图，图3是冗余信息处理原图框图。

具体实施方式

具体实施方式一：下面结合图1至图3说明本实施方式，本实施方式方法涉及的每个航天器节点上均设置有脉冲星导航系统1、GNSS卫星导航系统2、激光链路系统3、微波链路系统4和星务管理系统5，多信息融合编队航天器自主相对导航方法的实现过程为：

利用脉冲星导航系统1获得所在航天器节点的绝对导航信息，用于提供航天器近地轨道及深空自主相对导航；同时完成所在航天器节点自主的时间同步；

利用GNSS卫星导航系统2获得所在航天器节点的绝对导航信息，用于提供航天器近地轨道及深空自主相对导航；同时完成所在航天器节点自主的时间同步；

通过激光链路系统3获得时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息，用于航天器编队飞行的相对导航；

通过微波链路系统4获得时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息，用于航天器编队飞行的相对导航；

所述绝对导航信息通过激光链路系统3或微波链路系统4完成与其它航天器节点之间的星间信息交互，获取其它航天器节点的星间信息交互数据；

结合其它航天器节点的星间信息交互数据，将所述绝对导航信息通过星务管理系统5处理获得相对导航信息，用于航天器编队飞行的相对导航。

本实施方法主要采用了GNSS导航卫星系统1、具有多星多频带观测特性的GNSS卫星导航系统2、基于激光通信的激光链路系统3及基于微波通信的微波链路系统4在内的多种航天器间相对导航方式。能够利用多种导航系统的测量信息完成编队航天器的相对导航；同时提供航天器近地轨道及深空自主相对导航；提供时间同步、相对轨道信息、相对姿态信息等以及保证任务执行的相对导航信息。

这种编队航天器自主相对导航系统的设计方法，采用GPS/Glonass类导航卫星系统，例如现有的用于空间飞行器导航的GPS/GLONASS/北斗、Galieo及以上系统替代型号在内的导航卫星系统为信息源，利用以上GNSS系统的测量值获得各个航天器本身的绝对导航信息；同样利用天然的脉冲星导航系统（脉冲星导航系统1）也可以获得各个航天器的绝对导航信息，利用脉冲星导航系统1进行导航信息观测时，能够利用同一颗脉冲星的不同频段信息进行相对导航应用，频段主要集中在x波段及r波段。

利用脉冲星导航系统1或GNSS卫星导航系统2可以获得编队航天器中各个航天器节点的绝对轨道信息、绝对姿态信息及绝对时间信息等绝对导航信息，需要利用微波链路系统4或激光链路系统3完成信息交互，从而获得相对导航信息。相对导航信息主要是由各个航天器节点的绝对导航信息做差转换而来， GNSS卫星导航系统2观测和脉冲星导航系统1的观测结果可以通过星间链路进行信息交互到其他航天器节点上。

脉冲星导航系统1和 GNSS卫星导航系统2获得了互为冗余的绝对导航信息，经过星务管理系统5处理后，获得互为冗余的相对导航信息，例如，输出两组相对时间信息，这两套互为冗余的相对导航信息要经过如图3所示的处理后，用于编队航天器的相对导航，具体处理过程为：

设定脉冲星导航系统1输出的绝对时间信息经过星务管理系统5处理后形成的相对时间信息为相对导航信息，经过子滤波器处理后，k时刻输出的残差向量及其方差为 

、

，GNSS卫星导航系统2输出的绝对时间信息经过星务管理系统5处理后形成的相对时间信息为冗余相对导航信息，经过冗余子滤波器处理后，k时刻输出的残差向量及其方差为

、，则经过主滤波器进行融合处理后，输出整个系统的残差

由公式(1)求得：

                            (1)

整个系统的残差

即为k时刻融合后的相对时间信息，用于相对导航。

则k+1时刻输出的由公式(2)预测得出：

                     (2)

公式(2)中的 

和

由公式(3)和(4)求得：

                           (3)

                            (4)

公式(3)中的

和公式(4)中的分别表示子滤波器和冗余子滤波器的信息分配系数矩阵。

相对导航计时残差进行数据融合而采用的信息分享原理是：由子滤波器和冗余子滤波器得出的信息(指输出方差值)，计算整个系统总的信息(总的方差值)，合理地选择信息分配系数矩阵

、

，使所有分配系数矩阵之和矩阵为单位矩阵

，将总方差值乘以这些系数，既得到分享后的方差值。

采用滤波方法处理相对导航信息估计可以改善相对导航信息的精度，在分布式航天器系统中，两两航天器的相对导航信息比绝对导航信息更为重要。如相对轨道的信息，可以利用GNSS的观测结果与脉冲星的观测结果信息的冗余性，进行滤波处理，获得更高的可信度。

由如上所述的脉冲星导航系统1可获得绝对时间信息，GNSS卫星导航系统2也可以获得绝对时间信息，所述两个绝对时间信息互为冗余，经过相关处理后，能够完成航天器自主的时间同步。进行冗余处理的方法与上述方法相同，这里不再重复。

本实施方式采用激光链路系统3和微波链路系统4建立星间链路，既能够形成备份关系，又能够同时直接对航天器间距离进行测量，提高信息的冗余度和可信度。

利用脉冲星导航系统1获得所在航天器节点的绝对导航信息的过程为：

脉冲星导航系统1配有脉冲信号探测器，记录脉冲时间的星上时钟；根据脉冲星类型的数据库判别脉冲星的类别，并根据其有效的脉冲到达时间确定航天器节点的绝对时间信息、绝对姿态信息、绝对速度信息和绝对轨道信息，所述绝对时间信息、绝对姿态信息、绝对速度信息和绝对轨道信息为绝对导航信息。

利用脉冲星进行导航，在于利用脉冲星进行时间同步，主要是直接观测脉冲星，获得时间基准；其次可以根据脉冲星在探测器上的投影关系，获得姿态信息；与基于GPS导航不同，脉冲星导航技术主要是利用脉冲星脉冲信号作为观测信息，得到一系列脉冲的到达时间（TOA）。对脉冲到达时间进行观测，可以获得相应的时间基准。利用基于事先建立的脉冲星辐射脉冲TOA预测模型(SSB惯性系下)计算脉冲到达航天器相对其到达SSB的相位差余值，通过解脉冲周期模糊或某些先验信息确定脉冲信号相位差的整周期数，然后确定航天器在该脉冲星方向上相对于SSB的位移。融合多颗X射线脉冲星方向上的位移即可确定航天器的空间位置。

脉冲星导航系统1选取x波段和r波段。脉冲星导航系统1选用的脉冲星星源具有多频段观测特性，能够提供与原子钟等级的时间信息。

1）基于脉冲星导航系统1的姿态确定

在脉冲探测器的观测窗口期内，记录下脉冲星发射的脉冲信号，通过航天器上的脉冲星数据库，搜寻有效的脉冲星信息。确定脉冲星信息后，可以通过探测器平面所成图像得到星体坐标系内部的角度信息。

2） 基于脉冲星导航系统1的速度确定

基于脉冲星导航系统1的速度确定是测量脉冲的多普勒频移确定的。脉冲星发射的脉冲信号具有天然的周期性。当航天器运动过程中接收到的脉冲信号频谱中表现出一定的相位移动。由航天器运动产生的多普勒效应主要反映在脉冲信号二阶或更高阶的谱特性上。将测得的脉冲信号与脉冲样本信号进行比较可以计算出多普勒频移，利用得到的多普勒频移，能够将其转化为沿脉冲星的方向速度信息。

3）基于脉冲星导航系统1的时间确定

传统航天器通过星上时钟进行自守，目前采用原子钟计时可以获得 左右的短时精度以及 长时精度。基于脉冲星导航系统1的时间确定主要利用脉冲星提供的周期信号对于星上时钟进行驯服；此外航天器接收到同一脉冲信号后，可以获得此脉冲相对于太阳质心坐标系的相对时间，利用该时间可以进行提供导航所需的时间信息。

4）  基于脉冲星导航系统1的位置（轨道）确定

在太阳质心坐标系中，确定航天器的位置，通常通过解算航天器距离方程，得到航天器的绝对位置。因此如何建立航天器与太阳质心坐标系的距离方程，成为确定脉冲星绝对位置的关键。

脉冲星中的距离主要是由脉冲星的观测量脉冲星在某一时刻辐射的脉冲信号到达航天器的时间t _obs与到达太阳系质心的时间t _b的时间差

确定。

脉冲星到达太阳系质心的距离表示为：

作为时间量，其中可能包含多个脉冲星的脉冲周期，因此采用脉冲星导航进行航天器位置确定时需要考虑对脉冲周期模糊度进行解算。

GNSS卫星导航系统2 选用用于空间飞行器导航的GPS/GLONASS/北斗或Galieo导航卫星系统。GNSS卫星导航系统2观测导航卫星的无线电信号，获得该航天器与四颗及以上的导航卫星的之间的距离，从而解算该航天器的位置。

GNSS卫星导航系统2基本原理是建立一个三边测量术，将地球表面任意一点与其视野内的卫星连接起来。地球上该点与卫星之间的距离通过测量无线电信号收发之间的时长来确定。

原则上，三颗卫星便可决定一个三维的定位。所有到同一颗卫星距离相等的点构成了一个以该卫星为球心的球面，三个球面相交于两点。实际上，决定一个三维定位需要四颗星来完成，第四颗星用于整合测试结果（包括结果质量控制和检测卫星故障）。还需要增加一颗星来检测卫星缺陷。所以我们接收到的信息可能会来在四颗或四颗以上的GPS卫星，这些卫星在空间保持着某种精准的几何排列。

激光链路系统3获得时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息的过程为：

激光链路系统3具有光电测距机和角反射器，所在航天器节点光电测距机负责一条链路的测距及时间同步；角反射器负责另一条链路的测距信号的相关转发，获得了时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息。

微波链路系统4具有测距机和应答机，所在航天器节点的测距机负责一条链路的测距及时间同步；应答机负责另外一条链路测距信号的相关转发，获得了时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息。

微波链路系统4采用S频段。

下面结合图2给出一个相对导航的具体实施例，

激光通信在编队航天器间，根据事先预测的轨道交汇情况，选择适当的位置，在每颗航天器上均安装光电测量系统及角反射器。根据卫星三星编队飞行情况，任意两个卫星的相对应的侧面之间保持平行关系，所变化的只是方位和俯仰角度的变化，只要把激光测距机和角反射器分别安装在卫星的相对应的侧面上，可以保证三星之间两两之间测距。

微波链路三颗星任意两颗之间都具备测距及时间同步功能。每颗星测距机负责一条链路的测距及时间同步；同时，应答机负责另外一条链路测距信号的相关转发。采用伪码相关测距方法。

伪码测距原理：发送部分用伪随机码（m序列）对载波进行相位调制，然后经天线发往目标，由目标反射回来的电波经接收机捕获恢复出m序列。经相位调整，是恢复出来的m序列同步跟踪接收信号。这时，通过比较器可确定收发两个m序列的相位差（即时延差τ），即可算得目标距离。为了不使距离模糊，要求m序列周期大于被测距离的2倍。根据最大可能的被测距离dmax，就可确定出所需要的m序列周期pT：

dmax=0.5cpT

其中：c为光速，p=2n-1，n是产生m系列的移位寄存器级数；T是m序列码元宽度。

伪码测距是根据伪码可复制且其自相关函数为德尔塔函数这一特点,来测定电波传播时间τ的。接收机在本机产生与发射信号相同的测距PN码,不断改变其相位,与带有噪声的接收信号进行相关计算,当相关函数出现尖锐的相关峰时,本地PN就可完全替代接收信号,此时测量收发测距PN码之间的时延,也就是电波传播时延τ。

利用激光链路导航在于由某一航天器向其他航天器发送激光束，经过角反射器返回后，计算发送和接收的时间差可以获得相对距离。

利用微波链路导航在于由某一航天器向其他航天器发送微波，经过应答航天器的应答机返回后，计算发送和接收的时间差可以获得相对距离，同时在发交互信息中带入各自的星时，各个航天器节点可以从交互信息中提取时间信息，再进行自身的时间校对，可以达到时间同步的目的。

GNSS导航：观测导航卫星的无线电信号，获得该航天器与四颗及以上的导航卫星的之间的距离，从而解算该航天器的位置。

获得的单一航天器的信息通过星间的微波链路或者激光链路进行交互从而获得相对导航信息。

经过上述链路交互的信息从第一个航天器节点卫星发送到第二个航天器节点卫星，第二个航天器节点卫星接收到第一个航天器节点卫星的测量信息后将其与自身的测量的绝对导航信息进行比较得出相对的导航信息。

图2中的标记分别为①对应脉冲星导航；②对应GNSS卫星导航；③对应激光链路导航；④对应微波链路导航。

Claims (5)

1.一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法，该方法涉及的每个航天器节点上均设置有脉冲星导航系统(1)、GNSS卫星导航系统(2)、激光链路系统(3)、微波链路系统(4)和星务管理系统(5)，其特征在于，多信息融合编队航天器自主相对导航方法的实现过程为：

利用脉冲星导航系统(1)获得所在航天器节点的绝对导航信息，用于提供航天器近地轨道及深空自主相对导航；

利用GNSS卫星导航系统(2)获得所在航天器节点的绝对导航信息，用于提供航天器近地轨道及深空自主相对导航；

通过激光链路系统(3)获得时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息，用于航天器编队飞行的相对导航，

所述激光链路系统(3)获得时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息的过程为：

激光链路系统(3)具有光电测距机和角反射器，所在航天器节点光电测距机负责一条链路的测距及时间同步；角反射器负责另一条链路的测距信号的相关转发，获得了时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息；

通过微波链路系统(4)获得时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息，用于航天器编队飞行的相对导航，

所述微波链路系统(4)获得时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息的过程为：

微波链路系统(4)具有测距机和应答机，所在航天器节点的测距机负责一条链路的测距及时间同步；应答机负责另外一条链路测距信号的相关转发，获得了时间同步信息和与其它航天器节点之间的相对距离信息；

所述绝对导航信息通过激光链路系统(3)或微波链路系统(4)完成与其它航天器节点之间的星间信息交互，获取其它航天器节点的星间信息交互数据；

结合其它航天器节点的星间信息交互数据，将所述绝对导航信息通过星务管理系统(5)处理获得相对导航信息，用于航天器编队飞行的相对导航。

2.根据权利要求1所述的一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法，其特征在于，利用脉冲星导航系统(1)获得所在航天器节点的绝对导航信息的过程为：

脉冲星导航系统(1)配有脉冲信号探测器，记录脉冲时间的星上时钟；根据脉冲星类型的数据库判别脉冲星的类别，并根据其有效的脉冲到达时间确定航天器节点的绝对时间信息、绝对姿态信息、绝对速度信息和绝对轨道信息，所述绝对时间信息、绝对姿态信息、绝对速度信息和绝对轨道信息为绝对导航信息。

3.根据权利要求1或2所述的一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法，其特征在于，脉冲星导航系统(1)选取x波段和r波段。

4.根据权利要求1所述的一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法，其特征在于，GNSS卫星导航系统(2)选用用于空间飞行器导航的GPS、GLONASS、北斗或Galieo导航卫星系统。

5.根据权利要求1所述的一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法，其特征在于，微波链路系统(4)采用S频段。

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