CN102607563A - 利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，该系统包括有目标航天器及参考天体的识别单元、星图匹配识别单元、焦平面上夹角关系确定单元、相对轨道运动关系单元和卡尔曼滤波解算单元；该系统保存在导航计算机的处理器内。本发明借助追踪航天器的硬件平台，通过利用目标天文背景的信息作为参考，最后结合目标航天器相对于追踪航天器的距离，采用滤波方法计算出目标航天器在追踪航天器的惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的相对运动状态，最终实现对目标航天器的跟踪定位。

Description

利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统

技术领域

本发明涉及航天器制导、导航技术领域，具体地说，是指一种利用背景天文参考信息的航天器相对导航方法。

背景技术

航天器相对导航制导技术一直是航天领域的一项关键技术，在航天器自主交会/接近任务中应用尤为突出。上世纪50年代美、苏为探月任务进行了航天器交会对接试验，那时主要依靠雷达和航天员参与完成相对导航和制导。从上世纪90年代开始，空间交会逐渐趋于自主化，日本进行了“工程试验-7”(ETS-VII)自主交会试验任务、美国进行了为航天器在轨服务的“自主交会技术验证”(DART)和“轨道快车”(Orbital Express)任务、欧空局进行了为空间站建设的“自主转移飞行器”(ATV)任务、美国和日本分别进行了“深度撞击”(Deep Impact)和“隼鸟”(Hayabusa)，美国还进行具有军事意义的XSS-10/11自主接近任务，中国也进行了“实践-12”自主交会试验任务。随着这些任务的开展，航天器相对导航技术及相关设备也得到了大力的发展。微波雷达或激光雷达(Lidar)可以测量得到目标的视线矢量方向角(方位角和俯仰角)和相对距离信息，为相对导航提供充足的信息，可以滤波解算出精确的目标相对位置和相对速度。视觉敏感器(AVGS)则只能感知目标的视线矢量方向角，但利用双目视觉成像原理，也可以滤波解算出目标的相对位置和姿态运动信息。对于合作目标间的航天器相对导航，还可以利用GPS信号差分解算出目标的相对运动信息。

然而，现有相对导航敏感器都是在其安装坐标系下测量目标视线矢量，获得的是导航敏感器安装坐标系下的目标方位角和俯仰角。为了解算惯性坐标系下或轨道坐标系下目标的相对位置，必须将敏感器安装坐标系下测量得到的目标视线矢量转换到惯性坐标系或轨道坐标系下，因此就会引入敏感器的安装误差和航天器的姿态确定误差，影响相对导航的精度。

发明内容

为了解决现有引入敏感器的安装误差和航天器的姿态误差对相对导航精度的影响，本发明设计了一种通过可见光敏感器测量目标航天器100及目标天文背景300的信息，然后利用参考天体400在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的指向，以及目标航天器100与参考天体400之间的夹角，最后结合目标航天器100相对于追踪航天器200的距离，采用滤波方法计算出目标航天器100在追踪航天器200的惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的相对运动状态。本发明是一种利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，该相对导航系统包括有目标航天器及参考天体的识别单元231、星图匹配识别单元232、焦平面上夹角关系确定单元233、相对轨道运动关系单元234和卡尔曼滤波解算单元235；该系统保存在导航计算机203的处理器内。

目标航天器及参考天体的识别单元231第一方面接收可见光敏感器201获得的目标天文背景300中的图像信息PC；第二方面采用基于局部熵的星体位置提取方法对图像信息PC，再通过线性内插方法获得目标航天器100在光学系统焦平面坐标系O_SX_SY_SZ_S上的目标航天器-像位置(x₁₀₀，y₁₀₀，0)和参考天体400在光学系统焦平面坐标系O_SX_SY_SZ_S上的参考天体-像位置

第三方面将目标航天器-像位置(x₁₀₀，y₁₀₀，0)和参考天体-像位置

输出给焦平面上夹角关系确定单元233；第四方面将参考天体-像位置

输出给星图匹配识别单元232；

星图匹配识别单元232第一方面采用多边形角距匹配算法方法对参考天体-像位置进行处理，得到参考天体400在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的当前时刻t_k的参考天体-惯性单位矢量 $\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right)=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1\left(t_k\right),{\stackrel{\‾}{S}}_2\left(t_k\right),...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\left(t_k\right)\},$ 第二方面将 $\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right)=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1\left(t_k\right),{\stackrel{\‾}{S}}_2\left(t_k\right),...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\left(t_k\right)\}$ 输出给卡尔曼滤波解算单元235；

焦平面上夹角关系确定单元233第一方面将接收到的目标航天器-像位置(x₁₀₀，y₁₀₀，0)和参考天体-像位置

第二方面计算目标航天器200视线与参考天体400视线之间在当前时刻t_k的夹角 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right)=\{{\mathrm{\γ}}_1\left(t_k\right),{\mathrm{\γ}}_2\left(t_k\right),...,{\mathrm{\γ}}_n\left(t_k\right)\};$ 第三方面将夹角 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right)=\{{\mathrm{\γ}}_1\left(t_k\right),{\mathrm{\γ}}_2\left(t_k\right),...,{\mathrm{\γ}}_n\left(t_k\right)\}$ 输出给卡尔曼滤波解算单元235；

相对轨道运动关系单元234依据前一时刻位置与速度估计值 ${\stackrel{\‾}{M}}_{k-1}={\left[\begin{array}{cccccc}{\mathrm{\Δx}}_{k-1}& {\mathrm{\Δy}}_{k-1}& {\mathrm{\Δz}}_{k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{x}}_{k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{y}}_{k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{z}}_{k-1}\end{array}\right]}^T$ 和位置与速度递推关系

获得当前位置与速度递推值 ${\stackrel{\‾}{M}}_{k,k-1}={\left[\begin{array}{cccccc}{\mathrm{\Δx}}_{k,k-1}& {\mathrm{\Δy}}_{k,k-1}& {\mathrm{\Δz}}_{k,k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{x}}_{k,k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{y}}_{k,k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{z}}_{k,k-1}\end{array}\right]}^T;$

卡尔曼滤波解算单元235依据滤波关系 ${\stackrel{\‾}{M}}_k=\stackrel{\‾}{G}({\stackrel{\‾}{M}}_{k,k-1},\mathrm{\ρ}\left(t_k\right),\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right),\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right))$ 对测量距离ρ(t_k)、参考天体-惯性单位矢量 $\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right)=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1\left(t_k\right),{\stackrel{\‾}{S}}_2\left(t_k\right),...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\left(t_k\right)\},$ 夹角 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right)=\{{\mathrm{\γ}}_1\left(t_k\right),{\mathrm{\γ}}_2\left(t_k\right),...,{\mathrm{\γ}}_n\left(t_k\right)\}$ 和递推值

进行滤波处理，得到当前时刻t_k的目标相对位置与速度的估计值

本发明相对导航系统的优点在于：

①本发明相对导航系统利用了现有追踪航天器200的硬件设备，不引入新的设备。

②目标航天器及参考天体的识别单元231在同一个安装坐标系下识别目标航天器100的像和参考天体400的像，简化了计算流程，省去了坐标系间转化所引入的误差。

③星图匹配识别单元232直接给出了惯性指向的参考信息，而无需航天器的姿态确定系统提供惯性参考信息。

④焦平面上夹角关系确定单元233给出了目标航天器100与参考天体400之间的夹角，该观测量的误差仅为可见光敏感器201的成像误差。

⑤相对轨道运动关系单元234以惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的相对位置和速度作为递推变量，该信息可直接与其他观测量进行计算，无需坐标转换。

⑥卡尔曼滤波解算单元235权衡焦平面上夹角关系确定单元233给出的量测信息和相对轨道运动关系单元234给出的目标航天器100相对于追踪航天器200的位置和速度信息，计算出目标航天器100相对于追踪航天器200的位置与速度的最优估计。

附图说明

图1是两个航天器的相对导航示意图。

图2是本发明两个航天器的相对导航的信号流程图。

图3是本发明测量几何关系示意图。

图4A是采用本发明的相对导航的位置滤波误差图。

图4B是采用传统的相对导航的位置滤波误差图。

图5A是采用本发明的相对导航的速度滤波误差图。

图5B是采用传统的相对导航的速度滤波误差图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。

参见图1所示的两个航天器的相对导航示意图，追踪航天器200包括有可见光敏感器201、测距装置202和导航计算机203。所述可见光敏感器201用于获取目标天文背景300。所述目标天文背景300是指由目标航天器100、以及多个天体形成的相对于追踪航天器200中可见光敏感器201的视场。所述多个天体中能够作为相对导航参照的天体称为参考天体。第1个参考天体记为A₁、第2个参考天体记为A₂、......、第n个参考天体记为A_n。所述测距装置202用于测量目标航天器100与追踪航天器200之间的相对距离ρ。所述导航计算机203用于处理目标天文背景300和相对距离ρ，得到目标航天器100相对于追踪航天器200在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的相对位置与相对速度估计值。

本发明是一种将航天器姿态确定中的参考矢量法应用到了航天器的相对导航中。与以往的相对导航方法不同，本发明设计的相对导航方法可以直接解算得到在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的目标航天器100相对运动状态，不会引入相对导航过程中的可见光敏感器201的安装误差和追踪航天器200的姿态确定误差。按照本发明的相对导航方法可以用姿态测量敏感器(如星敏感器)代替追踪航天器200中的可见光视觉敏感器201。

在本发明中，姿态测量敏感器可以同时进行追踪航天器200的姿态测量和对目标航天器100的相对导航，具有双重用途，从而可以大大节省任务成本。本发明可用于航天器自主交会任务或小行星探测任务中的相对导航。

参见图2所示，本发明是一种利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，该系统包括有目标航天器及参考天体的识别单元231、星图匹配识别单元232、焦平面上夹角关系确定单元233、相对轨道运动关系单元234和卡尔曼滤波解算单元235；该系统保存在导航计算机203的处理器内。

(一)目标航天器及参考天体的识别单元231

目标航天器及参考天体的识别单元231第一方面接收可见光敏感器201获得的目标天文背景300中的图像信息PC；第二方面采用基于局部熵的星体位置提取方法对图像信息PC，再通过线性内插方法获得目标航天器100在光学系统焦平面坐标系O_SX_SY_SZ_S上的目标航天器-像位置(x₁₀₀，y₁₀₀，0)和参考天体400在光学系统焦平面坐标系W_SX_SY_SZ_S上的参考天体-像位置

第三方面将目标航天器-像位置(x₁₀₀，y₁₀₀，0)和参考天体-像位置

输出给焦平面上夹角关系确定单元233；第四方面将参考天体-像位置

输出给星图匹配识别单元232。

如图3所示，图中第一个参考天体A₁在焦平面上的像记为A₁′，A₁′在焦平面坐标系O_SX_SY_SZ_S上的像位置记为

第二个参考天体A₂在焦平面上的像记为A₂′，A₂′在焦平面坐标系O_SX_SY_SZ_S上的像位置记为

同理可得，第n个参考天体A_n在焦平面上的像记为A_n′，A_n′在焦平面坐标系O_SX_SY_SZ_S上的像位置记为

也称任意一个参考天体-像位置

目标航天器100在焦平面上的像记为MD₁₀₀′，MD₁₀₀′在焦平面坐标系O_SX_SY_SZ_S上的位置记为(x₁₀₀，y₁₀₀，0)。

在本发明中，目标航天器及参考天体的识别单元231在同一个安装坐标系下识别目标航天器100的像和参考天体400的像，简化了计算流程，省去了坐标系间转化所引入的误差。

(二)星图匹配识别单元232

星图匹配识别单元232第一方面采用多边形角距匹配算法方法对参考天体-像位置

进行处理，得到参考天体400在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的指向单位矢量

(简称参考天体-惯性单位矢量)，且第一个参考天体A₁的惯性单位矢量为 ${\stackrel{\‾}{S}}_1={\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{si}}_1& {\mathrm{sj}}_1& {\mathrm{sk}}_1\end{array}\right]}^T,$ si₁表示第一个参考天体A₁的单位矢量在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的X轴的投影，sj₁表示第一个参考天体A₁的单位矢量在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的Y轴的投影，sk₁表示第一个参考天体A₁的单位矢量在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的Z轴的投影；第二个参考天体A₂的惯性单位矢量为 ${\stackrel{\‾}{S}}_2={\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{si}}_2& {\mathrm{sj}}_2& {\mathrm{sk}}_2\end{array}\right]}^T,$ si₂表示第二个参考天体A₂的单位矢量在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的X轴的投影，sj₂表示第二个参考天体A₂的单位矢量在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的Y轴的投影，sk₂表示第二个参考天体A₂的单位矢量在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的Z轴的投影；第n个参考天体A_n的惯性单位矢量为 ${\stackrel{\‾}{S}}_n={\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{si}}_n& {\mathrm{sj}}_n& {\mathrm{sk}}_n\end{array}\right]}^T,$ si_n表示第n个参考天体A_n的单位矢量在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的X轴的投影，sj_n表示第n个参考天体A_n的单位矢量在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的Y轴的投影，sk_n表示第n个参考天体A_n的单位矢量在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的Z轴的投影。当以时序进行滤波处理时，当前时刻t_k的参考天体-惯性单位矢量表达形式为 $\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right)=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1\left(t_k\right),{\stackrel{\‾}{S}}_2\left(t_k\right),...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\left(t_k\right)\}.$ 第二方面将当前时刻t_k的参考天体-惯性单位矢量 $\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right)=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1\left(t_k\right),{\stackrel{\‾}{S}}_2\left(t_k\right),...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\left(t_k\right)\}$ 输出给卡尔曼滤波解算单元235。

在本发明中，当以时序进行滤波处理时，参考天体400在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的指向单位矢量表达形式为 $\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right)=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1\left(t_k\right),{\stackrel{\‾}{S}}_2\left(t_k\right),...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\left(t_k\right)\},$

表示在当前时刻t_k下的参考天体400在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的参考天体-惯性单位矢量，

表示在当前时刻t_k下的第一个参考天体A₁的惯性单位矢量，

表示在当前时刻t_k下的第二个参考天体A₂的惯性单位矢量，

表示在当前时刻t_k下的第n个参考天体A_n的惯性单位矢量，t_k表示当前时刻，n表示参考天体的个数。

(三)焦平面上夹角关系确定单元233

焦平面上夹角关系确定单元233第一方面将接收到的目标航天器-像位置(x₁₀₀，y₁₀₀，0)和参考天体-像位置第二方面计算目标航天器200视线与参考天体400视线之间的夹角

当以时序进行滤波处理时，当前时刻t_k的夹角 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right)=\{{\mathrm{\γ}}_1\left(t_k\right),{\mathrm{\γ}}_2\left(t_k\right),...,{\mathrm{\γ}}_n\left(t_k\right)\};$ 第三方面将夹角 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right)=\{{\mathrm{\γ}}_1\left(t_k\right),{\mathrm{\γ}}_2\left(t_k\right),...,{\mathrm{\γ}}_n\left(t_k\right)\}$ 输出给卡尔曼滤波解算单元235。

γ₁表示目标航天器200视线与第一个参考天体视线之间的夹角，则 ${\mathrm{\γ}}_1=\arccos \left(\frac{x_{100}{x}_{A_1}+y_{100}{y}_{A_1}+f^2}{\sqrt{x_{100}^2+y_{100}^2+f^2}\sqrt{x_{A_1}^2+y_{A_1}^2+f^2}}\right).$

γ₂表示目标航天器200视线与第二参考天体视线之间的夹角，则 ${\mathrm{\γ}}_2=\arccos \left(\frac{x_{100}{x}_{A_2}+y_{100}{y}_{A_2}+f^2}{\sqrt{x_{100}^2+y_{100}^2+f^2}\sqrt{x_{A_2}^2+y_{A_2}^2+f^2}}\right).$

同理可得，γ_n表示目标航天器200视线与第n参考天体视线之间的夹角，则 ${\mathrm{\γ}}_n=\arccos \left(\frac{x_{100}{x}_{A_n}+y_{100}{y}_{A_n}+f^2}{\sqrt{x_{100}^2+y_{100}^2+f^2}\sqrt{x_{A_n}^2+y_{A_n}^2+f^2}}\right),$ 其中，f表示焦距，是指可见光敏感器201中透镜到焦平面的距离。

在本发明中，当以时序进行滤波处理时，目标航天器200视线与参考天体400视线之间在当前时刻t_k的夹角表示形式为 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right)=\{{\mathrm{\γ}}_1\left(t_k\right),{\mathrm{\γ}}_2\left(t_k\right),...,{\mathrm{\γ}}_n\left(t_k\right)\},$

表示在当前时刻t_k下的目标航天器200视线与参考天体400视线之间的夹角，γ₁(t_k)表示在当前时刻t_k下的目标航天器200视线与第一个参考天体视线之间的夹角，γ₂(t_k)表示在当前时刻t_k下的目标航天器200视线与第二个参考天体视线之间的夹角，γ_n(t_k)表示在当前时刻t_k下的目标航天器200视线与第n参考天体视线之间的夹角，t_k表示当前时刻，n表示参考天体的个数。

(四)相对轨道运动关系单元234

相对轨道运动关系单元234依据前一时刻t_k-1的位置与速度估计值 ${\stackrel{\‾}{M}}_{k-1}={\left[\begin{array}{cccccc}{\mathrm{\Δx}}_{k-1}& {\mathrm{\Δy}}_{k-1}& {\mathrm{\Δz}}_{k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{x}}_{k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{y}}_{k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{z}}_{k-1}\end{array}\right]}^T$ 和位置与速度递推关系

获得当前时刻t_k的位置与速度递推值 ${\stackrel{\‾}{M}}_{k,k-1}={\left[\begin{array}{cccccc}{\mathrm{\Δx}}_{k,k-1}& {\mathrm{\Δy}}_{k,k-1}& {\mathrm{\Δz}}_{k,k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{x}}_{k,k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{y}}_{k,k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{z}}_{k,k-1}\end{array}\right]}^T.$

在本发明中，

是指前一时刻t_k-1目标航天器100相对于追踪航天器200在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的相对位置与相对速度估计值，简称为前一时刻t_k-1的位置与速度估计值。其中，Δx_k-1、Δy_k-1和Δz_k-1分别表示前一时刻t_k-1目标航天器100相对位置估计值在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的X轴、Y轴和Z轴投影，和

分别表示前一时刻t_k-1目标航天器100相对速度估计值在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的X轴、Y轴和Z轴投影。

在本发明中，

是指当前时刻t_k下的目标相对位置与速度的递推值，简称为当前时刻t_k的位置与速度递推值。其中，Δx_k，k-1、Δy_k，k-1和Δz_k，k-1表示当前时刻t_k目标航天器100相对位置的递推值在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的X、Y和Z轴投影，

和

表示当前时刻t_k目标航天器100相对速度的递推值在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的X、Y和Z轴投影。

在本发明中，所述位置与速度递推关系

为递推关系函数，

表示当前时刻t_k的位置与速度的递推值，

表示前一时刻t_k-1的位置与速度估计值，

表示追踪航天器200在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的位置，

表示递推关系函数；其中

表示为：

$\stackrel{\‾}{\mathrm{\φ}}({\stackrel{\‾}{M}}_{k-1},{\stackrel{\‾}{r}}_{200})=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\Δx}}_{k-1}+\mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{x}}_{k-1}(t_k-t_{k-1})\\ {\mathrm{\Δy}}_{k-1}+\mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{y}}_{k-1}(t_k-t_{k-1})\\ {\mathrm{\Δz}}_{k-1}+\mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{z}}_{k-1}(t_k-t_{k-1})\\ \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{x}}_{k-1}+\frac{\mathrm{\μ}}{{\left|r_{200}\right|}^3}(3\frac{x_{200}{\mathrm{\Δx}}_{k-1}+y_{200}{\mathrm{\Δy}}_{k-1}+z_{200}{\mathrm{\Δz}}_{k-1}}{{\left|r_{200}\right|}^2}{x}_{200}-{\mathrm{\Δx}}_{k-1})(t_k-t_{k-1})\\ \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{y}}_{k-1}+\frac{\mathrm{\μ}}{{\left|r_{200}\right|}^3}(3\frac{x_{200}{\mathrm{\Δx}}_{k-1}+y_{200}{\mathrm{\Δy}}_{k-1}+z_{00}{\mathrm{\Δz}}_{k-1}}{{\left|r_{200}\right|}^2}{y}_{200}-{\mathrm{\Δy}}_{k-1})(t_k-t_{k-1})\\ \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{z}}_{k-1}+\frac{\mathrm{\μ}}{{\left|r_{200}\right|}^3}(3\frac{x_{200}{\mathrm{\Δx}}_{k-1}+y_{200}{\mathrm{\Δy}}_{k-1}+z_{200}{\mathrm{\Δz}}_{k-1}}{{\left|r_{200}\right|}^2}{z}_{200}-{\mathrm{\Δz}}_{k-1})(t_k-t_{k-1})\end{array}\right]$

其中，μ为地球引力常数； ${\stackrel{\‾}{r}}_{200}={\left[\begin{array}{ccc}{x}_{200}& y_{200}& z_{200}\end{array}\right]}^T$ 为追踪航天器200在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的位置，该信息由导航计算机203提供。

在本发明中，相对轨道运动关系单元234以惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的相对位置和速度作为递推变量，该信息可直接与其他观测量进行计算，无需坐标转换。

(五)卡尔曼滤波解算单元235

卡尔曼滤波解算单元235依据滤波关系 ${\stackrel{\‾}{M}}_k=\stackrel{\‾}{G}({\stackrel{\‾}{M}}_{k,k-1},\mathrm{\ρ}\left(t_k\right),\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right),\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right))$ 对当前时刻t_k的测量距离ρ(t_k)、当前时刻t_k的参考天体-惯性单位矢量 $\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right)=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1\left(t_k\right),{\stackrel{\‾}{S}}_2\left(t_k\right),...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\left(t_k\right)\},$ 当前时刻t_k的夹角 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right)=\{{\mathrm{\γ}}_1\left(t_k\right),{\mathrm{\γ}}_2\left(t_k\right),...,{\mathrm{\γ}}_n\left(t_k\right)\}$ 和当前时刻t_k的位置与速度的递推值

进行滤波处理，得到当前时刻t_k的目标相对位置与速度的估计值

表示卡尔曼滤波关系函数。

在本发明中，测量距离ρ(t_k)表示测距装置202在当前时刻t_k下获得的目标航天器100相对于追踪航天器200的距离。

在本发明中，参考天体-惯性单位矢量 $\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right)=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1\left(t_k\right),{\stackrel{\‾}{S}}_2\left(t_k\right),...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\left(t_k\right)\}$ 表示星图匹配识别单元232在当前时刻t_k下获得的参考天体-惯性单位矢量 $\stackrel{\‾}{S}=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1,{\stackrel{\‾}{S}}_2,...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\}.$

在本发明中，夹角 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right)=\{{\mathrm{\γ}}_1\left(t_k\right),{\mathrm{\γ}}_2\left(t_k\right),...,{\mathrm{\γ}}_n\left(t_k\right)\}$ 表示焦平面上夹角关系确定单元233在当前时刻t_k下获得的夹角 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}=\{{\mathrm{\γ}}_1,{\mathrm{\γ}}_2,...,{\mathrm{\γ}}_n\}.$

为了验证本发明提出的相对导航方法较传统相对导航方法具有滤波精度高的特点，采用在近地轨道条件下进行仿真。所述近地轨道仿真环境，是指目标航天器100与追踪航天器200同时位于太阳同步轨道并相距约40km；追踪航天器200的可见光敏感器201的角度测量误差为0.01°(±σ)，安装角度误差为0.01°(±σ)；测距装置202的距离测量误差为50m(±3σ)；追踪航天器200的姿态测量误差为0.01°(±σ，三轴)。传统的相对导航方法是指目标视线矢量是在可见光敏感器201的测量坐标系下获得的，需要经过两次坐标变换后，在惯性坐标系下参与滤波结算。在坐标变化的过程中，该传统方法会引入导航敏感器安装误差和追踪航天器的姿态确定误差。目标航天器及参考天体的识别单元231在同一个安装坐标系下识别目标航天器100的像和参考天体400的像，简化了计算流程，省去了坐标系间转化所引入的误差。仿真结果如图4A、图4B、图5A和图5B所示。

图4A和图5A是在近地轨道仿真条件下，本发明所述相对导航方法获得的目标航天器100相对位置和相对速度估计值的误差在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的X、Y和Z轴投影。

图4B和图5B是在近地轨道仿真条件下，传统的相对导航方法获得的目标航天器100相对位置和相对速度估计值的误差在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的X、Y和Z轴投影。

图4A和图4B表明本发明所述相对导航方法获得的目标航天器100相对位置的估计精度为3.5m(±3σ，三轴)，传统的相对导航方法获得的目标航天器100相对位置的估计精度为7.5m(±3σ，三轴)。

图5A和图5B表明本发明所述相对导航方法获得的目标航天器100相对速度的估计精度为0.15m/s(±3σ，三轴)，传统的相对导航方法获得的目标航天器100相对速度的估计精度为0.70m/s(±3σ，三轴)。

仿真表明本发明所述相对导航方法在导航精度上优于传统的相对导航方法。

本发明提出一种利用背景天文信息的航天器相对导航方法和设备。该相对导航设备的基本组成是一个可见光视觉敏感器和一个距离测量敏感器。对于非合作目标，可以用激光测距仪进行测距；对于合作目标，除了可利用激光测距仪外，还可以在追踪航天器和目标航天器上安装无线电收发装置，通过无线电信号来测距。可见光视觉敏感器用于感知目标视线矢量和背景参考天体(恒星或行星)视线矢量，直接输出目标视线矢量与两个或多个背景参考天体视线矢量的夹角。当这些背景参考天体视线矢量非共线时，结合参考天体星历信息，就可以在惯性系下确定目标的视线矢量。进一步利用目标距离信息，可以解算出惯性系下的目标相对位置，实现相对导航。

Claims (3)

1.一种利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，其特征在于：该系统包括有目标航天器及参考天体的识别单元(231)、星图匹配识别单元(232)、焦平面上夹角关系确定单元(233)、相对轨道运动关系单元(234)和卡尔曼滤波解算单元(235)；

目标航天器及参考天体的识别单元(231)第一方面接收可见光敏感器(201)获得的目标天文背景(300)中的图像信息PC；第二方面采用基于局部熵的星体位置提取方法对图像信息PC，再通过线性内插方法获得目标航天器(100)在光学系统焦平面坐标系O_SX_SY_SZ_S上的目标航天器-像位置(x₁₀₀，y₁₀₀，0)和参考天体(400)在光学系统焦平面坐标系O_SX_SY_SZ_S上的参考天体-像位置

第三方面将目标航天器-像位置(x₁₀₀，y₁₀₀，0)和参考天体-像位置输出给焦平面上夹角关系确定单元(233)；第四方面将参考天体-像位置

输出给星图匹配识别单元(232)；

星图匹配识别单元(232)第一方面采用多边形角距匹配算法方法对参考天体-像位置进行处理，得到参考天体(400)在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的当前时刻t_k的参考天体-惯性单位矢量 $\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right)=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1\left(t_k\right),{\stackrel{\‾}{S}}_2\left(t_k\right),...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\left(t_k\right)\},$ 第二方面将当前时刻t_k的参考天体-惯性单位矢量 $\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right)=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1\left(t_k\right),{\stackrel{\‾}{S}}_2\left(t_k\right),...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\left(t_k\right)\}$ 输出给卡尔曼滤波解算单元(235)；

焦平面上夹角关系确定单元(233)第一方面将接收到的目标航天器-像位置(x₁₀₀，y₁₀₀，0)和参考天体-像位置第二方面计算目标航天器(200)视线与参考天体(400)视线之间在当前时刻t_k的夹角 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right)=\{{\mathrm{\γ}}_1\left(t_k\right),{\mathrm{\γ}}_2\left(t_k\right),...,{\mathrm{\γ}}_n\left(t_k\right)\};$ 第三方面将夹角 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right)=\{{\mathrm{\γ}}_1\left(t_k\right),{\mathrm{\γ}}_2\left(t_k\right),...,{\mathrm{\γ}}_n\left(t_k\right)\}$ 输出给卡尔曼滤波解算单元(235)；

相对轨道运动关系单元(234)依据前一时刻t_k-1的位置与速度估计值 ${\stackrel{\‾}{M}}_{k-1}={\left[\begin{array}{cccccc}{\mathrm{\Δx}}_{k-1}& {\mathrm{\Δy}}_{k-1}& {\mathrm{\Δz}}_{k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{x}}_{k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{y}}_{k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{z}}_{k-1}\end{array}\right]}^T$ 和位置与速度递推关系

获得当前时刻t_k的位置与速度递推值 ${\stackrel{\‾}{M}}_{k,k-1}={\left[\begin{array}{cccccc}{\mathrm{\Δx}}_{k,k-1}& {\mathrm{\Δy}}_{k,k-1}& {\mathrm{\Δz}}_{k,k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{x}}_{k,k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{y}}_{k,k-1}& \mathrm{\Δ}{\stackrel{\·}{z}}_{k,k-1}\end{array}\right]}^T;$

表示当前时刻t_k的位置与速度的递推值，

表示前一时刻t_k-1的位置与速度估计值，表示追踪航天器200在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的位置，

表示递推关系函数；

卡尔曼滤波解算单元(235)依据滤波关系 ${\stackrel{\‾}{M}}_k=\stackrel{\‾}{G}({\stackrel{\‾}{M}}_{k,k-1},\mathrm{\ρ}\left(t_k\right),\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right),\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right))$ 对当前时刻t_k的测量距离ρ(t_k)、当前时刻t_k的参考天体-惯性单位矢量 $\stackrel{\‾}{S}\left(t_k\right)=\{{\stackrel{\‾}{S}}_1\left(t_k\right),{\stackrel{\‾}{S}}_2\left(t_k\right),...,{\stackrel{\‾}{S}}_n\left(t_k\right)\},$ 当前时刻t_k的夹角 $\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}\left(t_k\right)=\{{\mathrm{\γ}}_1\left(t_k\right),{\mathrm{\γ}}_2\left(t_k\right),...,{\mathrm{\γ}}_n\left(t_k\right)\}$ 和递推值进行滤波处理，得到当前时刻t_k的目标相对位置与速度的估计值

表示卡尔曼滤波关系函数。

2.根据权利要求1所述的利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，其特征在于：获得的目标航天器(100)相对位置的估计精度为3.5m；获得的目标航天器(100)相对速度的估计精度为0.15m/s。

3.根据权利要求1所述的利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，其特征在于：目标航天器及参考天体的识别单元(231)在同一个安装坐标系下识别目标航天器(100)的像和参考天体(400)的像，省去了坐标系间转化所引入的误差。

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