CN103323823A - 一种交会对接交会雷达导航误差分析方法 - Google Patents

Abstract

一种交会对接交会雷达导航误差分析方法，首先测量获取交会雷达原始测量值，并将原始测量值转换到交会雷达测量直角坐标系下；通过各坐标转换最终得到基于交会雷达在目标航天器RVD坐标系下的交会雷达导航值；通过分析在坐标转换过程中交会雷达及其合作目标的安装误差、测量误差、运输飞船的姿态确定误差、定轨误差等因素，经坐标系转换和误差的传播方程，得到交会雷达测量值导航误差值；本发明误差分析方法可用于交会对接中交会雷达导航方案设计，尤其是当导航精度不能满足任务要求时，可以为提高导航精度的技术攻关指明道路。

Description

一种交会对接交会雷达导航误差分析方法

技术领域

本发明涉及空间交会对接中使用的相对测量敏感器交会雷达的导航误差分析方法，用于交会对接GNC控制系统的研制，还可推广应用于其它近距离交会航天器的交会雷达相对导航设计。

背景技术

早在60年代初期，航天科学家们就认识到空间交会对接技术的重要性，同时认为实现空间交会对接有非常广阔的前景，因此美国、前苏联/俄罗斯、欧洲、日本及我国航天科学家们都积极地开展这一领域的基础技术研究。从空间交会对接的控制方式来看，美国主要以人控交会对接为主，俄罗斯虽然以自动控制为主，但测量敏感器与我国的有很大不同。

交会雷达作为空间交会对接任务使用的一种重要的相对测量敏感器，交会雷达主要包括激光雷达和微波雷达；由其测量值得到的相对导航信息的精度高低，直接影响到交会对接任务的成败。在进行交会对接制导、导航与控制系统设计时，必须事先对导航误差进行分析。导航误差分析要全面准确地反映导航系统的误差来源以及这些误差源对导航值的影响程度。由于评价交会对接精度的指标是基于导航坐标系，因此在工程设计时需要建立相对测量敏感器与导航坐标系之间的误差传播关系。从目前公开发表的文献和专利来看，尚无与此相关的导航误差分析方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种交会对接交会雷达导航误差分析方法，解决了基于交会雷达测量的交会对接导航方案，在无误差分析依据的情况下，盲目设计的问题。

本发明的技术方案是：一种交会对接交会雷达导航误差分析方法，步骤如下：

1）测量获取交会雷达原始测量值，包括合作目标相对于交会雷达的相对距离ρ、合作目标相对于交会雷达的相对距离变化率

仰角α、方位角β、仰角变化率

方位角变化率

2）将步骤1）中获取的交会雷达原始测量值转换到交会雷达测量直角坐标系下；

3）将步骤2）转换得到的交会雷达测量直角坐标系下的测量值转换到追踪航天器本体系下；

4）将步骤3）转换得到的交会雷达在追踪航天器本体系下的测量值转换到追踪航天器轨道系下；

5）将步骤4）转换得到的交会雷达在追踪航天器轨道系下的测量值转换到J2000惯性系下；

6）将步骤5）转换得到的交会雷达在J2000惯性系下的测量值转换到目标航天器轨道系下；

7）将步骤6）转换得到的交会雷达在目标航天器轨道系下的测量值转换到目标航天器RVD坐标系下，得到基于交会雷达在目标航天器RVD坐标系下的交会雷达导航值；

8）根据步骤1）～步骤7）中各坐标系之间的转换关系，得到转换环节中存在的各种误差源；

9）根据误差传播方程建立步骤8）中的各种误差源误差与导航值误差之间的转换函数，得到交会雷达测量值导航误差值。

步骤8）中所述的各种误差源具体为：交会雷达测量误差：δρ、δα、δβ，

交会雷达在追踪航天器上的方向和位置安装误差：δC_LRb，δM_LRb；交会雷达合作目标在目标航天器上的方向和位置安装误差：δC_LRTb，δM_LRTb；追踪航天器对地姿态测量误差：δC_bo；追踪航天器对地姿态测量误差：δC_boT；追踪航天器测定轨误差：δC_OIofC；目标航天器测定轨误差：δC_OIofT；追踪航天器惯性姿态角速度测量误差：δω_x,δω_y,δω_z；目标航天器轨道角速度误差：δω_T。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明找到了一种系统解决交会对接交会雷达相对导航误差分析方法，该方法简单、实用，误差来源清晰、覆盖全面，误差分析准确，根据本发明专利的交会雷达相对导航误差分析为交会对接控制指标分配提供了依据，同时根据本误差分析方法，可以方便的对导航数据中的各误差源进行灵敏度分析，当导航精度不能满足任务要求时，可以为提高导航精度的技术攻关指明道路。该方法已经成功应用于我国空间交会对接制导、导航与控制系统的设计，为神舟八号、神舟九号和天宫一号交会对接的成功提供了有力的保证。

附图说明

图1是本发明交会雷达测量值至交会雷达导航值的转换关系图。

图2是本发明交会雷达原始测量值在其测量直角坐标系下的示意图。

具体实施方式

下面结合具体的实施例作进一步解释，如图1所示为本发明流程图：

（一）交会雷达测量值至交会对接用导航值的转换关系

（1）获得交会雷达原始测量值ρ、α、β，

交会雷达具有捕获、跟踪和测量功能，能够给出合作目标相对于交会雷达的相对距离ρ、合作目标相对于交会雷达的相对距离变化率仰角α、方位角β、仰角变化率

方位角变化率

ρ、α、β的定义见图2。

图2中交会雷达测量直角坐标系ox_LRy_LRz_LR，其原点o为交会雷达转轴中心，即仰角α和方位角β转轴的交点，ox_LR轴为α、β等于0°时的测量主轴，oz_LR轴垂直于ox_LR轴指向交会雷达底座，oy_LR轴与ox_LR、oz_LR轴构成右手系。

（2）将（1）中交会雷达原始测量值转换到交会雷达测量直角坐标系下，

具体转换关系如下：

$\left\{\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{LR}}=\mathrm{\ρ}\·\cos \mathrm{\α}\·\cos \mathrm{\β}\\ y_{\mathrm{LR}}=\mathrm{\ρ}\·\cos \mathrm{\α}\·\cos \mathrm{\β}\\ z_{\mathrm{LR}}=-\mathrm{\ρ}\·\sin \mathrm{\α}\end{array}\right.$

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_{\mathrm{LR}}=\stackrel{\·}{\mathrm{\ρ}}\·\cos \mathrm{\α}\·\cos \mathrm{\β}-\mathrm{\ρ}\·\sin \mathrm{\α}\·\cos \mathrm{\β}\·\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}-\mathrm{\ρ}\·\cos \mathrm{\α}\·\sin \mathrm{\β}\·\stackrel{\·}{\mathrm{\β}}\\ {\stackrel{\·}{y}}_{\mathrm{LR}}=\stackrel{\·}{\mathrm{\ρ}}\·\cos \mathrm{\α}\·\sin \mathrm{\β}-\mathrm{\ρ}\·\sin \mathrm{\α}\·\sin \mathrm{\β}\·\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}+\mathrm{\ρ}\·\cos \mathrm{\α}\·\cos \mathrm{\β}\stackrel{\·}{\mathrm{\β}}\\ {\stackrel{\·}{z}}_{\mathrm{LR}}=-\stackrel{\·}{\mathrm{\ρ}}\·\sin \mathrm{\α}-\mathrm{\ρ}\·\cos \mathrm{\α}\·\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\end{array}\right.$

（3）将（2）中转换得到的交会雷达测量直角坐标系下的测量值转换到追踪航天器本体系下。

追踪航天器本体系ox_Rby_Rbz_Rb，其原点o为追踪航天器质心，ox_Rb轴沿追踪航天器纵轴，指向对接机构，oy_Rb轴沿追踪航天器的横向，垂直于纵轴，沿ox_Rb轴方向看，指向航天器正右方，oz_Rb轴与ox_Rb、oy_Rb轴构成右手系。具体转换关系如下：

$\left[\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{Rb}}\\ y_{\mathrm{Rb}}\\ z_{\mathrm{Rb}}\end{array}\right]=C_{\mathrm{LRb}}^T\left[\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{LR}}\\ y_{\mathrm{LR}}\\ z_{\mathrm{LR}}\end{array}\right]+M_{\mathrm{LRb}}$

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_{\mathrm{Rb}}\\ {\stackrel{\·}{y}}_{\mathrm{Rb}}\\ {\stackrel{\·}{z}}_{\mathrm{Rb}}\end{array}\right]=C_{\mathrm{LRb}}^T\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_{\mathrm{LR}}\\ {\stackrel{\·}{y}}_{\mathrm{LR}}\\ {\stackrel{\·}{z}}_{\mathrm{LR}}\end{array}\right]$

其中C_LRb为交会雷达在追踪航天器上的姿态安装矩阵，M_LRb为交会雷达在追踪航天器上的安装位置。

（4）将（3）中转换得到的交会雷达在追踪航天器本体系下的测量值转换到目标航天器轨道系下。

目标航天器轨道系ox_o1y_o1z_o1，其原点o为目标航天器质心，oz_o1轴指向地球的质心，oy_o1轴垂直于oz_o1轴，指向轨道角速度的负方向，ox_o1轴与oz_o1、oy_o1轴构成右手系。具体转换关系如下：

$\left[\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{ol}}\\ y_{\mathrm{ol}}\\ z_{\mathrm{ol}}\end{array}\right]=C_{\mathrm{OIofT}}\·{(C_{\mathrm{bo}}\·C_{\mathrm{OIofC}})}^T\left[\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{Rb}}\\ y_{\mathrm{Rb}}\\ z_{\mathrm{Rb}}\end{array}\right]$

${\stackrel{\·}{x}}_{\mathrm{tmp}}={\stackrel{\·}{x}}_{\mathrm{Rb}}-{\mathrm{\ω}}_z{y}_{\mathrm{Rb}}+{\mathrm{\ω}}_y{z}_{\mathrm{Rb}}$

${\stackrel{\·}{y}}_{\mathrm{tmp}}={\stackrel{\·}{y}}_{\mathrm{Rb}}+{\mathrm{\ω}}_z{x}_{\mathrm{Rb}}-{\mathrm{\ω}}_x{z}_{\mathrm{Rb}}$

${\stackrel{\·}{z}}_{\mathrm{tmp}}={\stackrel{\·}{z}}_{\mathrm{Rb}}-{\mathrm{\ω}}_y{x}_{\mathrm{Rb}}+{\mathrm{\ω}}_x{y}_{\mathrm{Rb}}$

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_{\mathrm{ol}}\\ {\stackrel{\·}{y}}_{\mathrm{ol}}\\ {\stackrel{\·}{z}}_{\mathrm{ol}}\end{array}\right]=C_{\mathrm{OIofT}}\·{(C_{\mathrm{bo}}\·C_{\mathrm{OIofC}})}^T\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_{\mathrm{tmp}}\\ {\stackrel{\·}{y}}_{\mathrm{tmp}}\\ {\stackrel{\·}{z}}_{\mathrm{tmp}}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_T{z}_{\mathrm{ol}}\\ 0\\ -{\mathrm{\ω}}_T{x}_{\mathrm{ol}}\end{array}\right]$

其中，C_bo为追踪航天器对地姿态方向余弦阵，C_OIofC为追踪航天器轨道系与J2000惯性系的转换矩阵，C_OIofT为目标航天器轨道系与J2000惯性系的转换矩阵，ω_x,ω_y,ω_z为追踪航天器惯性姿态角速度，ω_T为目标航天器轨道角速度。

（5）将（4）中转换得到的交会雷达在目标航天器轨道系下的测量值转换到目标航天器RVD坐标系下，最终得到基于交会雷达在目标航天器RVD坐标系下的交会雷达导航值x,y,z,

目标航天器RVD坐标系oxyz，其原点o为目标航天器质心，oz轴指向地球的质心，oy轴垂直于oz轴，指向轨道角速度方向，ox轴与oz、oy轴构成右手系。具体转换公式如下：

$\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{ol}}\\ y_{\mathrm{ol}}\\ z_{\mathrm{ol}}\end{array}\right]+C_{\mathrm{boT}}^T{C}_{\mathrm{LRTb}}^T{M}_{\mathrm{LRTb}}$

$\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{x}\\ \stackrel{\·}{y}\\ \stackrel{\·}{z}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{x}}_{\mathrm{ol}}\\ {\stackrel{\·}{y}}_{\mathrm{ol}}\\ {\stackrel{\·}{z}}_{\mathrm{ol}}\end{array}\right]$

其中，C_boT为目标航天器对地姿态方向余弦阵，C_LRTb为交会雷达合作目标在目标航天器上的姿态安装矩阵，M_LRTb为交会雷达合作目标在目标航天器上的安装位置。

上述x,y,z,

为由交会雷达测量值计算得到的交会雷达导航值。

（二）误差源分析

由上述转换关系中可以得到，导航值计算中的误差源主要有：

（1）交会雷达测量误差：δρ、δα、δβ，

（2）交会雷达在追踪航天器上的方向和位置安装误差：δC_LRb，δM_LRb。

（3）交会雷达合作目标在目标航天器上的方向和位置安装误差：δC_LRTb，δM_LRTb。

（4）追踪航天器对地姿态测量误差：δC_bo。

（5）追踪航天器对地姿态测量误差：δC_boT。

（6）追踪航天器测定轨误差：δC_OIofC。

（7）目标航天器测定轨误差：δC_OIofT。

（8）追踪航天器惯性姿态角速度测量误差：δω_x,δω_y,δω_z。

（9）目标航天器轨道角速度误差：δω_T。

（三）误差分析方法

应用误差传播方程可以分析上述误差源对导航精度的影响，具体如下：

根据交会雷达测量值至交会雷达导航值的转换关系可得非线性方程组F(X)=0，其中X为

假设X*为方程组F(X)=0的真实解，

为计算求解得到的解，非线性函数F(X)对应的一阶雅克比矩阵为S，则有定义误差

为ΔX，将ΔX分为输入的各误差源和输出的导航误差两部分，即 $\mathrm{\ΔX}=\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δe}\\ \mathrm{\Δu}\end{array}\right],$ 其中Δe为导航误差

Δu为各误差源

由于SΔX=0，根据ΔX的分解，矩阵S也可按列分解为两部分，即

由此可得S_eΔe+S_uΔu=0，即S_eΔe=-S_uΔu，对上式求广义逆可得

上式即为各种误差源与导航值之间的误差转换关系，完成了交会雷达测量值导航误差的计算。

本发明未具体说明部分属于本领域公知技术。

Claims (2)

1.一种交会对接交会雷达导航误差分析方法，其特征在于步骤如下：

1）测量获取交会雷达原始测量值，包括合作目标相对于交会雷达的相对距离ρ、合作目标相对于交会雷达的相对距离变化率仰角α、方位角β、仰角变化率

方位角变化率

2）将步骤1）中获取的交会雷达原始测量值转换到交会雷达测量直角坐标系下；

3）将步骤2）转换得到的交会雷达测量直角坐标系下的测量值转换到追踪航天器本体系下；

4）将步骤3）转换得到的交会雷达在追踪航天器本体系下的测量值转换到追踪航天器轨道系下；

5）将步骤4）转换得到的交会雷达在追踪航天器轨道系下的测量值转换到J2000惯性系下；

6）将步骤5）转换得到的交会雷达在J2000惯性系下的测量值转换到目标航天器轨道系下；

7）将步骤6）转换得到的交会雷达在目标航天器轨道系下的测量值转换到目标航天器RVD坐标系下，得到基于交会雷达在目标航天器RVD坐标系下的交会雷达导航值；

8）根据步骤1）～步骤7）中各坐标系之间的转换关系，得到转换环节中存在的各种误差源；

9）根据误差传播方程建立步骤8）中的各种误差源误差与导航值误差之间的转换函数，得到交会雷达测量值导航误差值。

2.根据权利要求1所述的一种交会对接交会雷达导航误差分析方法，其特征在于：步骤8）中所述的各种误差源具体为：交会雷达测量误差：δρ、δα、δβ，

交会雷达在追踪航天器上的方向和位置安装误差：δC_LRb，δM_LRb；交会雷达合作目标在目标航天器上的方向和位置安装误差：δC_LRTb，δM_LRTb；追踪航天器对地姿态测量误差：δC_bo；追踪航天器对地姿态测量误差：δC_boT；追踪航天器测定轨误差：δC_OIofC；目标航天器测定轨误差：δC_OIofT；追踪航天器惯性姿态角速度测量误差：δω_x,δω_y,δω_z；目标航天器轨道角速度误差：δω_T。

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