CN103868514A

CN103868514A - 一种在轨飞行器自主导航系统

Info

Publication number: CN103868514A
Application number: CN201410106004.8A
Authority: CN
Inventors: 姬晓琴; 刘准; 冯路明; 踪华; 聂琦; 杜华军; 严志刚; 李磊
Original assignee: China Academy of Launch Vehicle Technology CALT; Beijing Aerospace Automatic Control Research Institute
Current assignee: China Academy of Launch Vehicle Technology CALT; Beijing Aerospace Automatic Control Research Institute
Priority date: 2014-03-20
Filing date: 2014-03-20
Publication date: 2014-06-18
Anticipated expiration: 2034-03-20
Also published as: CN103868514B

Abstract

一种在轨飞行器自主导航系统，由捷联惯组、卫星接收机、大视场星敏感器、紫外敏感器、计算机组成（简写为惯性+卫星+星光+紫外+计算机），当飞行器处于中低地球轨道时，采用惯性+卫星+星光组合导航系统，紫外为定位定姿的备份设备；当飞行器处于高地球轨道时，采用惯性+紫外+星光组合导航系统，克服了现有卫星接收机在高轨时定位精度变差或不能定位的问题。该自主导航系统不依赖于地面测控站，解决了航天器进行多星部署任务时面临的长时间在轨的自主导航需求，实现了低中高轨的高精度自主导航。该技术可应用于航天器的在轨服务、多星部署的自主导航方面。

Description

一种在轨飞行器自主导航系统

技术领域

本发明涉及一种在轨飞行器自主导航系统，属于飞行器导航领域。

背景技术

导航是指给载体提供实时的姿态、速度和位置信息的技术和方法。航天器自主导航是实现航天器自主运行与精密控制的前提和基础，是航天器仅依赖星载导航测量设备实时确定自身的位置、速度等导航参数的技术。它不需要依赖地面观测站，大大提高了卫星系统的机动性、隐蔽性、抗干扰性和生存能力。航天器的自主导航方式主要有三种：惯性导航、卫星导航和天文导航，现在各航天大国都在积极发展自主导航技术

惯性导航系统（INS，Inertial Navigation System）是以牛顿第二定律（惯性定律）为基础，利用加速度计测量载体的加速度，利用陀螺仪测量载体的角运动，经过积分运算求解载体位置、速度和姿态信息的技术。INS由于具有全天候、完全自主、不受外界干扰、可以提供全导航参数（位置、速度、姿态）等优点，是目前最主要的导航系统之一。但是INS有一个致命的缺点：导航定位误差随时间积累。

卫星导航系统（Global Navigation Satellites System，GNSS）是一种天基无线电导航系统。它通过测量若干颗已知星历的卫星到用户接收设备间的无线电延时来确定用户的位置。它能够在全球范围内，为多个用户，全天候、实时、连续地提供高精度的三维位置、速度及时间信息。目前己经投入运营或正在建设的几个主要的卫星导航系统有：美国的全球定位系统（GlobalPositioning System，GPS）、俄罗斯的全球导航卫星系统GLONASS、欧洲的伽利略全球卫星导航系统(GALILEO）、中国的北斗卫星导航系统COMPASS（北斗一代及北斗二代）等。其中以GPS的应用最为广泛。国内外利用GPS，差分GPS和跟踪与数据中继卫星系统（Tracking and Data RelaySatellite System，TDRSS）对近地航天器进行自主导航的技术已基本成熟，但该方法的缺点是易受干扰，且必须依靠其它位置已知的卫星提供的相对距离等观测量，从某种意义上说，这种导航方法只能称为半自主导航。GNSS用于高轨道卫星定位时则受到星数不足，观测几何差的限制，定位精度变差或不能定位。

天文导航系统（Celestial Navigation System，CNS）是以已知准确空间位置、不可毁灭的自然天体为基准，通过光电方式来测定天体的位置以获得天体相对于载体的高度角和方位角，从而解算出载体位置、速度和姿态的导航方法。近地轨道航天器，主要利用地球的各种观测量，如地磁场、地心距和地心方向等；远地轨道航天器，利用各种天体如恒星、行星、小行星和X射线脉冲星（X-ray Pulsar）等天文导航方式。天文导航具有隐蔽性好、自主性强的优点，但是其定轨精度较低，高轨道卫星的定轨精度一般在几百米的量级，根据资料X射线脉冲星导航可达到百米内的精度；星光定姿精度较高，但是其导航数据率较低；在某些情况下会受到外界环境的影响，输出信息不连续等。

综上所述，由于不同导航方式各有其优缺点，显然要实现航天器长时间在轨自主导航，依靠单一的导航系统是不可行的，必须采用某种组合导航方式来实现高精度自主导航。由于（惯性导航）INS可以提供高速率的全导航信息，因此组合方式一般以INS为核心，其它导航方式为辅，控制INS误差的积累，降低系统对惯性器件精度的依赖，进而降低整个系统的成本。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种长时间在轨的飞行器自主导航系统，即捷联惯组+卫星接收机+大视场星敏感器+紫外敏感器+计算机的组合导航系统（简写为惯性+卫星+星光+紫外+计算机），不依赖于地面测控站，解决了航天器进行多星部署任务时面临的长时间在轨的自主导航需求，可实现低中高轨的高精度自主导航。该技术可应用于航天器的在轨服务、多星部署的自主导航方面。

本发明的技术解决方案是：

一种在轨飞行器自主导航系统，包括：卫星接收机、紫外敏感器、大视场星敏感器、捷联惯组和信息处理模块；

卫星接收机接收导航卫星的信息，并给信息处理模块提供飞行器的当前位置和速度信息；紫外敏感器敏感地球和恒星的紫外信息，给信息处理模块提供飞行器的地心距、地心矢量和姿态信息；大视场星敏感器敏感恒星的星光信息，给信息处理模块提供飞行器姿态信息；捷联惯组敏感飞行器的角速度及加速度信息，给信息处理模块提供陀螺仪和加速度计信息；

飞行器处于中低地球轨道时，信息处理模块根据捷联惯组、卫星接收机和大视场星敏感器提供的测量信息进行信息融合处理，得到飞行器自主导航信息；

飞行器处于高地球轨道时，信息处理模块根据捷联惯组、紫外敏感器和大视场星敏感器提供的测量信息进行信息融合处理，得到飞行器自主导航信息。

所述飞行器处于中低地球轨道时，信息处理模块根据捷联惯组、卫星接收机和大视场星敏感器提供的测量信息进行信息融合处理，得到飞行器自主导航信息，具体为：

（2.1）仅考虑地球引力，不考虑摄动力情况下，组合导航系统状态方程为：

\begin{matrix} \overset{\cdot}{X = V} \\ \overset{\cdot}{V} = C_{B}^{I} (a_{B} - K_{0} - {&dtri;}_{a}) + G_{e} \\ {\overset{\cdot}{R}}_{p} = \frac{1}{4} C_{Rp} (ω_{B} - D_{0} - {&dtri;}_{g}) \\ {\overset{\cdot}{K}}_{0} = 0 \\ {\overset{\cdot}{D}}_{0} = 0 \\ cδ \overset{\cdot}{t} = cδf + w_{cδt} \\ cδ \overset{\cdot}{f} = w_{cδf} \end{matrix}

式中：X为飞行器的位置，V为飞行器的速度，R_p为MRPs表征的飞行器姿态，K₀为加速度计零位误差，D₀为陀螺零漂，cδt为与接收机时钟误差等效的距离误差，cδf为与接收机时钟频率误差等效的距离率误差；

为弹体系到惯性系的转换矩阵，G_e为地球引力加速度；a_B为加速度计测量信息、ω_B为陀螺仪测量信息；

为加速度计测量噪声、

为陀螺仪测量噪声；w_cδt为等效距离测量噪声、w_cδf为等效距离率测量噪声；方程左边各变量上方的“.”表示该变量的一阶导数；

C_{Rp} = [\begin{matrix} 1 + r_{1}^{2} - r_{2}^{2} - r_{3}^{2} & 2 (r_{1} r_{2} - r_{3}) & 2 (r_{1} r_{3} + r_{2}) \\ 2 (r_{1} r_{2} + r_{3}) & 1 - r_{1}^{2} + r_{2}^{2} - r_{3}^{2} & 2 (r_{2} r_{3} - r_{1}) \\ 2 (r_{1} r_{3} - r_{2}) & 2 (r_{2} r_{3} + r_{1}) & 1 - r_{1}^{2} - r_{2}^{2} + r_{3}^{2} \end{matrix}],

r₁、r₂、r₃为

R_{p} = [\begin{matrix} r_{1} \\ r_{2} \\ r_{3} \end{matrix}]

的三个姿态分量；

（2.2）组合导航系统量测方程为：

Z (t) = [\begin{matrix} \overset{\cdot}{ρ} \\ ρ \\ R_{p} \end{matrix}] = [\begin{matrix} {\overset{\cdot}{ρ}}^{0} \\ ρ^{0} \\ R_{p}^{0} \end{matrix}] + [\begin{matrix} I_{n \times 1} cΔf \\ I_{n \times 1} cΔt \\ O_{3 \times 1} \end{matrix}] + [\begin{matrix} v_{\overset{\cdot}{ρ}} \\ v_{ρ} \\ v_{s} \end{matrix}]

式中Z(t)为量测向量，ρ为接收机测量的伪距信息，

为接收机测量的伪距率信息，R_p为星敏感器测量的姿态信息；ρ⁰为惯性解算的伪距信息，为惯性解算的伪距率信息，

为惯性解算的姿态信息；v_ρ为伪距测量噪声，

为伪距率测量噪声，v_s为姿态测量噪声；I_n×1为n×1的单位阵，O_3×1为3×1的零矩阵，n表示卫星接收机接收到的导航卫星星数，当导航星数n>4时，可按最佳星座选择方法选择四颗导航星；

（2.3）采用非线性无迹卡尔曼滤波方法对所述组合导航系统状态方程和所述组合导航系统量测方程进行滤波处理，得到飞行器的速度、位置和姿态的估计值，即得到所述飞行器的自主导航信息。

所述飞行器处于高地球轨道时，信息处理模块根据捷联惯组、紫外敏感器和大视场星敏感器提供的测量信息进行信息融合处理，得到飞行器自主导航信息，具体为：

（3.1）组合导航系统状态方程为：

\begin{matrix} \overset{\cdot}{X} = V \\ \overset{\cdot}{V} = C_{B}^{I} (a_{B} - K_{0} - {&dtri;}_{a}) + G_{e} \\ {\overset{\cdot}{R}}_{p} = \frac{1}{4} C_{Rp} (ω_{B} - D_{0} - {&dtri;}_{g}) \\ {\overset{\cdot}{K}}_{0} = 0 \\ {\overset{\cdot}{D}}_{0} = 0 \end{matrix}

（3.2）组合导航系统量测方程为：

Z_{u} (t) = [\begin{matrix} r \\ R \\ R_{p} \end{matrix}] = [\begin{matrix} r^{0} R^{0} R_{p}^{0} \end{matrix}] + [\begin{matrix} v_{r} \\ v_{E} \\ v_{s} \end{matrix}]

式中：Z_u(t)为量测向量，r为紫外敏感器测量的地心距，R为紫外敏感器测量的单位地心矢量；r⁰为惯性解算的地心距，R⁰为惯性解算的单位地心矢量v_r为地心距测量噪声、v_E为地心矢量测量噪声；

（3.3）采用非线性无迹卡尔曼滤波方法对所述组合导航系统状态方程和所述组合导航系统量测方程进行滤波处理，得到飞行器的速度、位置和姿态的估计值，即得到所述飞行器的自主导航信息。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

（1）当飞行器处于高地球轨道时，采用紫外敏感器实现了高精度的自主定位，克服了现有的卫星导航在高轨时无法正常工作或定位精度变差的弊端。

（2）该自主组合导航系统中，紫外敏感器可进行定姿定位，因此在低中轨时，它可作为卫星定位、星光定姿的备份设备，而在高轨时，它可作为星光定姿的备份设备，增加了系统的可靠性。

（3）采用信息融合处理得到的高精度的飞行器运动状态参数估计对惯性导航的结果进行修正，提高惯导精度，同时也可对卫星接收机、星敏感器及紫外敏感器的测量提供辅助。

（4）该自主组合导航系统不依赖于地面测控站，实现了长时间在轨的自主导航。

附图说明

图1为本发明系统框图；

具体实施方式

本发明针对轨道转移飞行器进行多星部署任务时面临的长时间在轨自主导航问题，提出了一种在轨飞行器的自主导航系统方案，该系统由捷联惯组、卫星接收机、大视场星敏感器、紫外敏感器、信息处理模块（计算机）组成，不依赖于地面测控站，实现了长时间在轨高精度自主导航，适用于低中高地球轨道的自主导航。

如图1所示，本发明的自主导航系统包括：卫星接收机、紫外敏感器、大视场星敏感器、捷联惯组和信息处理模块（计算机）；

卫星接收机接收导航卫星的信息，并给信息处理模块提供飞行器的当前位置和速度信息；紫外敏感器敏感地球和恒星的紫外信息，给信息处理模块提供飞行器的地心距、地心矢量和姿态信息；大视场星敏感器敏感恒星的星光信息，给信息处理模块提供飞行器姿态信息；捷联惯组敏感飞行器的角速度及加速度信息，给信息处理模块提供陀螺仪和加速度计信息。信息处理模块首先根据陀螺加表信息进行惯性解算得到飞行器的位置、速度、姿态信息，在此基础上，与其它敏感器的测量信息进行信息融合处理，最终得到飞行器运动状态参数的高精度估计。

组合导航系统根据飞行器所处地球轨道高度的不同有如下两种工作模式：

飞行器处于中低地球轨道时，信息处理模块根据捷联惯组、卫星接收机和大视场星敏感器提供的测量信息进行信息融合处理，得到飞行器自主导航信息；此时紫外敏感器作为卫星定位、星光定姿的备份设备，当卫星接收机或星敏感器故障时，采用惯性+紫外组合导航系统进行定位定姿，只是导航精度有所降低。

飞行器处于高地球轨道时，信息处理模块根据捷联惯组、紫外敏感器和大视场星敏感器提供的测量信息进行信息融合处理，得到飞行器自主导航信息，解决了现有卫星接收机在高轨时定位精度变差或不能定位的问题；此时将紫外敏感器的定姿功能作为星光定姿的备份，当星敏感器故障时，利用紫外敏感器进行定姿，只是定姿精度有所降低。

飞行器处于中低地球轨道时的惯性+卫星+星光组合导航系统。信息处理模块根据捷联惯组、卫星接收机和大视场星敏感器提供的测量信息进行信息融合处理，得到飞行器自主导航信息，具体为：

考虑到在惯性+卫星+星光组合导航系统中，当有用卫星个数低于四颗时，基于位置和速度的组合导航系统无法进行正常工作，而基于伪距、伪距率的紧组合导航系统仍能提供一定的导航精度，因此这里对基于伪距、伪距率的紧组合导航系统进行研究。又因为四元数虽然是全局无奇异的姿态表述，但由于四元数不是姿态的最小实现，在滤波递推过程中由因无法始终满足四元数归一化条件而导致滤波误差增大。这里选取接近全局的最小姿态实现MRPs（修正罗德里格斯参数，Modified Rodrigues Parameters）参数作为姿态表述，既降低了系统维数又保证了滤波精度。

（2.1）组合导航系统状态方程可写为（只考虑地球引力，不考虑摄动力）：

\begin{matrix} \overset{\cdot}{X} = V \\ \overset{\cdot}{V} = C_{B}^{I} (a_{B} - K_{0} - {&dtri;}_{a}) + G_{e} \\ {\overset{\cdot}{R}}_{p} = \frac{1}{4} C_{Rp} (ω_{B} - D_{0} - {&dtri;}_{g}) \\ {\overset{\cdot}{K}}_{0} = 0 \\ {\overset{\cdot}{D}}_{0} = 0 \\ cδ \overset{\cdot}{t} = cδf + w_{cδt} \\ cδ \overset{\cdot}{f} = w_{cδf} \end{matrix}

为弹体系到惯性系的转换矩阵，G_e为地球引力加速度；a_B为加速度计测量信息、ω_B为陀螺仪测量信息；为加速度计测量噪声、

C_{Rp} = [\begin{matrix} 1 + r_{1}^{2} - r_{2}^{2} - r_{3}^{2} & 2 (r_{1} r_{2} - r_{3}) & 2 (r_{1} r_{3} + r_{2}) \\ 2 (r_{1} r_{2} + r_{3}) & 1 - r_{1}^{2} + r_{2}^{2} - r_{3}^{2} & 2 (r_{2} r_{3} - r_{1}) \\ 2 (r_{1} r_{3} - r_{2}) & 2 (r_{2} r_{3} + r_{1}) & 1 - r_{1}^{2} - r_{2}^{2} + r_{3}^{2} \end{matrix}],

r₁、r₂、r₃为

R_{p} = [\begin{matrix} r_{1} \\ r_{2} \\ r_{3} \end{matrix}]

的三个姿态分量；

（2.2）组合导航系统量测方程可写为：

Z (t) = [\begin{matrix} \overset{\cdot}{ρ} \\ ρ \\ R_{p} \end{matrix}] = [\begin{matrix} {\overset{\cdot}{ρ}}^{0} \\ ρ^{0} \\ R_{p}^{0} \end{matrix}] + [\begin{matrix} I_{n \times 1} cΔf \\ I_{n \times 1} cΔt \\ O_{3 \times 1} \end{matrix}] + [\begin{matrix} v_{\overset{\cdot}{ρ}} \\ v_{ρ} \\ v_{s} \end{matrix}]

式中Z(t)为量测向量，ρ为接收机测量的伪距信息，

为接收机测量的伪距率信息，R_p为星敏感器测量的姿态信息；ρ⁰为惯性解算的伪距信息，

为惯性解算的伪距率信息，

为惯性解算的姿态信息；v_ρ为伪距测量噪声，为伪距率测量噪声，v_s为姿态测量噪声；I_n×1为n×1的单位阵，O_3×1为3×1的零矩阵，n表示接收到的导航卫星星数，当导航星数n>4时，可按最佳星座选择方法选择四颗导航星；

（2.3）信息融合处理方法也就是组合导航滤波方法，因惯性+卫星+星光组合导航系统本质上是一个非线性系统，如惯性导航系统的误差模型、卫星接收机的伪距、伪距率观测模型等，而常规卡尔曼滤波仅适用于线性系统，故需采用非线性滤波方法进行信息处理，以提高组合导航精度。可供选择的有线性化扩展卡尔曼滤波、无迹卡尔曼滤波、粒子滤波及模型预测滤波等方法。这里采用非线性无迹卡尔曼滤波方法（Unscented Kalman Filter，UKF）。

本发明采用非线性无迹卡尔曼滤波方法对所述组合导航系统状态方程和所述组合导航系统量测方程进行滤波处理，得到的滤波值即为飞行器的速度、位置和姿态的估计值，即得到所述飞行器的自主导航信息。、

当飞行器处于中低地球轨道时的惯性+紫外+星光组合导航系统。信息处理模块根据捷联惯组、紫外敏感器和大视场星敏感器提供的测量信息进行信息融合处理，得到飞行器自主导航信息，具体为：

（3.1）组合导航系统状态方程可写为：

\begin{matrix} \overset{\cdot}{X} = V \\ \overset{\cdot}{V} = C_{B}^{I} (a_{B} - K_{0} - {&dtri;}_{a}) + G_{e} \\ {\overset{\cdot}{R}}_{p} = \frac{1}{4} C_{Rp} (ω_{B} - D_{0} - {&dtri;}_{g}) \\ {\overset{\cdot}{K}}_{0} = 0 \\ {\overset{\cdot}{D}}_{0} = 0 \end{matrix}

（3.2）组合导航系统量测方程可写为：

Z_{u} (t) = [\begin{matrix} r \\ R \\ R_{p} \end{matrix}] = [\begin{matrix} r^{0} R^{0} R_{p}^{0} \end{matrix}] + [\begin{matrix} v_{r} \\ v_{E} \\ v_{s} \end{matrix}]

式中：Z_u(t)为量测向量，r为紫外敏感器测量的地心距，R为紫外敏感器测量的单位地心矢量；r⁰为惯性解算的地心距，R⁰为惯性解算的单位地心矢量v_r为地心距测量噪声、v_E为地心矢量测量噪声。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims

1.一种在轨飞行器自主导航系统，其特征在于包括：卫星接收机、紫外敏感器、大视场星敏感器、捷联惯组和信息处理模块；

2.根据权利要求1所述的一种在轨飞行器自主导航系统，其特征在于：所述飞行器处于中低地球轨道时，信息处理模块根据捷联惯组、卫星接收机和大视场星敏感器提供的测量信息进行信息融合处理，得到飞行器自主导航信息，具体为：

\begin{matrix} \overset{\cdot}{X} = V \\ \overset{\cdot}{V} = C_{B}^{I} (a_{B} - K_{0} - {&dtri;}_{a}) + G_{e} \\ {\overset{\cdot}{R}}_{p} = \frac{1}{4} C_{Rp} (ω_{B} - D_{0} - {&dtri;}_{g}) \\ {\overset{\cdot}{K}}_{0} \\ {\overset{\cdot}{D}}_{0} \\ cδ \overset{\cdot}{t} = cδf + w_{cδt} \end{matrix}

式中：X为飞行器的位置，V为飞行器的速度，R_p为修正罗德里格斯参数MRPs表征的飞行器姿态，K₀为加速度计零位误差，D₀为陀螺零漂，cδt为与接收机时钟误差等效的距离误差，cδf为与接收机时钟频率误差等效的距离率误差；为弹体系到惯性系的转换矩阵，G_e为地球引力加速度；a_B为加速度计测量信息、ω_B为陀螺仪测量信息；