CN103968844B - 基于低轨平台跟踪测量的大椭圆机动航天器自主导航方法 - Google Patents
基于低轨平台跟踪测量的大椭圆机动航天器自主导航方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明提供了基于低轨平台跟踪测量的大椭圆机动航天器自主导航方法，其包括步骤为：获得轨道参数的最优估计值；建立滤波模型；分析对自主导航精度的影响。运用布置于低轨道的天基平台通过高精度伺服跟踪机构实时控制自带光学敏感器跟踪拍摄轨道机动航天器并计算测量航天器与背景恒星的星光角距，天基平台通过星上测距通信系统完成与轨道机动航天器的距离测量；将测量信息发送至大椭圆轨道机动航天器；最后大椭圆轨道机动航天器结合星载SINS预估状态信息根据最优滤波算法估计得到航天器的轨道参数最优值。本发明能实现高轨段高精度自主导航，能有效消除轨道动力学特性急剧变化以及大范围机动特性对传统自主导航带来的影响。
Description
技术领域
本发明涉及航天器自主导航系统，尤其是一种基于低轨平台跟踪测量的大椭圆轨道大范围机动航天器自主导航方法。
背景技术
目前，较为成熟的航天器自主导航方案主要有基于GNSS导航系统的卫星自主导航方案，基于红外地平仪/星敏测量的天文自主导航方案以及一些基于测量地球地理数据的低轨航天器自主导航方案。对于基于GNSS的大椭圆轨道航天器自主导航方案，由于其高轨段轨道高度高于GNSS 导航系统轨道故只能接收到地球背面的GNSS信号，故GNSS导航系统不适用于大椭圆轨道航天器高轨段，一般由于地球遮挡和链路损耗其有效可见导航信号不会超过4个且可见时段不长，该方法只有当彻底解决弱信号检测及捕获问题才能有效应用于实际工程。对于传统的基于星光角距测量的自主导航方案其导航精度取决于红外地平仪测量精度故精度不高，对于高轨卫星其定位精度理论上一般只能达到千米级别，对于大椭圆轨道卫星而言在高轨道运行期间其面临与高轨道卫星同样的问题，并且大椭圆轨道卫星在轨运行过程中其地球敏感视场变化范围从十几度变化至近百度，在此期间地平仪很难准确捕获地球地心矢量；另外对于大范围机动的大椭圆轨道运行的航天器其不断的机动修正引起的动态性也很容易导致地心矢量的不准确捕获，故基于大椭圆轨道航天器上述局限性传统天文自主导航方案很难达到一理想导航精度，因此有必要在传统自主导航理论基础上开发新的适用于大椭圆轨道航天器大范围机动情形的自主导航方案。
发明内容
针对现有航天器自主导航存在的不足之处，本发明的目的是提供基于低轨平台跟踪测量的大椭圆机动航天器自主导航方法，它能实现大椭圆轨道大范围机动特性运行的自主导航，提高大椭圆轨道机动航天器自主运行能力。
为达到上述发明目的，本发明的基于低轨平台跟踪测量的大椭圆机动航天器自主导航方法，包括如下步骤：
步骤一，获得轨道参数的最优估计值；
步骤二，建立滤波模型；
步骤三，分析对自主导航精度的影响。
所述的步骤一中，轨道参数的最优估计值的获得，是运用布置于低轨道的天基平台，对大椭圆轨道机动航天器实时跟踪测量，得到的背景恒星星光角距信息和伪距测量信息作为量测信息，去校正星载SINS系统状态预估误差，得到轨道参数的最优估计值。
所述的步骤二中，建立地心惯性系下的SINS误差方程作为大椭圆轨道机动航天器自主导航的状态方程，以平台跟踪测量得的机动航天器背景恒星星光角距和距离测量信息与星载SINS系统估计的星光角距信息和距离测量信息差值方程作为量测方程，滤波算法采用反馈间接卡尔曼滤波算法。
所述的步骤三中，分析自主导航精度，大椭圆机动航天器自主导航的定轨精度除受观测敏感器测量精度影响外，还与天基平台自主定轨精度有关。
本发明采用的导航方法，与现有技术相比，其优点和有益效果是：
1）在低轨平台高精度自主定轨的前提下，大椭圆机动航天器能依靠接收的航天器星光角距测量信息和距离测量信息结合星载SINS系统预估信息实现大椭圆轨道高轨段高精度自主导航。
2）能有效消除轨道动力学特性急剧变化以及大范围机动特性对传统自主导航带来的影响。
附图说明
图1.是本发明的基于低轨平台跟踪测量的自主导航示意图；
图2.是本发明的自主导航算法原理图。
具体实施方式
本发明自主导航方法，提出了一种基于低轨平台跟踪观测的大椭圆机动航天器自主导航方案，利用布置于低轨道具备高精度自主定轨能力的天基平台对大椭圆轨道机动航天器的实时跟踪测量完成大椭圆轨道航天器自主导航。本方法可有效解决大椭圆轨道航天器大范围机动运行自主导航问题。
1)获得轨道参数的最优估计值：
如图1所示，基于低轨天基平台实时跟踪观测的大椭圆轨道机动航天器自主导航方法，其主要原理和过程为：首先天基平台通过高精度伺服控制装置实时控制自带光学敏感器跟踪拍摄轨道机动航天器并计算天基平台与轨道机动航天器的连线矢量坐标，同时光学敏感器通过星图匹配算法解算拍摄背景恒星矢量信息，与平台机动航天器连线矢量构成星光角距测量信息，同时天基平台通过星上测距通信系统完成与轨道机动航天器的伪距测量；一旦天基平台完成对机动航天器的拍摄测量即将所测得星光角距量测信息，伪距测量信息以及天机平台实时轨道参数和所观测背景恒星星历信息发送至轨道机动航天器；最后航天器根据接收的量测信息结合星载SINS预估的状态信息根据最优滤波算法估计得轨道机动航天器的轨道根数最优估计值。
基于天基平台观测的轨道机动航天器自主导航其星光角距测量为：
(1)
距离测量为：
(2)
其中, 为轨道机动航天器位置值, 为天基平台位置值,为恒星矢量信息。
通过天基平台观测到的轨道机动航天器以及背景恒星所构造的星光角距测量会随着天基平台以及轨道机动航天器的位置的改变而变化，故星光角距测量信息能有效修正发射系统动力学方程的轨道预报误差。通过天基平台观测自主导航方案的纯几何分析可得，天基平台测量观测轨道机动航天器以及背景恒星构造星光夹角后，航天器的位置可由一个以天基平台为圆锥面顶点，天基平台背景恒星连线为圆锥轴线，星光角距为锥心角的圆锥面来确定；通过对第二个恒星与航天器的观测构造可得到第二个圆锥面，进一步将航天器位置空间限制在两个圆锥面的两条交线上，具体位于哪一条交线可通过第三个圆锥面的观测构造完成，故通过天基平台对航天器以及三颗背景恒星的观测可确定天机平台与发射系统连线的矢量方向信息，而连线方向的位置模糊度则可通过天机平台发射系统的伪距测量值消除。因此，在基于天基平台跟踪观测的自主导航方案中，通过星光角距测量和伪距测量可完全消除发射系统轨道动力学预报误差。
2)建立滤波模型：
如图2所示，为适合大椭圆轨道航天器大范围机动特性，建立地心惯性系下的SINS误差方程作为大椭圆轨道机动航天器自主导航的状态方程，以平台跟踪测量得的机动航天器背景恒星星光角距和距离测量信息与星载SINS系统估计的星光角距信息和距离测量信息差值方程作为量测方程，滤波算法采用反馈间接卡尔曼滤波算法。
(1)系统SINS误差状态方程：
为提高自主导航精度，将轨道机动航天器在地心惯性系中的位置误差、速度误差、姿态角误差以及SINS系统的陀螺加速计测量误差作为组合导航系统的状态量，共18维。组合导航系统的状态方程为：
(3)
其中，为组合导航系统的状态变量，为系统状态矩阵，为系统噪声驱动矩阵，为系统噪声向量。
(4)
其中，为三轴位置误差，为三轴速度误差，为三轴姿态角误差，为陀螺常值偏差，为陀螺一阶马尔科夫误差，为加速计一阶马尔科夫误差。
(5)
为位置误差、速度误差和姿态角误差间的系统矩阵。
(6)
(7)
式中为地心引力常数。
(8)
为加速计测量值在本体系中的投影。
(9)
为本体系到坐标系转换矩阵。
(10)
和分别为陀螺和加速度计的一阶马尔科夫相关时间。
为噪声驱动矩阵：
(11)
系统的噪声向量：
(12)
其中、、分别为陀螺的测量白噪声，一阶马尔科夫测量白噪声和加速计一阶马尔科夫白噪声。
(2)低轨平台跟踪测量方程：
天基平台导航测量量包括星光角距测量和伪距测量，其量测方程如下：
星光角距测量方程：
(13)
(14)
为维矩阵，为所利用的恒星个为星光角距测量噪声。其中，
(15)
(16)
(17)
其中，，，，，。
测距量测方程为：
(18)
其中，矩阵为维矩阵，且非零元素。
，，。
3)自主导航精度影响分析：
根据上述基于天基平台观测定轨几何分析可知，天基观测星光角距测量信息约束了天基平台和轨道机动航天器连线矢量信息即在三维空间中的指向，故在天基平台观测星光角距测量信息的约束下，轨道机动航天器的位置估计误差发散趋势存在以下两种情况：（1）沿两者连线方向发散；（2）当天基平台自主导航估计误差发散时，航天器估计误差跟随平台整体漂移发散。天基平台观测伪距测量信息的引入可以使得连线方向的误差估计发散趋势得到完全抑制。而第二类误差估计发散趋势则完全由天基平台的定轨情况决定，具体表现为：当天基平台自主导航估计误差为高斯白噪声时，轨道机动航天器自主导航估计误差也为白噪声，但估计精度劣于平台导航精度；当天基平台自主导航估计误差随时间发散时，轨道机动航天器的自主导航估计误差也随时间发散并且发散程度相当；当天基平台自主导航估计误差存在一常值系统误差值时，轨道机动航天器自主导航结果也会存在一量值相仿的系统估计误差。因此对于基于平台观测的轨道机动航天器自主导航方案而言，天基平台实现高精度自主导航是前提。除此之外，天基平台照相观测设备成像精度，测距通信设备测量精度，局部地球遮挡因素亦直接关系轨道航天器自主导航精度。
由上所述，本发明针对GNSS导航系统以及传统天文自主导航方案不适用于大椭圆轨道大范围机动航天器自主导航，提出了一种基于低轨道天基平台跟踪测量的自主导航方法。该方法在传统天文自主导航以及GNSS导航方案不适用于大椭圆轨道航天器大范围机动情形下，为大椭圆轨道机动航天器提供了一种切实有效的自主导航方法，解决了大椭圆轨道航天器高轨段自主导航问题且有效消除轨道动力学特性急剧变化以及大范围机动特性对传统自主导航带来的影响。本发明的有效实施对于提高大椭圆轨道机动航天器自主运行能力有重要理论意义和实践。
Claims (3)
1.基于低轨平台跟踪测量的大椭圆机动航天器自主导航方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一，获得轨道参数的最优估计值；运用布置于低轨道的天基平台，对大椭圆轨道机动航天器实时跟踪测量，得到的背景恒星星光角距信息和伪距测量信息作为量测信息，去校正星载SINS系统状态预估误差，得到轨道参数的最优估计值；
步骤二，建立滤波模型；(1)系统SINS误差状态方程：
其中，X(t)为组合导航系统的状态变量，F(t)为系统状态矩阵，G(t)为系统噪声驱动矩阵，W(t)为系统噪声向量；
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其中，(δx，δy，δz)为三轴位置误差，(δvx，δvy，δvz)为三轴速度误差，(φx，φy，φz)为三轴姿态角误差，(εbx，εby，εbz)为陀螺常值偏差，(εrx，εry，εrz)为陀螺一阶马尔科夫误差，为加速计一阶马尔科夫误差；
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式中μ为地心引力常数；
为加速计测量值在本体系中的投影；
为本体系到坐标系转换矩阵；
Tg和Ta分别为陀螺和加速度计的一阶马尔科夫相关时间；
G(k)为系统噪声驱动矩阵：
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系统的噪声向量：
W(t)＝[wgx，wgy，wgz，wrx，wry，wrz，wVx，wVy，wVz]其中wg、wr、wV分别为陀螺的测量白噪声，一阶马尔科夫测量白噪声和加速计一阶马尔科夫白噪声；
(2)低轨平台跟踪测量方程：
天基平台导航测量量包括星光角距测量和伪距测量，其量测方程如下：
星光角距测量方程：
Z1(k)＝[Δt1，....Δti]T＝H1(k)X+w1(k)
H1(k)为i×18维矩阵，i为所利用的恒星个数，w1(k)为星光角距测量噪声，其中，
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其中，ap＝XB·sx+YB·sy+ZB·sz，bp＝XB 2+YB 2+ZB 2，XB＝x-xB，YB＝y-yB，ZB＝z-zB；
测距量测方程为：
Z2(k)＝H2(k)X+w2(k)
其中，H2(k)矩阵为1×18维矩阵，且非零元素；
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步骤三，分析对自主导航精度的影响。
2.如权利要求1所述的航天器自主导航方法，其特征在于：所述的步骤二中，建立地心惯性系下的SINS误差方程作为大椭圆轨道机动航天器自主导航的状态方程，以平台跟踪测量得的机动航天器背景恒星星光角距和距离测量信息与星载SINS系统估计的星光角距信息和距离测量信息差值方程作为量测方程，滤波算法采用反馈间接卡尔曼滤波算法。
3.如权利要求1所述的航天器自主导航方法，其特征在于：所述的步骤三中，分析自主导航精度，大椭圆机动航天器自主导航的定轨精度除受观测敏感器测量精度影响外，还与天基平台自主定轨精度有关。
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