CN104422464B - 基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法及系统，包括将地面定位结果输入拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，将无线电测轨数据输入拓展后的地面无线电导航观测方程，将获取到的预测信息和状态修正量输入导航滤波器，将获取到的深空导航模型不确定项的值，以及相应位置矢量和速度矢量的值输入拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程和地面无线电导航观测方程，不断将新的预测信息和状态修正量输入导航滤波器，以获取不确定项的以及相应的位置矢量和速度矢量的新的值。本发明能够精确的估计深空探测器在深空飞行过程中导航模型中的不确定度，实现对深空探测器位置速度信息的高精度计算，从而提高深空探测器导航精度。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法及系统。
背景技术
相比常规地球轨道航天器，深空探测器具有长达数月至数年的星际轨道飞行阶段，这个阶段的探测器动力模型中，各天体的引力项已能较为精确的建模，但与探测器相关的非引力项模型还存在很大的不确定度。同时，深空探测器在长期的星际飞行段将利用姿控推力器对飞轮进行卸载，理论上是力偶控制的姿控推力，在实际工程中无法实现，并使探测器产生一个平移速度增量，改变探测器的轨道。在漫长的星际飞行阶段，要进行成百上千次飞轮卸载工作，每次推力器工作对探测器轨道的改变将累积并放大，影响探测器导航预报精度。对于导航模型中的这些非引力项不确定度的准确估计，才能进一步提高探测器的导航精度。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法及系统，能够精确的估计深空探测器在深空飞行过程中导航模型中的不确定度，实现对深空探测器位置速度信息的高精度计算，从而提高深空探测器导航精度。
为解决上述问题，本发明提供一种基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法，包括：
步骤一：根据深空导航模型不确定项对深空探测器星际转移轨道动力学方程进行拓展，其中，所述深空导航模型不确定包括深空探测器的受晒截面积A的不确定度为δA、综合吸收系数k的不确定度δk和姿态推力器工作产生的净速度增量Δv的不确定度δv；
步骤二：根据深空导航模型不确定项对地面无线电导航观测方程进行拓展；
步骤三：根据拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程和地面无线电导航观测方程生成导航滤波器；
步骤四：将地面定位结果输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取预测信息；
步骤五：将无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取状态修正量；
步骤六：将所述预测信息和状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值；
步骤七：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；
步骤八：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；
步骤九：将新的预测信息和新的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值；
步骤十：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；
步骤十一：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；
步骤十二：重复上述步骤八至步骤十一，直至获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值为误差最小值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值为误差最小值。
进一步的，在上述方法中，步骤一包括：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取状态转移矩阵K；
根据所述状态转移矩阵K获取所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程。
进一步的，在上述方法中，所述状态转移矩阵K的形式如下：
其中，X1至X9为所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量X的九个分量，x、y和z为位置矢量rp的三个分量，和为速度矢量vp的三个分量。
进一步的，在上述方法中，步骤二包括：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述地面无线电导航观测方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取扩维观测矩阵H；
根据所述扩维观测矩阵H获取所述拓展后的地面无线电导航观测方程。
进一步的，在上述方法中，所述扩维观测矩阵H的形式如下：
其中，z1至z9为所述无线电测轨数据。
进一步的，在上述方法中，所述导航滤波器采用如下公式 其中，k表示步数，表示某一步获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，表示预测信息，表示状态修正量，表示标称状态，T表示两步之间的时差，K(k)＝P(k,k-1)HT(k)[H(k)P(k,k-1)HT(k)+R(k)]-1，P(k,k-1)＝Φ(k,k-1)P(k-1)ΦT(k,k-1)+Q(k-1)，
初始值为P(0,0)＝Var{X(0)}＝Px(0)， I表示单位矩阵。
根据本发明的另一面，本发明还提供一种基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计系统，包括：
第一拓展模块，用于根据深空导航模型不确定项对深空探测器星际转移轨道动力学方程进行拓展，其中，所述深空导航模型不确定包括深空探测器的受晒截面积A的不确定度为δA、综合吸收系数k的不确定度δk和姿态推力器工作产生的净速度增量Δv的不确定度δv；
第二拓展模块，根据深空导航模型不确定项对地面无线电导航观测方程进行拓展；
导航滤波器生成模块，用于根据拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程和地面无线电导航观测方程生成导航滤波器；
预测信息模块，用于将地面定位结果输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取预测信息；及将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；并将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；
状态修正量模块，用于将无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取状态修正量；及将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；并将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；
估计模块，用于将从预测信息模块获取的所述预测信息和从状态修正量模块获取的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值；及将从预测信息模块获取的新的预测信息和从状态修正量模块获取的新的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值，直至获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值为误差最小值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值为误差最小值时结束。
进一步的，在上述系统中，所述第一拓展模块用于：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取状态转移矩阵K；
根据所述状态转移矩阵K获取所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程。
进一步的，在上述系统中，所述状态转移矩阵K的形式如下：
其中，X1至X9为所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量X的九个分量，x、y和z为位置矢量rp的三个分量，和为速度矢量vp的三个分量。
进一步的，在上述系统中，所述第二拓展模块用于：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述地面无线电导航观测方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取扩维观测矩阵H；
根据所述扩维观测矩阵H获取所述拓展后的地面无线电导航观测方程。
进一步的，在上述系统中，所述扩维观测矩阵H的形式如下：
其中，z1至z9为所述无线电测轨数据。
进一步的，在上述系统中，所述导航滤波器采用如下公式其中，k表示步数，表示某一步获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，表示预测信息，表示状态修正量，表示标称状态，T表示两步之间的时差，K(k)＝P(k,k-1)HT(k)[H(k)P(k,k-1)HT(k)+R(k)]-1，P(k,k-1)＝Φ(k,k-1)P(k-1)ΦT(k,k-1)+Q(k-1)，
初始值为P(0,0)＝Var{X(0)}＝Px(0)， I表示单位矩阵。
与现有技术相比，本发明通过根据深空导航模型不确定项对深空探测器星际转移轨道动力学方程进行拓展，其中，所述深空导航模型不确定包括深空探测器的受晒截面积A的不确定度为δA、综合吸收系数k的不确定度δk和姿态推力器工作产生的净速度增量Δv的不确定度δv；根据深空导航模型不确定项对地面无线电导航观测方程进行拓展；根据拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程和地面无线电导航观测方程生成导航滤波器；将地面定位结果输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取预测信息；将无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取状态修正量；将所述预测信息和状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值；将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；将新的预测信息和新的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值；将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；直至获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值为误差最小值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值为误差最小值，能够精确的估计深空探测器在深空飞行过程中导航模型中的不确定度，实现对深空探测器位置速度信息的高精度计算，从而提高深空探测器导航精度。
附图说明
图1是本发明一实施例的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法的流程图；
图2是本发明一实施例的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计系统的模块图。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例一
如图1所示，本实施例主要针对深空探测器在星际转移飞行段，由于导航状态模型不准确所引起的自主导航偏差较大的问题。在地球以远的深空中，探测器所受的太阳辐射系数、星体的反照系数等很难在地面精确测定并建模，因此难以建立精确的导航状态模型，并进一步影响探测器自主导航的精度。本实施例提出了一种基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法，利用地面无线电连续精确测轨数据，精确的反演深空探测器的轨道长期变化，利用不同深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值组合拟合此长期变化，以准确的估计这些导航模型中的不确定项δA、δk和δv的值，降低导航模型的不确定度，提高导航性能，本发明提供的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法包括步骤S1～步骤S11。
步骤S1，根据深空导航模型不确定项对深空探测器星际转移轨道动力学方程进行拓展，其中，所述深空导航模型不确定包括深空探测器的受晒截面积A的不确定度为δA、综合吸收系数k的不确定度δk和姿态推力器工作产生的净速度增量Δv的不确定度δv；具体的，深空探测器在星际转移的飞行过程中，探测器的受晒截面积为A，其不确定度为δA；综合吸收系数为k，其不确定度为δk；姿态推力器工作产生的净速度增量为Δv，其不确定度为δv。由此构建的探测器动力学模型得到的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp，其误差为δrp；速度矢量vp，其误差为δvp，应用本实施例的精确估计方法后，得到的探测器在日心天球坐标系中的位置及速度矢量的误差减小。
优选的，步骤S1包括：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取状态转移矩阵K；
根据所述状态转移矩阵K获取所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程。
较佳的，所述状态转移矩阵K增加[3×3]维，其形式如下：
其中，X1至X9为所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量X的九个分量，x、y和z为位置矢量rp的三个分量，和为速度矢量vp的三个分量。
步骤S2，根据深空导航模型不确定项对地面无线电导航观测方程进行拓展；
优选的，步骤S2包括：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述地面无线电导航观测方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取扩维观测矩阵H；
根据所述扩维观测矩阵H获取所述拓展后的地面无线电导航观测方程。
较佳的，所述扩维观测矩阵H增加[3×3]维，其形式如下：
其中，z1至z9为所述无线电测轨数据。
步骤S3，根据拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程和地面无线电导航观测方程生成导航滤波器；
优选的，所述导航滤波器采用如下公式其中，k表示步数，表示某一步获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，表示预测信息，表示状态修正量， 表示标称状态，T表示两步之间的时差，K(k)＝P(k,k-1)HT(k)[H(k)P(k,k-1)HT(k)+R(k)]-1，P(k,k-1)＝Φ(k,k-1)P(k-1)ΦT(k,k-1)+Q(k-1)，
初始值为P(0,0)＝Var{X(0)}＝Px(0)， I表示单位矩阵。具体的，本步骤根据拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程(状态方程)和地面无线电导航观测方程(观测方程)进行最优估计算法设计：
针对上面所描述的连续系统，需首先将状态方程离散化，并围绕线性化，即在附近展开为二阶泰勒级数：
其中，表示标称状态，w(k)表示状态噪声，
将量测方程离散化，并在附近线性化为：
其中，表示测量标称值，v(k)表示观测噪声，
已知状态方程噪声的协方差阵E[w(k)w(k)T]＝Q(k)，观测噪声的协方差阵E[v(k)v(k)T]＝R(k)，那么EKF(Extended Kalman Filte,扩展卡尔曼滤波)的递推方程为：
K(k)＝P(k,k-1)HT(k)[H(k)P(k,k-1)HT(k)+R(k)]-1
P(k,k-1)＝Φ(k,k-1)P(k-1)ΦT(k,k-1)+Q(k-1)
初始值为P(0,0)＝Var{X(0)}＝Px(0)，式中，tk-1表示第k-1步的时间。
步骤S4，将地面定位结果输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取预测信息；
步骤S5，将无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取状态修正量；
步骤S6，将所述预测信息和状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值；
步骤S7，将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；
步骤S8，将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；
步骤S9，将新的预测信息和新的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值；
步骤S10，将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；
步骤S11，将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；
重复上述步骤S8至步骤S11，直至获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值为误差最小值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值为误差最小值，则结束。
本实施例能够精确的估计深空探测器在深空飞行过程中导航模型中的不确定度，实现对深空探测器位置速度信息的高精度计算，从而提高深空探测器导航精度。
实施例二
如图2所示，本发明还提供另一种系统，包括第一拓展模块1、第二拓展模块2、导航滤波器生成模块3、预测信息模块4、状态修正量模块5和估计模块6。
第一拓展模块1，用于根据深空导航模型不确定项对深空探测器星际转移轨道动力学方程进行拓展，其中，所述深空导航模型不确定包括深空探测器的受晒截面积A的不确定度为δA、综合吸收系数k的不确定度δk和姿态推力器工作产生的净速度增量Δv的不确定度δv；
优选的，所述第一拓展模块用于：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取状态转移矩阵K；
根据所述状态转移矩阵K获取所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程。
较佳的，所述状态转移矩阵K的形式如下：
其中，X1至X9为所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量X的九个分量，x、y和z为位置矢量rp的三个分量，和为速度矢量vp的三个分量。
第二拓展模块2，根据深空导航模型不确定项对地面无线电导航观测方程进行拓展；
优选的，所述第二拓展模块用于：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述地面无线电导航观测方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取扩维观测矩阵H；
根据所述扩维观测矩阵H获取所述拓展后的地面无线电导航观测方程。
较佳的，所述扩维观测矩阵H的形式如下：
其中，z1至z9为所述无线电测轨数据。
导航滤波器生成模块3，用于根据拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程和地面无线电导航观测方程生成导航滤波器；
优选的，所述导航滤波器采用如下公式 其中，k表示步数，表示某一步获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，表示预测信息，表示状态修正量， 表示标称状态，T表示两步之间的时差，K(k)＝P(k,k-1)HT(k)[H(k)P(k,k-1)HT(k)+R(k)]-1，P(k,k-1)＝Φ(k,k-1)P(k-1)ΦT(k,k-1)+Q(k-1)，
初始值为P(0,0)＝Var{X(0)}＝Px(0)， I表示单位矩阵。
预测信息模块4，用于将地面定位结果输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取预测信息；及将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；并将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；
状态修正量模块5，用于将无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取状态修正量；及将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；并将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；
估计模块6，用于将从预测信息模块获取的所述预测信息和从状态修正量模块获取的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值；及将从预测信息模块获取的新的预测信息和从状态修正量模块获取的新的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值，直至获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值为误差最小值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值为误差最小值时结束。
实施例二的其它详细内容具体可参见实施例一的相应部分，在此不再赘述。
综上所述，本发明通过根据深空导航模型不确定项对深空探测器星际转移轨道动力学方程进行拓展，其中，所述深空导航模型不确定包括深空探测器的受晒截面积A的不确定度为δA、综合吸收系数k的不确定度δk和姿态推力器工作产生的净速度增量Δv的不确定度δv；根据深空导航模型不确定项对地面无线电导航观测方程进行拓展；根据拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程和地面无线电导航观测方程生成导航滤波器；将地面定位结果输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取预测信息；将无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取状态修正量；将所述预测信息和状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值；将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；将新的预测信息和新的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值；将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；直至获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值为误差最小值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值为误差最小值，能够精确的估计深空探测器在深空飞行过程中导航模型中的不确定度，实现对深空探测器位置速度信息的高精度计算，从而提高深空探测器导航精度。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
专业人员还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。
Claims (12)
1.一种基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法，其特征在于，包括：
步骤一：根据深空导航模型不确定项对深空探测器星际转移轨道动力学方程进行拓展，其中，所述深空导航模型不确定包括深空探测器的受晒截面积A的不确定度为δA、综合吸收系数k的不确定度δk和姿态推力器工作产生的净速度增量Δv的不确定度δv；
步骤二：根据深空导航模型不确定项对地面无线电导航观测方程进行拓展；
步骤三：根据拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程和地面无线电导航观测方程生成导航滤波器；
步骤四：将地面定位结果输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取预测信息；
步骤五：将无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取状态修正量；
步骤六：将所述预测信息和状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值；
步骤七：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；
步骤八：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；
步骤九：将新的预测信息和新的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值；
步骤十：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；
步骤十一：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；
步骤十二：重复上述步骤八至步骤十一，直至获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值为误差最小值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值为误差最小值。
2.如权利要求1所述的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法，其特征在于，步骤一包括：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取状态转移矩阵K；
根据所述状态转移矩阵K获取所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程。
3.如权利要求1所述的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法，其特征在于，所述状态转移矩阵K的形式如下：
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其中，X1至X9为所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量X的九个分量，x、y和z为位置矢量rp的三个分量，和为速度矢量vp的三个分量。
4.如权利要求1所述的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法，其特征在于，步骤二包括：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述地面无线电导航观测方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取扩维观测矩阵H；
根据所述扩维观测矩阵H获取所述拓展后的地面无线电导航观测方程。
5.如权利要求4所述的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法，其特征在于，所述扩维观测矩阵H的形式如下：
<mrow>
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其中，z1至z9为所述无线电测轨数据。
6.如权利要求1所述的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法，其特征在于，所述导航滤波器采用如下公式其中，k表示步数，表示某一步获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，表示预测信息，表示状态修正量，表示标称状态，T表示两步之间的时差，
K(k)＝P(k,k-1)HT(k)[H(k)P(k,k-1)HT(k)+R(k)]-1，
P(k,k-1)＝Φ(k,k-1)P(k-1)ΦT(k,k-1)+Q(k-1)，
初始值为P(0,0)＝Var{X(0)}＝Px(0)， I表示单位矩阵。
7.一种基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计系统，其特征在于，包括：
第一拓展模块，用于根据深空导航模型不确定项对深空探测器星际转移轨道动力学方程进行拓展，其中，所述深空导航模型不确定包括深空探测器的受晒截面积A的不确定度为δA、综合吸收系数k的不确定度δk和姿态推力器工作产生的净速度增量Δv的不确定度δv；
第二拓展模块，根据深空导航模型不确定项对地面无线电导航观测方程进行拓展；
导航滤波器生成模块，用于根据拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程和地面无线电导航观测方程生成导航滤波器；
预测信息模块，用于将地面定位结果输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取预测信息；及将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；并将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；
状态修正量模块，用于将无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取状态修正量；及将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；并将从估计模块获取的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；
估计模块，用于将从预测信息模块获取的所述预测信息和从状态修正量模块获取的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值；及将从预测信息模块获取的新的预测信息和从状态修正量模块获取的新的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值，直至获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值为误差最小值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的新的值为误差最小值时结束。
8.如权利要求7所述的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计系统，其特征在于，所述第一拓展模块用于：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取状态转移矩阵K；
根据所述状态转移矩阵K获取所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程。
9.如权利要求8所述的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计系统，其特征在于，所述状态转移矩阵K的形式如下：
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其中，X1至X9为所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量X的九个分量，x、y和z为位置矢量rp的三个分量，和为速度矢量vp的三个分量。
10.如权利要求7所述的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计系统，其特征在于，所述第二拓展模块用于：
将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述地面无线电导航观测方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；
根据扩维后的状态变量获取扩维观测矩阵H；
根据所述扩维观测矩阵H获取所述拓展后的地面无线电导航观测方程。
11.如权利要求10所述的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计系统，其特征在于，所述扩维观测矩阵H的形式如下：
<mrow>
<mi>H</mi>
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其中，z1至z9为所述无线电测轨数据。
12.如权利要求7所述的基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计系统，其特征在于，所述导航滤波器采用如下公式其中，k表示步数，表示某一步获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量rp和速度矢量vp的值，表示预测信息，表示状态修正量0， 表示标称状态，T表示两步之间的时差，
K(k)＝P(k,k-1)HT(k)[H(k)P(k,k-1)HT(k)+R(k)]-1，
P(k,k-1)＝Φ(k,k-1)P(k-1)ΦT(k,k-1)+Q(k-1)，
初始值为P(0,0)＝Var{X(0)}＝Px(0)， I表示单位矩阵。
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| 卫星导航的不确定性、不确定度与精度若干注记;杨元喜;《测绘学报》;20121031;第41卷(第5期);第646-650页 * |
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