CN105445763A - 基于跟瞄信息的目标重构方法 - Google Patents
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Abstract
本发明的基于跟瞄信息的目标重构方法，其步骤包括：首先利用航天器上携带的GNSS兼容机和惯性器件SINS，采用基于GNSS/SINS组合导航方法可以确定航天器在惯性坐标系的位置、速度和轨道瞬时六根数——长半轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角w和纬度幅角u；其次将相对导航坐标系建立在航天器轨道下，利用航天器上携带的雷达或光电组合，采用近程相对导航技术可以得到轨道系下两星的两星位置和相对速度；最后根据两星的几何关系，可以对目标星进行重构，获得目标星在惯性坐标系的位置和速度。该方法能够显著改善目标星导航精度，提高工程实用性。
Description
技术领域
本发明涉及卫星相对导航测试技术，具体地说是一种基于跟瞄信息的目标重构方法。
背景技术
随着远程轨道交汇技术的发展，对远近程相对导航提出越来越高的要求。作为对空间目标实时探测识别捕获跟踪的重要单机，光电组合以其多体制，高复杂度，经费昂贵和研制周期长等特点而备受关注。为了充分考核单机的功能和性能指标，有必要开展GNC系统和整星测试条件下闭环仿真试验。
常规的转发方式不能将光电组合最核心的搜索捕获算法接入系统闭环，难以满足系统对在轨多任务模式和复杂信息融合算法的考核。而基于光学模拟器的系统闭环测试方法需要配置的光学设备和高精度的相对运动模拟转台，不仅价格昂贵，而且对场地，安全和岗位都有专门的要求。而且在整星装星后的大量的模飞测试中，无法将转台等设备接入实时闭环。
因此，业界需要开发一种低成本，简易化，高效率的测试方法。
发明内容
针对现有技术存在的技术问题，本发明的目的在于提供一种基于跟瞄信息的目标重构方法，能够实现不同光学和运动特征的目标切换模拟，满足载荷在轨施放的GNC闭环测试需求。
为了达到上述目的，本发明是通过以下的技术方案实现的，基于跟瞄信息的目标重构方法,其包括如下步骤：
步骤一、利用航天器上携带的GNSS兼容机和惯性器件SINS，采用基于GNSS/SINS组合导航方法可以确定航天器在惯性坐标系的位置、速度和轨道瞬时六根数——长半轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角w和纬度幅角u；
步骤二、将相对导航坐标系建立在航天器轨道下，利用航天器上携带的雷达或光电组合，采用近程相对导航技术可以得到轨道系下两星的两星位置和相对速度；
步骤三、根据两星的几何关系，可以对目标星进行重构：由基于GNSS/SINS组合导航，可以得到航天器轨道根数；由跟瞄单机的测量信息，采用近程相对导航，可以得到两星相对位置和速度和；由基于GNSS/SINS组合导航确定的航天器的绝对位置和，结合惯性系两星的两星位置和速度，可得惯性下目标星的位置和速度。
本发明的方法，与现有技术相比，其优点和有益效果是：不需要地面站支持，导航精度较高，因此能够显著改善目标星导航精度，提高工程实用性。
附图说明
以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
图1为基于跟瞄信息的目标重构方法流程图；
图2为两星的几何关系示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。图1是本发明所提供的一种基于跟瞄信息的目标重构方法的流程示意图，其步骤如下：
步骤一、利用航天器上携带的GNSS兼容机和惯性器件SINS，采用基于GNSS/SINS组合导航方法可以确定航天器在惯性坐标系的位置、速度和轨道瞬时六根数——长半轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角w和纬度幅角u；
1)惯导解算求飞行器位置速度
根据初始的姿态四元数和陀螺角速度，采用陀螺积分，求解当前姿态四元数：
其中，为计算解算周期，；
根据姿态四元数，可以得到本体系到惯性系转换矩阵，可以将加速度信息转换到惯性下：
其中，为加速度计测量信息，为加速度计测量误差；。
由初始位置，可以得到初始地心引力。
惯导系统位置求解：
其中：，；为PI滤波估计位置误差，初始值为0；
由当前位置，计算当前地球引力项：
惯导系统速度求解：
其中：为PI滤波估计速度误差，初始值为0。
2)根据GNSS位置采用滤波技术对惯导解算的位置误差和速度误差进行估计；
位置误差估计：
对三轴位置进行限幅，限幅到[-r1,r1]（r1可以选取为40）；
其中：滤波系数，可注数修改。
对三轴位置进行限幅，限幅到[-v1,v1]（v1可以选取为0.4）；
对三轴速度进行限幅，限幅到[-a1,a1]（v1可以选取为0.0004）；
其中，限幅到[-a2,a2]，a2可选取为0.04；
其中：为滤波系数，可注数修改；
3)由惯导解算的位置速度求轨道瞬时六根数
半长轴：
其中，，。
偏心率：
近地点角：
其中，。
纬度幅角：
真近点角：
轨道倾角：
升交点赤经：
；
步骤二、将相对导航坐标系建立在航天器轨道下，利用航天器上携带的雷达或光电组合，采用近程相对导航技术可以得到轨道系下两星的两星位置和相对速度；
1)两星相对动力学方程建模
选择飞行器轨道坐标系作为相对导航坐标系，建立两星相对动力学方程：
其中，n为飞行器轨道角速度；
其中，为航天器轨道系下两星的相对位置和相对速度；
对状态方程进行离散化，离散时间的状态空间表达式为：
其中,T为近程相对导航计算周期；
2)量测方程建立
以雷达或光电组合输出的视线距、高度角和方位角作为量测量建立方程；
由雷达或光电组合输出信息的定义，可得：
其中为目标星在航天器本体系的投影；
因为：
其中，为轨道系到追踪星本体系的转换矩阵，为飞行器姿态角得到；
其中：角为偏航角，角为横滚角，角为俯仰角；
另
则系统的量测方程为：
其中，为跟瞄单机的量测噪声；
3)滤波设计
采用卡尔曼滤波对状态量进行估计。
其中，；Q为系统噪声阵为常值矩阵；R为量测造成的协方差阵，有雷达和光电的测量噪声决定。
步骤三、根据两星的几何关系，可以对目标星进行重构，获得目标星在惯性坐标系的位置和速度。
1)航天器轨道系到惯性系转换矩阵求取：
由基于GNSS/SINS组合导航，可以得到航天器轨道根数，则轨道系到惯性系转换矩阵为：
其中，为航天器轨道系到惯性系转换矩阵；为航天器惯性系到轨道系转换矩阵；
2)惯性下两星的相对位置和相对速度求取
由跟瞄单机的测量信息，采用近程相对导航，可以得到两星相对位置和速度和。则惯性下两星的相对位置和相对速度为：
其中，为惯性系下两星的相对位置；为惯性系下两星的相对速度；航天器轨道角速度的反对称矩阵；
3)惯性下目标星的位置和速度求取
由基于GNSS/SINS组合导航确定的航天器的绝对位置和，结合惯性系两星的两星位置和速度，可得惯性下目标星的位置和速度：
其中，为目标星在惯性坐标系的位置；为目标星在惯性坐标系的速度。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
Claims (5)
1.一种基于跟瞄信息的目标重构方法，其特征在于，该方法步骤包括：
步骤一、利用航天器上携带的GNSS兼容机和惯性器件SINS，采用基于GNSS/SINS组合导航方法可以确定航天器在惯性坐标系的位置、速度和轨道瞬时六根数——长半轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角w和纬度幅角u；
步骤二、将相对导航坐标系建立在航天器轨道下，利用航天器上携带的雷达或光电组合，采用近程相对导航技术可以得到轨道系下两星的两星位置和相对速度；
步骤三、根据两星的几何关系，可以对目标星进行重构：由基于GNSS/SINS组合导航，可以得到航天器轨道根数；由跟瞄单机的测量信息，采用近程相对导航，可以得到两星相对位置和速度和；由基于GNSS/SINS组合导航确定的航天器的绝对位置和，结合惯性系两星的两星位置和速度，可得惯性下目标星的位置和速度。
2.如权利要求1所述的基于跟瞄信息的目标重构方法，其特征在于，所述步骤一包括：
（1-1）惯导解算求飞行器位置速度
根据初始的姿态四元数和陀螺角速度，采用陀螺积分，求解当前姿态四元数：
其中，为计算解算周期，；
根据姿态四元数，可以得到本体系到惯性系转换矩阵，可以将加速度信息转换到惯性下：
其中，为加速度计测量信息，为加速度计测量误差；；
由初始位置，可以得到初始地心引力；
惯导系统位置求解：
其中：，；为PI滤波估计位置误差，初始值为0；
由当前位置，计算当前地球引力项：
惯导系统速度求解：
其中：为PI滤波估计速度误差，初始值为0；
（1-2）根据GNSS位置采用滤波技术对惯导解算的位置误差和速度误差进行估计；
位置误差估计：
对三轴位置进行限幅，限幅到[-r1,r1]；
其中：滤波系数，可注数修改；
对三轴位置进行限幅，限幅到[-v1,v1]；
对三轴速度进行限幅，限幅到[-a1,a1]；
其中，限幅到[-a2,a2]；
其中：为滤波系数，可注数修改；
由惯导解算的位置速度求轨道瞬时六根数
半长轴：
其中，，；
偏心率：
近地点角：
其中，；
纬度幅角：
真近点角：
轨道倾角：
升交点赤经：
。
3.如权利要求2所述的基于跟瞄信息的目标重构方法，其特征在于，r1选取为40，v1选取为0.4，v1选取为0.0004，a2选取为0.04。
4.如权利要求1所述的基于跟瞄信息的目标重构方法，其特征在于，所述步骤二包括：
（2-1）两星相对动力学方程建模
选择飞行器轨道坐标系作为相对导航坐标系，建立两星相对动力学方程：
其中，n为飞行器轨道角速度；
其中，为航天器轨道系下两星的相对位置和相对速度；
对状态方程进行离散化，离散时间的状态空间表达式为：
其中,T为近程相对导航计算周期；
（2-2）量测方程建立
以雷达或光电组合输出的视线距、高度角和方位角作为量测量建立方程；
由雷达或光电组合输出信息的定义，可得：
其中为目标星在航天器本体系的投影；
因为：
其中，为轨道系到追踪星本体系的转换矩阵，为飞行器姿态角得到；
其中：角为偏航角，角为横滚角，角为俯仰角；
另
则系统的量测方程为：
其中，为跟瞄单机的量测噪声；
（2-3）滤波设计
采用卡尔曼滤波对状态量进行估计。
其中，；Q为系统噪声阵为常值矩阵；R为量测造成的协方差阵，有雷达和光电的测量噪声决定。
5.如权利要求1所述的基于跟瞄信息的目标重构方法，其特征在于，所述步骤三包括：
（3-1）航天器轨道系到惯性系转换矩阵求取：
由基于GNSS/SINS组合导航，可以得到航天器轨道根数，则轨道系到惯性系转换矩阵为：
其中，为航天器轨道系到惯性系转换矩阵；为航天器惯性系到轨道系转换矩阵；
（3-2）惯性下两星的相对位置和相对速度求取
由跟瞄单机的测量信息，采用近程相对导航，可以得到两星相对位置和速度和；
则惯性下两星的相对位置和相对速度为：
其中，为惯性系下两星的相对位置；为惯性系下两星的相对速度；航天器轨道角速度的反对称矩阵；
（3-3）惯性下目标星的位置和速度求取：
由基于GNSS/SINS组合导航确定的航天器的绝对位置和，结合惯性系两星的两星位置和速度，可得惯性下目标星的位置和速度：
其中，为目标星在惯性坐标系的位置；为目标星在惯性坐标系的速度。
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