CN105651287B - 一种太阳耀斑到达时间差分测量及组合导航方法、系统 - Google Patents

一种太阳耀斑到达时间差分测量及组合导航方法、系统 Download PDF

Info

Publication number
CN105651287B
CN105651287B CN201511027050.XA CN201511027050A CN105651287B CN 105651287 B CN105651287 B CN 105651287B CN 201511027050 A CN201511027050 A CN 201511027050A CN 105651287 B CN105651287 B CN 105651287B
Authority
CN
China
Prior art keywords
mrow
spacecraft
msub
msubsup
msup
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201511027050.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN105651287A (zh
Inventor
刘劲
吴谨
熊凌
邓慧萍
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Wuhan University of Science and Engineering WUSE
Original Assignee
Wuhan University of Science and Engineering WUSE
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Wuhan University of Science and Engineering WUSE filed Critical Wuhan University of Science and Engineering WUSE
Priority to CN201511027050.XA priority Critical patent/CN105651287B/zh
Publication of CN105651287A publication Critical patent/CN105651287A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105651287B publication Critical patent/CN105651287B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/02—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S11/00—Systems for determining distance or velocity not using reflection or reradiation
    • G01S11/12—Systems for determining distance or velocity not using reflection or reradiation using electromagnetic waves other than radio waves
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S3/00—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received
    • G01S3/78—Direction-finders for determining the direction from which infrasonic, sonic, ultrasonic, or electromagnetic waves, or particle emission, not having a directional significance, are being received using electromagnetic waves other than radio waves
    • G01S3/782—Systems for determining direction or deviation from predetermined direction
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S5/00—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations
    • G01S5/16—Position-fixing by co-ordinating two or more direction or position line determinations; Position-fixing by co-ordinating two or more distance determinations using electromagnetic waves other than radio waves

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明提供一种太阳耀斑到达时间差分测量及组合导航方法、系统，属于航天器自主导航领域。太阳耀斑到达时间差分测量包括获得直接来自于太阳的耀斑到达时间、被火星反射的耀斑到达时间，计算二者的差值，建立太阳耀斑到达时间差分测量模型；组合导航方法包括建立测向导航模型，建立太阳耀斑到达时间差分测量模型，利用滤波器滤波，在未获得太阳耀斑TDOA时可采用测向模型。本发明弥补了测向导航的径向误差大这一问题，定位精度高，并且对仪器和星历要求很低。因此，本发明对航天器自主导航具有重要的实际意义。

Description

一种太阳耀斑到达时间差分测量及组合导航方法、系统
技术领域
本发明属于航天器自主导航领域，特别涉及一种太阳耀斑到达时间差分测量技术方案以及基于太阳耀斑到达时间信息的航天器自主导航技术方案。
背景技术
导航信息对于深空探测的成败至关重要。受远距离和长时延的影响，地面站无法提供实时高精度的导航信息，特别是在捕获段。而航天器自主导航系统可以做到这一点。因此，对于捕获段而言，天文自主导航是极其重要的，特别是航天器相对于目标天体的位置、速度信息。
目前，在深空探测领域，有以下几种自主导航方法：(1)X射线脉冲星测距导航。X射线脉冲星导航可提供高精度测距信息。但是，航天器相对于目标天体的位置比绝对位置更加重要。若目标天体星历出现较大误差，航天器相对于目标天体的位置也相应地出现较大误差。(2)测向导航。测向导航是传统的天文导航方式，通过测量近天体获得航天器相对于近天体的方位信息。但是，该方法无法提供高精度的航天器与近天体之间距离信息。(3)测速导航。测速导航通过测量恒星的光谱频移来获得航天器相对于恒星的速度信息。测速导航方法无法直接提供位置信息。位置信息是通过积分速度信息获得，因此必存在较大积分误差。
综上所述，在目标天体星历存在误差的情况下，X射线脉冲星导航和测速导航无法提供高精度的相对于目标天体的导航信息。测向导航虽不受星历误差影响，但是在径向上精度极低。
发明内容
本发明提出了一种太阳耀斑到达时间差分(Time Difference Of Arrival,TDOA)测量技术方案，旨在为航天器提供高精度的测距导航信息。在此基础上，本发明将其与传统的测向导航相结合，提出一种太阳耀斑TDOA/测向组合导航技术方案，旨在深空探测捕获段为航天器提供实时、高精度的自主导航信息。
本发明提供一种太阳耀斑到达时间差分测量方法，利用对太阳系内行星进行探测的航天器实现测量，航天器上设置第一光电探测器和第二光电探测器，测量过程包括以下步骤，
步骤A1，采用航天器上的第一光电探测器测得太阳耀斑直接到达航天器的时间，根据航天器在t1时刻的位置r(t1)，计算太阳耀斑光子离开太阳质心的时间t0如下，
c·(t1-t0)＝|r(t1)|
其中，c为光速；
步骤A2，利用行星星历，计算太阳耀斑光子到达行星的时刻t2和此时的行星位置rM(t2)如下，
c·(t2-t0)＝|rM(t2)|
步骤A3，采用航天器上的第二光电探测器测得记录经行星反射到达航天器的时间t，得到太阳耀斑到达时间差分t-t1；初步建立太阳耀斑TDOA模型如下，
c·(t-t1)＝|r(t)-rM(t2)|-|r(t1)|+|rM(t2)|+ω
其中，ω为TDOA测量误差，TDOA表示到达时间差分，航天器在时刻t的位置为r(t)；
步骤A4，对步骤A3所得太阳耀斑TDOA模型进行几何修正，获得精确模型，根据所得模型实现到达时间差分测量；进行几何修正包括以下子步骤，
步骤A41，针对反射点不在行星质心而在行星表面，计算夹角α+β如下，
|r-rM|2+|rM|2-|r2＝2|r-rM|·|rM|cos(α+β)
其中，r、rM和rM′M分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、在时刻t2相应的火星质心位置rM(t2)和反射点位置rM′(t2)，矢量r-rM和rM′-rM的夹角是α，矢量-rM和rM′M-rM的夹角是β；
进行初始化如下，
α＝β＝(α+β)/2
步骤A42，设矢量rM-r和rM′-r的夹角是α′，矢量rM和rM′M的夹角是β′，计算α′和β′如下，
其中，RM为行星半径；
步骤A43，调整α和β如下，
α＝α-[(α+α′)-(β+β′)]/2
β＝β+[(α+α′)-(β+β′)]/2
步骤A44，返回步骤A42，直到下式成立，此时的|rM′|和|rM′-r|为所求距离；
α+α′＝β+β′＝θ
步骤A45，对步骤A3初步建立的太阳耀斑TDOA模型进行修正，得到修正模型如下，
t-t1＝(rM′-r|+|rM′-|r-v·(t-t1))/c+ω
其中，v为航天器的速度。
而且，所述行星为火星，所述航天器为火星探测器。
本发明相应提供一种太阳耀斑到达时间差分测量系统，用于利用对太阳系内行星进行探测的航天器实现测量，航天器上设置第一光电探测器和第二光电探测器，并设置以下模块，
第一模块，用于采用航天器上的第一光电探测器测得太阳耀斑直接到达航天器的时间，根据航天器在t1时刻的位置r(t1)，计算太阳耀斑光子离开太阳质心的时间t0如下，
c·(t1-t0)＝|r(t1)|
其中，c为光速；
第二模块，用于利用行星星历，计算太阳耀斑光子到达行星的时刻t2和此时的行星位置rM(t2)如下，
c·(t2-t0)＝|rM(t2)|
第三模块，用于采用航天器上的第二光电探测器测得记录经行星反射到达航天器的时间t，得到太阳耀斑到达时间差分t-t1；初步建立太阳耀斑TDOA模型如下，
c·(t-t1)＝|r(t)-rM(t2)|-|r(t1)|+|rM(t2)|+ω
其中，ω为TDOA测量误差，TDOA表示到达时间差分，航天器在时刻t的位置为r(t)；
第四模块，用于对第三模块所得太阳耀斑TDOA模型进行几何修正，获得精确模型，根据所得模型实现到达时间差分测量；包括以下子模块，
第一子模块，用于针对反射点不在行星质心而在行星表面，计算夹角α+β如下，
|r-rM|2+|rM|2-|r|2＝2|r-rM|·|rM|cos(α+β)
其中，r、rM和rM′分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、在时刻t2相应的火星质心位置rM(t2)和反射点位置rM′(t2)，矢量r-rM和rM′-rM的夹角是α，矢量-rM和rM′-rM的夹角是β；
进行初始化如下，
α＝β＝(α+β)/2
第二子模块，用于设矢量rM-r和rM′-r的夹角是α′，矢量rM和rM′的夹角是β′，计算α′和β′如下，
其中，RM为行星半径；
第三子模块，用于调整α和β如下，
α＝α-[(α+α′)-(β+β′)]/2
β＝β+[(α+α′)-(β+β′)]/2
第四子模块，用于命令第二子模块工作，直到下式成立，此时的|rM′|和|rM′-r|为所求距离；
α+α′＝β+β′＝θ
第五子模块，用于对第三模块初步建立的太阳耀斑TDOA模型进行修正，得到修正模型如下，
t-t1＝(rM′-r|+|rM′|-|r-v·(t-t1))/c+ω
其中，v为航天器的速度。
而且，所述行星为火星，所述航天器为火星探测器。
本发明还提供一种基于太阳耀斑到达时间差分测量的组合导航方法，包括以下步骤，
步骤1，建立航天器的轨道动力学模型如下，
其中，是航天器的状态矢量X的导数，为时刻T的f(X,T)为航天器的状态转移模型，ω(T)为时刻T航天器的导航系统噪声；
步骤2，建立测向模型如下，
其中，υ是测向噪声，Z为航天器相对于行星的方位矢量，R、RM分别表示航天器的
位置、火星质心位置；
步骤3，建立太阳耀斑TDOA模型如下，
t-t1＝(rM′M-r|+|rM′|-|r-v·(t-t1))/c+ω
其中，t-t1为太阳耀斑到达时间差分，t1为太阳耀斑直接到达航天器的时间，t为经行星反射到达航天器的时间，r和rM′分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、太阳耀斑光子到达火星的时刻t2相应的反射点位置rM′(t2)，v为航天器的速度，c为光速，ω为TDOA测量误差；
步骤4，未获得太阳耀斑TDOA时，选择步骤2所得测向模型，根据步骤1中所得轨道动力学模型进行滤波；获得太阳耀斑TDOA时，选择步骤3所得TDOA模型，根据步骤1中所得轨道动力学模型进行滤波；滤波得到导航信息。
而且，所述滤波采用扩展卡尔曼滤波器实现。
本发明相应提供一种基于太阳耀斑到达时间差分测量的组合导航系统，包括以下单元，
第一单元，用于建立航天器的轨道动力学模型如下，
其中，是航天器的状态矢量X的导数，为时刻T的f(X,T)为航天器的状态转移模型，ω(T)为时刻T航天器的导航系统噪声；
第二单元，用于建立测向模型如下，
其中，υ是测向噪声，Z为航天器相对于行星的方位矢量，R、RM分别表示航天器的位置、火星质心位置；
第三单元，用于建立太阳耀斑TDOA模型如下，
t-t1＝(rM′-r|+|rM′|-|r-v·(t-t1))/c+ω
其中，t-t1为太阳耀斑到达时间差分，t1为太阳耀斑直接到达航天器的时间，t为经行星反射到达航天器的时间，r和rM′分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、太阳耀斑光子到达火星的时刻t2相应的反射点位置rM′(t2)，v为航天器的速度，c为光速，ω为TDOA测量误差；
第四单元，用于未获得太阳耀斑TDOA时，选择第二单元所得测向模型，根据第一单元中所得轨道动力学模型进行滤波；获得太阳耀斑TDOA时，选择第三单元所得TDOA模型，根据第一单元中所得轨道动力学模型进行滤波；滤波得到导航信息。
而且，所述滤波采用扩展卡尔曼滤波器实现。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)航天器自主导航系统需要探测器和相关的天文数据。已有方法在实现前都需研制新的探测器，并进行长期巡天观测获取天文数据。而本发明只需光电探测器和目标天体星历。该设备和天文数据都是已有的，无需重新研制或采集，节约了成本和时间。
(2)本发明可在低速光电探测器、低精度的目标天体星历、无太阳耀斑计时模型的条件下正常工作。因此，本发明对设备和星历要求低，易于实现。
(3)本发明所采用的导航观测量是航天器相对于目标天体的方位和距离信息。因此，该方法不受目标天体星历误差的影响，提供高精度的相对于目标天体的导航信息。
附图说明
图1为本发明实施例的太阳耀斑到达时间差分测量原理示意图。
图2为本发明实施例的太阳耀斑TDOA测量的几何修正示意图。
具体实施方式
本发明技术方案可采用计算机软件方式支持自动运行流程。以下结合附图和实施例详细说明本发明技术方案。
深空探测器一般称为航天器。飞往火星的航天器可称为火星探测器。
本发明以火星探测器为实施例，对于其他太阳系内行星的探测器也可采用同样方法实现。
首先给出火星探测器轨道，如表1所示。
表1 火星探测器初始轨道参数
太阳耀斑TDOA的基本原理如图1所示。路径D为太阳耀斑光子直接从太阳飞向航天器的路径，路径M为太阳光子经火星反射再飞向航天器的路径。火星探测器上设置有两个光电探测器。
实施例提供的一种太阳耀斑到达时间差分测量方法，具体为：
步骤A1：获得太阳耀斑直接到达航天器的时间t1。该值可由航天器上的光电探测器(记为第一光电探测器)测得。根据航天器在t1时刻的位置r(t1)和式(1)，可计算太阳耀斑光子离开太阳质心的时间t0。
c·(t1-t0)＝|r(t1)| (1)
其中，c为光速。|·|表示对矢量取模，下同。
步骤A2：利用火星星历和式(2)，可计算太阳耀斑光子到达火星的时刻t2和此时的火星位置rM(t2)。
c·(t2-t0)＝|rM(t2)| (2)
步骤A3：记录经火星反射到达航天器的时间t。该值可由航天器上的另一个光电探测器(记为第二光电探测器)测得。t-t1就是太阳耀斑TDOA。太阳耀斑TDOA模型可以初步建立，如式(3)所示。
c·(t-t1)＝|r(t)-rM(t2)|-|r(t1)|+|rM(t2)|+ω (3)
其中，ω为TDOA测量误差。航天器在t时刻的位置为r(t)，该值是未知量，是导航系统需要估计的状态。
步骤A4：对该模型进行几何修正，获得精确模型，根据所得模型实现到达时间差分测量。
太阳耀斑TDOA几何修正原理如图2所示。反射点不在火星质心，而在火星表面。针对这一问题，本发明进行几何修正。
步骤A41：根据式(4)，计算α+β的值。并用式(5)初始化α和β。
|r-rM|2+|rM|2-|r|2＝2|r-rM|·|rM|cos(α+β) (4)
其中，r，rM和rM′分别表示r(t),rM(t2)和rM′(t2)，t2的定义是一样的。火星质心位置和反射点位置分别为rM和rM′，即rM(t2)表示太阳耀斑光子到达火星的时刻t2相应火星质心位置，rM′(t2)表示太阳耀斑光子到达火星的时刻t2相应反射点位置。矢量r-rM和rM′-rM的夹角是α，矢量-rM和rM′-rM的夹角是β。首先初始假设如下：
α＝β＝(α+β)/2 (5)
步骤A42：利用式(6-9)计算α′和β′。矢量rM-r和rM′-r的夹角是α′，矢量rM和rM′的夹角是β′。RM为火星半径。
步骤A43：利用式(10-11)，调整α和β。
α＝α-[(α+α′)-(β+β′)]/2 (10)
β＝β+[(α+α′)-(β+β′)]/2 (11)
步骤A44：重复步骤A42-A44，直到式(12)成立。此时的|rM′|，|rM′-r|即为所求距离。
α+α′＝β+β′＝θ (12)
步骤A45：对式(3)进行修正，得到修正模型如式(13)所示。
t-t1＝(rM′-r|+|rM′|-|r-v·(t-t1))/c+ω (13)
其中，v为航天器的速度。
实施例基于以上太阳耀斑TDOA方法，提供的一种太阳耀斑TDOA/测向组合导航方法，具体为：
步骤B1：建立航天器的轨道动力学模型
步骤B1中所述的建立航天器的轨道动力学模型，其具体实现过程为：
因为航天器的状态矢量X为：
其中，r＝[x,y,z]T和v＝[vx,vy,vz]T分别为航天器的位置和速度矢量，x,y,z分别为航天器的位置在三轴上的分量，vx,vy,vz分别为航天器的速度在三轴上的分量；
则航天器的轨道动力学模型为：
其中，分别为x,y,z，vx,vy,vz的导数，
式(5)可表示为：
其中，是X的导数，为时刻T的f(X,T)为航天器的状态转移模型，[x1,y1,z1]和[x2,y2,z2]分别是火星和地球相对于太阳系质心的相对位置矢量，μs,μm,μe分别是太阳，火星和地球的引力常数，rps,rpm,rpe分别是航天器到太阳质心，火星质心以及地球质心之间的距离，其计算公式为： 分别是火星质心、地球质心分别到太阳质心之间的距离；航天器的导航系统噪声ω＝[0,0，0，ΔFx,ΔFy,ΔFz]T，其中，ΔFx、ΔFy和ΔFz是摄动力在三轴上的分量，ω(T)为时刻T航天器的导航系统噪声。
步骤B2：建立测向模型。
其中，υ是测向噪声。Z为航天器相对于火星的方位矢量。此时，R、RM分别表示航天器的位置、火星质心位置。
步骤B3：建立太阳耀斑TDOA模型。详见上述相对导航测速方法，采用式(13)即可。
步骤B4：未获得太阳耀斑TDOA时，选择步骤B2所得测向模型，根据步骤B1中所得轨道动力学模型进行滤波；获得太阳耀斑TDOA时，选择步骤B3所得TDOA模型，根据步骤B1中所得轨道动力学模型进行滤波，得到导航信息。
实施例利用扩展卡尔曼滤波器滤波。滤波器的状态矢量是航天器的位置和速度矢量，滤波结果就是航天器的位置和速度。导航滤波器中的测量模型选择方法如下：
未获得太阳耀斑TDOA时，选择步骤B2所得测向模型。获得太阳耀斑TDOA时，选择步骤B3所得TDOA模型。
导航滤波器中的状态转移模型为B1步骤中式(16)所示的轨道动力学模型。
具体实施时，采用其他滤波器的实现方式类似。
滤波器参数如表2所示：
表2 导航滤波器参数
其中，P(0)为初始状态误差矩阵，Q为状态噪声协方差，即q1的平方，即q2的平方。
具体实施时，以上流程可采用计算机软件技术实现自动运行流程，也可采用软件模块化技术实现相应系统。
本发明相应提供一种太阳耀斑到达时间差分测量系统，用于利用对太阳系内行星进行探测的航天器实现测量，航天器上设置第一光电探测器和第二光电探测器，并设置以下模块，
第一模块，用于采用航天器上的第一光电探测器测得太阳耀斑直接到达航天器的时间，根据航天器在t1时刻的位置r(t1)，计算太阳耀斑光子离开太阳质心的时间t0如下，
c·(t1-t0)＝|r(t1)|
其中，c为光速；
第二模块，用于利用行星星历，计算太阳耀斑光子到达行星的时刻t2和此时的行星位置rM(t2)如下，
c·(t2-t0)＝|rM(t2)|
第三模块，用于采用航天器上的第二光电探测器测得记录经行星反射到达航天器的时间t，得到太阳耀斑到达时间差分t-t1；初步建立太阳耀斑TDOA模型如下，
c·(t-t1)＝|r(t)-rM(t2)|-|r(t1)|+|rM(t2)|+ω
其中，ω为TDOA测量误差，TDOA表示到达时间差分，航天器在时刻t的位置为r(t)；
第四模块，用于对第三模块所得太阳耀斑TDOA模型进行几何修正，获得精确模型，根据所得模型实现到达时间差分测量；包括以下子模块，
第一子模块，用于针对反射点不在行星质心而在行星表面，计算夹角α+β如下，
|r-rM|2+|rM|2-|r2＝2|r-rM|·|rM|cos(α+β)
其中，r、rM和rM′分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、在时刻t2相应的火星质心位置rM(t2)和反射点位置rM′(t2)，矢量r-rM和rM′-rM的夹角是α，矢量-rM和rM′-rM的夹角是β；
进行初始化如下，
α＝β＝(α+β)/2
第二子模块，用于设矢量rM-r和rM′-r的夹角是α′，矢量rM和rM′的夹角是β′，计算α′和β′如下，
其中，RM为行星半径；
第三子模块，用于调整α和β如下，
α＝α-[(α+α′)-(β+β′)]/2
β＝β+[(α+α′)-(β+β′)]/2
第四子模块，用于命令第二子模块工作，直到下式成立，此时的|rM′|和|rM′-r|为所求距离；
α+α′＝β+β′＝θ
第五子模块，用于对第三模块初步建立的太阳耀斑TDOA模型进行修正，得到修正模型如下，
t-t1＝(rM′-r|+|rM′|-|r-v·(t-t1))/c+ω
其中，v为航天器的速度。
本发明相应提供一种基于太阳耀斑到达时间差分测量的组合导航系统，包括以下单元，
第一单元，用于建立航天器的轨道动力学模型如下，
其中，是航天器的状态矢量X的导数，为时刻T的f(X,T)为航天器的状态转移模型，ω(T)为时刻T航天器的导航系统噪声；
第二单元，用于建立测向模型如下，
其中，υ是测向噪声，Z为航天器相对于行星的方位矢量，R、RM分别表示航天器的位置、火星质心位置；
第三单元，用于建立太阳耀斑TDOA模型如下，
t-t1＝(|rM′-r|+rM′|-r-v·(t-t1))/c+ω
其中，t-t1为太阳耀斑到达时间差分，t1为太阳耀斑直接到达航天器的时间，t为经行星反射到达航天器的时间，r和rM′分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、太阳耀斑光子到达火星的时刻t2相应的反射点位置rM′(t2)，v为航天器的速度，c为光速，ω为TDOA测量误差；
第四单元，用于未获得太阳耀斑TDOA时，选择第二单元所得测向模型，根据第一单元中所得轨道动力学模型进行滤波；获得太阳耀斑TDOA时，选择第三单元所得TDOA模型，根据第一单元中所得轨道动力学模型进行滤波；滤波得到导航信息。
各模块或单元实现可参见方法相应说明，本发明不予赘述。
本文中所描述的具体实施例仅仅是对本发明精神作举例说明。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，但并不会偏离本发明的精神或者超越所附权利要求书所定义的范围。

Claims (8)

1.一种太阳耀斑到达时间差分测量方法，其特征在于：利用对太阳系内行星进行探测的航天器实现测量，航天器上设置第一光电探测器和第二光电探测器，测量过程包括以下步骤，
步骤A1，采用航天器上的第一光电探测器测得太阳耀斑直接到达航天器的时间，根据航天器在t1时刻的位置r(t1)，计算太阳耀斑光子离开太阳质心的时间t0如下，
c·(t1-t0)＝|r(t1)|
其中，c为光速；
步骤A2，利用行星星历，计算太阳耀斑光子到达行星的时刻t2和此时的行星位置rM(t2)如下，
c·(t2-t0)＝|rM(t2)|
步骤A3，采用航天器上的第二光电探测器测得记录经行星反射到达航天器的时间t，得到太阳耀斑到达时间差分t-t1；初步建立太阳耀斑TDOA模型如下，
c·(t-t1)＝|r(t)-rM(t2)|-|r(t1)|+|rM(t2)|+ω
其中，ω为TDOA测量误差，TDOA表示到达时间差分，航天器在时刻t的位置为r(t)；
步骤A4，对步骤A3所得太阳耀斑TDOA模型进行几何修正，获得精确模型，根据所得模型实现到达时间差分测量；进行几何修正包括以下子步骤，
步骤A41，针对反射点不在行星质心而在行星表面，计算夹角α+β如下，
|r-rM|2+|rM|2-|r|2＝2|r-rM|·|rM|cos(α+β)
其中，r、rM和r′M分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、在时刻t2相应的火星质心位置rM(t2)和反射点位置r′M(t2)，矢量r-rM和r′M-rM的夹角是α，矢量-rM和r′M-rM的夹角是β；
进行初始化如下，
α＝β＝(α+β)/2
步骤A42，设矢量rM-r和r′M-r的夹角是α′，矢量rM和r′M的夹角是β′，计算α′和β′如下，
<mrow> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>=</mo> <msubsup> <mi>R</mi> <mi>M</mi> <mn>2</mn> </msubsup> <mo>+</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>-</mo> <mn>2</mn> <msub> <mi>R</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mo>|</mo> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>|</mo> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>&amp;beta;</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
<mrow> <msubsup> <mi>R</mi> <mi>M</mi> <mn>2</mn> </msubsup> <mo>=</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>+</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>-</mo> <mn>2</mn> <mo>|</mo> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>|</mo> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mo>|</mo> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>|</mo> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <msup> <mi>&amp;beta;</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msup> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
<mrow> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <mrow> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>=</mo> <msubsup> <mi>R</mi> <mi>M</mi> <mn>2</mn> </msubsup> <mo>+</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <mrow> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>-</mo> <mn>2</mn> <msub> <mi>R</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mo>|</mo> <mrow> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>&amp;alpha;</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
<mrow> <msubsup> <mi>R</mi> <mi>M</mi> <mn>2</mn> </msubsup> <mo>=</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <mrow> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>+</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <mrow> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>-</mo> <mn>2</mn> <mo>|</mo> <mrow> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mo>|</mo> <mrow> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <msup> <mi>&amp;alpha;</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msup> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
其中，RM为行星半径；
步骤A43，调整α和β如下，
α＝α-[(α+α′)-(β+β′)]/2
β＝β+[(α+α′)-(β+β′)]/2
步骤A44，返回步骤A42，直到下式成立，此时的|r′M|和|r′M-r|为所求距离；
α+α′＝β+β′＝θ
步骤A45，对步骤A3初步建立的太阳耀斑TDOA模型进行修正，得到修正模型如下，
t-t1＝(|r′M-r|+|r′M|-|r-v·(t-t1)|)/c+ω
其中，v为航天器的速度。
2.根据权利要求1所述太阳耀斑到达时间差分测量方法，其特征在于：所述行星为火星，所述航天器为火星探测器。
3.一种太阳耀斑到达时间差分测量系统，其特征在于：用于利用对太阳系内行星进行探测的航天器实现测量，航天器上设置第一光电探测器和第二光电探测器，并设置以下模块，
第一模块，用于采用航天器上的第一光电探测器测得太阳耀斑直接到达航天器的时间，根据航天器在t1时刻的位置r(t1)，计算太阳耀斑光子离开太阳质心的时间t0如下，
c·(t1-t0)＝|r(t1)|
其中，c为光速；
第二模块，用于利用行星星历，计算太阳耀斑光子到达行星的时刻t2和此时的行星位置rM(t2)如下，
c·(t2-t0)＝|rM(t2)|
第三模块，用于采用航天器上的第二光电探测器测得记录经行星反射到达航天器的时间t，得到太阳耀斑到达时间差分t-t1；初步建立太阳耀斑TDOA模型如下，
c·(t-t1)＝|r(t)-rM(t2)|-|r(t1)|+|rM(t2)|+ω
其中，ω为TDOA测量误差，TDOA表示到达时间差分，航天器在时刻t的位置为r(t)；
第四模块，用于对第三模块所得太阳耀斑TDOA模型进行几何修正，获得精确模型，根据所得模型实现到达时间差分测量；包括以下子模块，
第一子模块，用于针对反射点不在行星质心而在行星表面，计算夹角α+β如下，
|r-rM|2+|rM|2-|r|2＝2|r-rM|·|rM|cos(α+β)
其中，r、rM和r′M分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、在时刻t2相应的火星质心位置rM(t2)和反射点位置r′M(t2)，矢量r-rM和r′M-rM的夹角是α，矢量-rM和r′M-rM的夹角是β；
进行初始化如下，
α＝β＝(α+β)/2
第二子模块，用于设矢量rM-r和r′M-r的夹角是α′，矢量rM和r′M的夹角是β′，计算α′和β′如下，
<mrow> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>=</mo> <msubsup> <mi>R</mi> <mi>M</mi> <mn>2</mn> </msubsup> <mo>+</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>-</mo> <mn>2</mn> <msub> <mi>R</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mo>|</mo> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>|</mo> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>&amp;beta;</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
<mrow> <msubsup> <mi>R</mi> <mi>M</mi> <mn>2</mn> </msubsup> <mo>=</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>+</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>-</mo> <mn>2</mn> <mo>|</mo> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>|</mo> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mo>|</mo> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>|</mo> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <msup> <mi>&amp;beta;</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msup> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
<mrow> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <mrow> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>=</mo> <msubsup> <mi>R</mi> <mi>M</mi> <mn>2</mn> </msubsup> <mo>+</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <mrow> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>-</mo> <mn>2</mn> <msub> <mi>R</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mo>|</mo> <mrow> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>&amp;alpha;</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
<mrow> <msubsup> <mi>R</mi> <mi>M</mi> <mn>2</mn> </msubsup> <mo>=</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <mrow> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>+</mo> <msup> <mrow> <mo>|</mo> <mrow> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>-</mo> <mn>2</mn> <mo>|</mo> <mrow> <msubsup> <mi>r</mi> <mi>M</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msubsup> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mo>|</mo> <mrow> <msub> <mi>r</mi> <mi>M</mi> </msub> <mo>-</mo> <mi>r</mi> </mrow> <mo>|</mo> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <msup> <mi>&amp;alpha;</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msup> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
其中，RM为行星半径；
第三子模块，用于调整α和β如下，
α＝α-[(α+α′)-(β+β′)]/2
β＝β+[(α+α′)-(β+β′)]/2
第四子模块，用于命令第二子模块工作，直到下式成立，此时的|r′M|和|r′M-r|为所求距离；
α+α′＝β+β′＝θ
第五子模块，用于对第三模块初步建立的太阳耀斑TDOA模型进行修正，得到修正模型如下，
t-t1＝(|r′M-r|+|r′M|-|r-v·(t-t1)|)/c+ω
其中，v为航天器的速度。
4.根据权利要求3所述太阳耀斑到达时间差分测量系统，其特征在于：所述行星为火星，所述航天器为火星探测器。
5.一种基于太阳耀斑到达时间差分测量的组合导航方法，其特征在于：包括以下步骤，
步骤1，建立航天器的轨道动力学模型如下，
<mrow> <mover> <mi>X</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mrow> <mo>(</mo> <mi>T</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <mi>f</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>X</mi> <mo>,</mo> <mi>T</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>+</mo> <mi>&amp;omega;</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>T</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
其中，是航天器的状态矢量X的导数，为时刻T的f(X,T)为航天器的状态转移模型，ω(T)为时刻T航天器的导航系统噪声；
步骤2，建立测向模型如下，
<mrow> <mi>Z</mi> <mo>=</mo> <mfrac> <mrow> <mi>R</mi> <mo>-</mo> <msub> <mi>R</mi> <mi>M</mi> </msub> </mrow> <mrow> <mo>|</mo> <mrow> <mi>R</mi> <mo>-</mo> <msub> <mi>R</mi> <mi>M</mi> </msub> </mrow> <mo>|</mo> </mrow> </mfrac> <mo>+</mo> <mi>&amp;upsi;</mi> </mrow>
其中，υ是测向噪声，Z为航天器相对于行星的方位矢量，R、RM分别表示航天器的位置、火星质心位置；
步骤3，建立太阳耀斑TDOA模型如下，
t-t1＝(|r′M-r|+|r′M|-|r-v·(t-t1)|)/c+ω
其中，t-t1为太阳耀斑到达时间差分，t1为太阳耀斑直接到达航天器的时间，t为经行星反射到达航天器的时间，r和r′M分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、太阳耀斑光子到达火星的时刻t2相应的反射点位置r′M(t2)，v为航天器的速度，c为光速，ω为TDOA测量误差；
步骤4，未获得太阳耀斑TDOA时，选择步骤2所得测向模型，根据步骤1中所得轨道动力学模型进行滤波；获得太阳耀斑TDOA时，选择步骤3所得TDOA模型，根据步骤1中所得轨道动力学模型进行滤波；滤波得到导航信息。
6.根据权利要求5所述基于太阳耀斑到达时间差分测量的组合导航方法，其特征在于：所述滤波采用扩展卡尔曼滤波器实现。
7.一种基于太阳耀斑到达时间差分测量的组合导航系统，其特征在于：包括以下单元，
第一单元，用于建立航天器的轨道动力学模型如下，
<mrow> <mover> <mi>X</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mrow> <mo>(</mo> <mi>T</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <mi>f</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>X</mi> <mo>,</mo> <mi>T</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>+</mo> <mi>&amp;omega;</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>T</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
其中，是航天器的状态矢量X的导数，为时刻T的f(X,T)为航天器的状态转移模型，ω(T)为时刻T航天器的导航系统噪声；
第二单元，用于建立测向模型如下，
<mrow> <mi>Z</mi> <mo>=</mo> <mfrac> <mrow> <mi>R</mi> <mo>-</mo> <msub> <mi>R</mi> <mi>M</mi> </msub> </mrow> <mrow> <mo>|</mo> <mrow> <mi>R</mi> <mo>-</mo> <msub> <mi>R</mi> <mi>M</mi> </msub> </mrow> <mo>|</mo> </mrow> </mfrac> <mo>+</mo> <mi>&amp;upsi;</mi> </mrow>
其中，υ是测向噪声，Z为航天器相对于行星的方位矢量，R、RM分别表示航天器的位置、火星质心位置；
第三单元，用于建立太阳耀斑TDOA模型如下，
t-t1＝(|r′M-r|+|r′M|-|r-v·(t-t1)|)/c+ω
其中，t-t1为太阳耀斑到达时间差分，t1为太阳耀斑直接到达航天器的时间，t为经行星反射到达航天器的时间，r和r′M分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、太阳耀斑光子到达火星的时刻t2相应的反射点位置r′M(t2)，v为航天器的速度，c为光速，ω为TDOA测量误差；
第四单元，用于未获得太阳耀斑TDOA时，选择第二单元所得测向模型，根据第一单元中所得轨道动力学模型进行滤波；获得太阳耀斑TDOA时，选择第三单元所得TDOA模型，根据第一单元中所得轨道动力学模型进行滤波；滤波得到导航信息。
8.根据权利要求7所述基于太阳耀斑到达时间差分测量的组合导航系统，其特征在于：所述滤波采用扩展卡尔曼滤波器实现。
CN201511027050.XA 2015-12-31 2015-12-31 一种太阳耀斑到达时间差分测量及组合导航方法、系统 Expired - Fee Related CN105651287B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201511027050.XA CN105651287B (zh) 2015-12-31 2015-12-31 一种太阳耀斑到达时间差分测量及组合导航方法、系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201511027050.XA CN105651287B (zh) 2015-12-31 2015-12-31 一种太阳耀斑到达时间差分测量及组合导航方法、系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105651287A CN105651287A (zh) 2016-06-08
CN105651287B true CN105651287B (zh) 2018-03-27

Family

ID=56490921

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201511027050.XA Expired - Fee Related CN105651287B (zh) 2015-12-31 2015-12-31 一种太阳耀斑到达时间差分测量及组合导航方法、系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105651287B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107084726B (zh) * 2017-05-18 2019-11-26 北京航空航天大学 一种基于太阳震荡时间延迟的自主天文导航方法
CN107421533B (zh) * 2017-06-22 2019-07-30 北京航空航天大学 一种深空探测器x射线脉冲星toa/dtoa组合导航方法
CN107830856B (zh) * 2017-11-29 2021-07-20 武汉科技大学 面向编队飞行的太阳tdoa量测方法及组合导航方法
CN109870155B (zh) * 2019-02-28 2022-05-13 武汉科技大学 太阳直射光/行星反射光到达时间差分估测方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102175241A (zh) * 2011-01-13 2011-09-07 北京航空航天大学 一种火星探测器巡航段自主天文导航方法
CN104296752A (zh) * 2014-09-24 2015-01-21 上海卫星工程研究所 航天器天文测角测速组合自主导航系统及其导航方法
CN104390649A (zh) * 2014-08-28 2015-03-04 上海微小卫星工程中心 一种海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法及系统

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6608589B1 (en) * 1999-04-21 2003-08-19 The Johns Hopkins University Autonomous satellite navigation system
US20070046530A1 (en) * 2005-08-25 2007-03-01 Honeywell International Inc. Methods and systems for satellite navigation

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102175241A (zh) * 2011-01-13 2011-09-07 北京航空航天大学 一种火星探测器巡航段自主天文导航方法
CN104390649A (zh) * 2014-08-28 2015-03-04 上海微小卫星工程中心 一种海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法及系统
CN104296752A (zh) * 2014-09-24 2015-01-21 上海卫星工程研究所 航天器天文测角测速组合自主导航系统及其导航方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
GPS测量误差源及其控制分析;贾彬;《海洋测绘》;20080531;第28卷(第3期);第76-82页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN105651287A (zh) 2016-06-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103808331B (zh) 一种mems三轴陀螺仪误差标定方法
CN105651287B (zh) 一种太阳耀斑到达时间差分测量及组合导航方法、系统
CN104215258B (zh) 一种车载经纬仪测角精度测试方法及系统
CN103954279B (zh) 多普勒差分测速模型及与x射线脉冲星组合导航的方法
CN102175246B (zh) 一种x脉冲星探测器等效器的航天器导航系统
US6876926B2 (en) Method and system for processing pulse signals within an inertial navigation system
CN103900565B (zh) 一种基于差分gps的惯导系统姿态获取方法
CN102564455B (zh) 星敏感器安装误差四位置标定与补偿方法
CN101105503B (zh) 捷联式惯导测量组合中加速度计装配误差标量修正方法
CN103743378B (zh) 一种管道检测器姿态检测系统
CN103900577B (zh) 一种面向编队飞行的相对导航测速及组合导航方法
CN103852085B (zh) 一种基于最小二乘拟合的光纤捷联惯导系统现场标定方法
CN105160125B (zh) 一种星敏感器四元数的仿真分析方法
CN105953803A (zh) 数字式太阳敏感器测量坐标系与棱镜坐标系偏差测量方法
CN104296752B (zh) 航天器天文测角测速组合自主导航系统及其导航方法
CN104764449B (zh) 一种基于星历修正的捕获段深空探测器自主天文导航方法
CN105606846B (zh) 一种基于姿态信息的加速度计校准方法
CN106017480B (zh) 面向深空探测捕获段的深度组合导航方法
CN102997922A (zh) 一种利用光学导航信息的脉冲到达时间差确定方法
CN104457705A (zh) 基于天基自主光学观测的深空目标天体初定轨方法
CN104596543A (zh) 一种基准不确定情况下陀螺仪组合误差系数标定方法
CN102679999A (zh) 星敏感器安装误差四位置标定与补偿方法
CN110207692A (zh) 一种地图辅助的惯性预积分行人导航方法
CN105737848B (zh) 一种系统级星敏感器观星系统及观星方法
CN111879335A (zh) 一种基于离心机的多位置陀螺仪漂移系数的标定方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20180327

Termination date: 20181231