CN105973232A - 低轨卫星星座自主导航方法及其系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种低轨卫星星座自主导航方法，包含以下步骤：S1、以观测卫星的位置速度和目标卫星的位置速度作为待估状态量，建立自主导航系统的状态方程；S2、观测卫星获取磁场矢量及观测卫星与目标卫星之间的目标卫星相对矢量和星间伪距；S3、根据磁场矢量和目标卫星相对矢量，计算得到角距；S4、根据星间伪距和角距建立自主导航系统的量测方程；S5、根据已建立的自主导航系统的状态方程和自主导航系统的量测方程，利用预设算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。本发明还公开了一种低轨卫星星座自主导航系统。本发明能够完成低轨卫星星座高精度自主导航，自主性强、成本低、可靠性高。

Description

低轨卫星星座自主导航方法及其系统

技术领域

本发明涉及卫星星座整网定轨技术，尤其涉及一种低轨卫星星座自主导航方法及其系统，具体涉及一种基于星间测量联合磁测约束的低轨卫星星座高精度自主导航方法及其系统。

背景技术

低轨卫星星座能够弥补天基高轨星座和地面预警系统对导弹目标的观测缝隙，从而实现对目标的全程持续跟踪，如美国的空间跟踪与监视系统；能够覆盖陆、海、空、天多维空间，支持话音、数据、短消息等多种业务类型，满足数字化战场对信息传输实时性、作战地域广泛性以及终端小型化的要求，如低轨星座卫星通信系统。为保障低轨星座在地面站布设受限、甚至战时被摧毁情况下仍然能够有效地发挥作用，必须使星座具备较长时间的自主运行能力。因此，低轨星座卫星自主导航作为星座自主运行的前提至关重要。

发明内容

本发明的目的在于提供一种低轨卫星星座自主导航方法及其系统，能够完成低轨卫星星座高精度自主导航，自主性强、成本低、可靠性高。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：一种低轨卫星星座自主导航方法，用于自主导航系统中，其特点是，包含以下步骤：

S1、以观测卫星的位置速度和目标卫星的位置速度作为待估状态量，建立自主导航系统的状态方程；

S2、观测卫星获取磁场矢量及观测卫星与目标卫星之间的目标卫星相对矢量和星间伪距；

S3、根据磁场矢量和目标卫星相对矢量，计算得到角距；

S4、根据星间伪距和角距建立自主导航系统的量测方程；

S5、根据已建立的自主导航系统的状态方程和自主导航系统的量测方程，利用预设算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。

所述的步骤S1中以观测卫星的位置速度状态量和目标卫星的位置速度状态量，仅考虑二阶带谐项建立低轨卫星星座自主导航系统的状态方程，表示为：

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{X}}_1\\ {\stackrel{\·}{X}}_2\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}f\left(X_1\right)\\ f\left(X_2\right)\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{f}_1\\ {\mathrm{\Δf}}_2\end{array}\right]$

式中，X₁表示观测卫星的位置速度状态量，X₂表示目标卫星的位置速度状态量，Δf₁表示地球非球形引力高阶摄动，Δf₂表示日月光压摄动。

所述的步骤S3中，根据磁场矢量和相对矢量，计算角距的公式为：

${\mathrm{\α}}_m=\arccos \frac{B_b\·{\mathrm{\Δx}}_b}{\left|B_b\right|\left|{\mathrm{\Δx}}_b\right|}$

式中，α_m表示角距，B_b表示卫星本体系下磁场矢量，Δx_b表示卫星本体系下目标卫星的相对矢量。

所述的步骤S4中包含：

S4.1、根据角距观测量建立第一量测方程；

S4.2、根据星间伪距观测量建立第二量测方程；

S4.3、结合第一量测方程与第二量测方程，建立低轨卫星星座自主导航系统的量测方程。

所述的步骤S4.1中第一量测方程表示为：

α_m＝α_c+v₁

式中，α_m表示角距，α_c表示惯性系下磁场矢量与目标卫星相对矢量的角距，v₁表示角距量测噪声；其中 表示惯性系到经纬度表示的地理系的转移矩阵，表示将观测卫星状态参数转换为地理系后，带入地磁场模型得到的表达式，Δx_i＝X₁-X₂表示惯性下目标卫星的相对矢量。

所述的步骤S4.2中第二量测方程表示为：

式中，ρ_m表星间伪距，(x₁,y₁,z₁)表示观测卫星的位置坐标，(x₂,y₂,z₂)表示目标卫星的位置坐标，v₂表示伪距量测噪声。

所述的步骤S4.3中低轨卫星星座自主导航系统的量测方程表示为：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\α}}_m\\ {\mathrm{\ρ}}_m\end{array}\right]=h(X_1,X_2)+V$

式中，α_m表示角距，ρ_m表星间伪距，X₁表示观测卫星的位置速度状态量，X₂表示目标卫星的位置速度状态量，V表示角距量测噪声。

所述的预设算法为扩展卡尔曼滤波算法。

一种低轨卫星星座自主导航系统，其特点是，包含：

安装在观测卫星上的星间观测相机、磁强计及无线电收发机；

计算模块，分别与观测相机和磁强计连接；

卡尔曼滤波器，分别与计算模块和无线电收发机连接；其中

所述的星间观测相机通过对目标卫星照相观测得到目标卫星相对矢量，所述的磁强计用于获取磁场矢量，无线电收发机用于测量得到星间伪距，所述的计算模块用于根据目标卫星相对矢量和磁场矢量计算得到角距，所述的卡尔曼滤波器用于根据角距和星间伪距作为观测量，并采用扩展卡尔曼滤波算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。

本发明一种低轨卫星星座自主导航方法及其系统与现有技术相比具有以下优点：不需要地面站支撑，完全依靠星间测量联合磁测约束结合轨道动力学递推完成星座的整网定轨，自主性强；与现有的基于星间照相观测星座导航方法中的单机相比，星间观测相机和磁强计的研制成本更低；低轨卫星星座观测卫星安装单机为磁强计和星间观测相机，其研制技术和应用均较为成熟，而且计算其角距相对简单，因此自主导航系统的可靠性高。

附图说明

图1为本发明一种低轨卫星星座自主导航系统的整体结构示意图；

图2为本发明一种低轨卫星星座自主导航方法的流程图；

图3为观测卫星量测示意图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

如图1所示，一种低轨卫星星座自主导航系统，包含：安装在观测卫星上的星间观测相机100、磁强计200及无线电收发机300；计算模块400，分别与观测相机400和磁强计200连接；卡尔曼滤波器500，分别与计算模块400和无线电收发机300连接；其中，所述的星间观测相机100通过对目标卫星照相观测得到目标卫星相对矢量，所述的磁强计200用于获取磁场矢量，无线电收发机300用于测量得到星间伪距，所述的计算模块400用于根据目标卫星相对矢量和磁场矢量计算得到角距，所述的卡尔曼滤波器500用于根据角距和星间伪距作为观测量，并采用扩展卡尔曼滤波算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。

结合上述的低轨卫星星座自主导航系统，本发明还公开了一种低轨卫星星座自主导航方法，如图2所示，包含以下步骤：

S1、以观测卫星的位置速度和目标卫星的位置速度作为待估状态量，建立自主导航系统的状态方程。

以观测卫星的位置速度状态量和目标卫星的位置速度状态量(卫星轨道动力学方程)，仅考虑二阶带谐项建立低轨卫星星座自主导航系统的状态方程，表示为：

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{X}}_1\\ {\stackrel{\·}{X}}_2\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}f\left(X_1\right)\\ f\left(X_2\right)\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{f}_1\\ {\mathrm{\Δf}}_2\end{array}\right]$

式中，X₁表示观测卫星的位置速度状态量，X₂表示目标卫星的位置速度状态量，Δf₁表示地球非球形引力高阶摄动，Δf₂表示日月光压摄动。

S2、观测卫星获取磁场矢量及观测卫星与目标卫星之间的目标卫星相对矢量和星间伪距，如图3所示。

S3、根据磁场矢量和目标卫星相对矢量，计算得到角距。

计算角距的公式为：

${\mathrm{\α}}_m=\arccos \frac{B_b\·{\mathrm{\Δx}}_b}{\left|B_b\right|\left|{\mathrm{\Δx}}_b\right|}$

式中，α_m表示角距，B_b表示卫星本体系下磁场矢量，Δx_b表示卫星本体系下目标卫星的相对矢量。

S4、根据星间伪距和角距建立自主导航系统的量测方程。

S4.1、根据角距观测量建立第一量测方程。

第一量测方程表示为：

α_m＝α_c+v₁

式中，α_m表示角距，α_c表示惯性系下磁场矢量与目标卫星相对矢量的角距，v₁表示角距量测噪声；其中 表示惯性系到经纬度表示的地理系的转移矩阵，表示将观测卫星状态参数转换为地理系后，带入地磁场模型得到的表达式，Δx_i＝X₁-X₂表示惯性下目标卫星的相对矢量。

S4.2、根据星间伪距观测量建立第二量测方程。

第二量测方程表示为：

${\mathrm{\ρ}}_m=\sqrt{{(x_1-x_2)}^2+{(y_1-y_2)}^2+{(z_1-z_2)}^2}+v_2$

式中，ρ_m表星间伪距，(x₁,y₁,z₁)表示观测卫星的位置坐标，(x₂,y₂,z₂)表示目标卫星的位置坐标，v₂表示伪距量测噪声。

S4.3、结合第一量测方程与第二量测方程，建立低轨卫星星座自主导航系统的量测方程。

低轨卫星星座自主导航系统的量测方程表示为：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\α}}_m\\ {\mathrm{\ρ}}_m\end{array}\right]=h(X_1,X_2)+V$

式中，α_m表示角距，ρ_m表星间伪距，X₁表示观测卫星的位置速度状态量，X₂表示目标卫星的位置速度状态量，V表示角距量测噪声。

S5、根据已建立的自主导航系统的状态方程和自主导航系统的量测方程，利用预设算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。

在本实施例中，较佳地，预设算法为扩展卡尔曼滤波算法。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (9)

1.一种低轨卫星星座自主导航方法，用于自主导航系统中，其特征在于，包含以下步骤：

S1、以观测卫星的位置速度和目标卫星的位置速度作为待估状态量，建立自主导航系统的状态方程；

S2、观测卫星获取磁场矢量及观测卫星与目标卫星之间的目标卫星相对矢量和星间伪距；

S3、根据磁场矢量和目标卫星相对矢量，计算得到角距；

S4、根据星间伪距和角距建立自主导航系统的量测方程；

S5、根据已建立的自主导航系统的状态方程和自主导航系统的量测方程，利用预设算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。

2.如权利要求1所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S1中以观测卫星的位置速度状态量和目标卫星的位置速度状态量，仅考虑二阶带谐项建立低轨卫星星座自主导航系统的状态方程，表示为：

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{X}}_1\\ {\stackrel{\·}{X}}_2\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}f\left(X_1\right)\\ f\left(X_2\right)\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}\mathrm{\Δ}{f}_1\\ {\mathrm{\Δf}}_2\end{array}\right]$

式中，X₁表示观测卫星的位置速度状态量，X₂表示目标卫星的位置速度状态量，Δf₁表示地球非球形引力高阶摄动，Δf₂表示日月光压摄动。

3.如权利要求1所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S3中，根据磁场矢量和相对矢量，计算角距的公式为：

${\mathrm{\α}}_m=\mathrm{arc}cos\frac{B_b\·{\mathrm{\Δx}}_b}{\left|B_b\right|\left|{\mathrm{\Δx}}_b\right|}$

式中，α_m表示角距，B_b表示卫星本体系下磁场矢量，Δx_b表示卫星本体系下目标卫星的相对矢量。

4.如权利要求1所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S4中包含：

S4.1、根据角距观测量建立第一量测方程；

S4.2、根据星间伪距观测量建立第二量测方程；

S4.3、结合第一量测方程与第二量测方程，建立低轨卫星星座自主导航系统的量测方程。

5.如权利要求4所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S4.1中第一量测方程表示为：

α_m＝α_c+v₁

式中，α_m表示角距，α_c表示惯性系下磁场矢量与目标卫星相对矢量的角距，v₁表示角距量测噪声；其中 表示惯性系到经纬度表示的地理系的转移矩阵，表示将观测卫星状态参数转换为地理系后，带入地磁场模型得到的表达式，Δx_i＝X₁-X₂表示惯性下目标卫星的相对矢量。

6.如权利要求4所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S4.2中第二量测方程表示为：

${\mathrm{\ρ}}_m=\sqrt{{(x_1-x_2)}^2+{(y_1-y_2)}^2+{(z_1-z_2)}^2}+v_2$

式中，ρ_m表星间伪距，(x₁,y₁,z₁)表示观测卫星的位置坐标，(x₂,y₂,z₂)表示目标卫星的位置坐标，v₂表示伪距量测噪声。

7.如权利要求4所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S4.2中低轨卫星星座自主导航系统的量测方程表示为：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\α}}_m\\ {\mathrm{\ρ}}_m\end{array}\right]=h(X_1,X_2)+V$

式中，α_m表示角距，ρ_m表星间伪距，X₁表示观测卫星的位置速度状态量，X₂表示目标卫星的位置速度状态量，V表示角距量测噪声。

8.如权利要求1所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的预设算法为扩展卡尔曼滤波算法。

9.一种低轨卫星星座自主导航系统，其特征在于，包含：

安装在观测卫星上的星间观测相机、磁强计及无线电收发机；

计算模块，分别与观测相机和磁强计连接；

卡尔曼滤波器，分别与计算模块和无线电收发机连接；其中

所述的星间观测相机通过对目标卫星照相观测得到目标卫星相对矢量，所述的磁强计用于获取磁场矢量，无线电收发机用于测量得到星间伪距，所述的计算模块用于根据目标卫星相对矢量和磁场矢量计算得到角距，所述的卡尔曼滤波器用于根据角距和星间伪距作为观测量，并采用扩展卡尔曼滤波算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。