CN109186614B - 一种航天器间近距离自主相对导航方法 - Google Patents

一种航天器间近距离自主相对导航方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109186614B
CN109186614B CN201811220981.5A CN201811220981A CN109186614B CN 109186614 B CN109186614 B CN 109186614B CN 201811220981 A CN201811220981 A CN 201811220981A CN 109186614 B CN109186614 B CN 109186614B
Authority
CN
China
Prior art keywords
spacecraft
target spacecraft
target
equation
tracking
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.)
Active
Application number
CN201811220981.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109186614A (zh
Inventor
姚雨晗
陈勤
黄兴宏
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.)
Beijing Institute of Electronic System Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Electronic System Engineering
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 Beijing Institute of Electronic System Engineering filed Critical Beijing Institute of Electronic System Engineering
Priority to CN201811220981.5A priority Critical patent/CN109186614B/zh
Publication of CN109186614A publication Critical patent/CN109186614A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109186614B publication Critical patent/CN109186614B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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

Landscapes

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

Abstract

本发明公开一种航天器间近距离自主相对导航方法，包括以下步骤：通过综合信息处理器得到追踪航天器的初始导航信息；根据追踪航天器的初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的初始导航信息；根据目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息；通过目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息。本发明能够提高追踪航天器与目标航天器之间的相对导航的精度。

Description

一种航天器间近距离自主相对导航方法
技术领域
本发明涉及航天航空技术领域，特别是涉及一种航天器间近距离自主相对导航方法。
背景技术
相对导航是空间飞行器交会对接中的关键技术，在追踪航天器无法与目标航天器进行通信，且不依赖地面的情况下，追踪航天器无法获取目标精确的导航定位信息，这种情况下的相对导航更具挑战性，目前，针对不进行相互通信的两航天器的相对测量，主要以追踪航天器上的微波雷达、视觉相机(红外或可见光)和激光测距仪作为测量设备，其中微波雷达可以直接提供相对视线角和相对距离信息，视觉相机和激光测距仪联合使用的作用与微波雷达相同，因此对于相对导航来说，采用何种测量设备区别较小。
进行相对导航首先必须确定相对运动方程。对于目标在圆轨道上运行的情况，目前有两种方法获得相对运动方程，一种是基于C-W方程，另一种是分别写出目标航天器的轨道方程和追踪航天器的轨道方程，二者相减得到相对运动方程。前者方法是后者方法的近似简化，对于与目标相距几公里范围以内的情况均适用。
一些研究是基于C-W方程推导扩展卡尔曼滤波方程，将测量设备获得的信息通过追踪航天器自身绝对导航的信息转换至相对运动方程中，作为滤波方程的新信息。还有一些研究是基于轨道方程相减得到的相对运动方程推导扩展卡尔曼滤波方程，将追踪航天器自身的绝对导航信息作为滤波状态方程中的已知信息。
由上述两类主要的方法可知，目前的研究均以追踪航天器(简称“追踪航天器”)自身的绝对导航信息已知为前提，因此追踪航天器绝对导航信息的误差将对相对导航的精度产生影响。但是，当追踪航天器采用不依赖地面的“惯性+GNSS”组合导航方法时，绝对导航精度将受限于GNSS导航接收机的精度。而在工程实际应用中，现有导航接收机产品的定位误差一般不小于40m(3σ)，难以满足相对导航的精度要求。例如，追踪航天器在距目标性60m的距离开展绕飞观测，而追踪航天器自身绝对导航的误差已达到40m(3σ)(当追踪航天器采用组合导航时，精度与GNSS一致，当前GNSS的精度一般不小于40m(3σ)，因此追踪航天器的导航精度只能达到40m(3σ))，相对导航的误差将更大，甚至难以有效控制追踪航天器与目标航天器保持安全距离。
发明内容
本发明的目的在于提供特别是涉及一种航天器间近距离自主相对导航方法，能够提高追踪航天器与目标航天器之间的相对导航的精度。
为达到上述目的，本发明第一方面提出一种航天器间近距离自主相对导航方法，包括以下步骤：
通过综合信息处理器得到追踪航天器的初始导航信息；
根据追踪航天器的初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的初始导航信息；
根据目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息；
通过目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息。
优选地，所述根据追踪航天器的初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的初始导航信息包括：
通过下式得到目标航天器在赤惯系中的初始位置：
Figure BDA0001834759500000021
其中，
Figure BDA0001834759500000022
为目标航天器在赤惯系中的初始位置，
Figure BDA0001834759500000023
为追踪航天器的初始位置，FbI0为赤惯系至追踪航天器本体系的坐标转换矩阵，
Figure BDA0001834759500000024
为目标航天器为追踪航天器之间的相对位置关系；
通过下式得到目标航天器在赤惯系中的初始速度：
Figure BDA0001834759500000025
其中，
Figure BDA0001834759500000026
为目标航天器在赤惯系中的初始速度，
Figure BDA0001834759500000027
为追踪航天器在赤惯系中的初始速度。
优选地，所述根据目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息包括：
建立目标航天器的轨道运动微分方程；
将目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息代入目标航天器的轨道运动微分方程并通过龙格库塔算法得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息。
优选地，所述建立目标航天器的轨道运动微分方程包括：
通过下式建立目标航天器的轨道运动方程：
Figure BDA0001834759500000031
其中，
Figure BDA0001834759500000032
为目标航天器在赤惯系中的位置信息，
Figure BDA0001834759500000033
为目标航天器在赤惯系中的速度信息；
通过目标航天器的轨道运动方程得到目标航天器的轨道运动微分方程：
Figure BDA0001834759500000034
其中，
Figure BDA0001834759500000035
μ、J2、Re均为描述目标航天器的轨道运动的常值参数，r为目标航天器到地心的距离。
优选地，通过下式得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息：
Figure BDA0001834759500000036
k1＝h·f(Xn)
Figure BDA0001834759500000037
Figure BDA0001834759500000038
k4＝h·f(Xn+k3)
其中，Xn为目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息，h为计算步长。
优选地，所述通过目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息包括：
基于C-W方程解析解建立追踪航天器与目标航天器之间的相对运动状态方程；
建立追踪航天器与目标航天器之间的测量方程；
根据所述相对运动状态方程以及测量方程建立滤波方程；
将目标航天器的绝对导航信息带入所述滤波方程中得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息。
优选地，建立如下基于C-W方程解析解的追踪航天器与目标航天器之间的相对运动状态方程：
Xk+1＝Φ(k+1,k)Xk+Buk+Wk
其中，Xk为追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息，
Xk＝[x y z vx vy vz]T是追踪航天器相对目标航天器的位置和速度，Buk为相对运动状态方程的输入项，Wk为离散化产生的噪声，Φ(k+1,k)为状态转移矩阵，具体表达式如下：
Figure BDA0001834759500000041
其中，τ为滤波步长，n为目标航天器的轨道平均运动角速度。
优选地，建立如下的追踪航天器与目标航天器之间的测量方程：
Figure BDA0001834759500000042
其中，ρ为相对测量设备测量得到的追踪航天器与目标航天器之间的相对距离，Δqβ、Δqε为相对测量设备测量得到的追踪航天器与目标航天器之间的相对视线角度，vk是相对测量设备的测量误差，[xb yb zb]为追踪航天器在本体系下的位置信息，通过下式可得：
Figure BDA0001834759500000051
其中，FbI为赤惯系至追踪航天器本体系的转换矩阵，FtI为赤惯系至目标航天器轨道系的转换矩阵，Fdt为目标航天器轨道系至相对运动坐标系的转换矩阵。
优选地，通过下式建立所述滤波方程：
Xk+1,k＝Φ(k+1,k)Xk
Pk+1,k＝Φ(k+1,k)PkΦ(k+1,k)T+Qk+1
Figure BDA0001834759500000052
Xk+1＝Xk+1,k+Kk+1[zk+1-h(Xk+1,k)]
Pk+1＝(I6-Kk+1Hk+1)Pk+1,k
其中，Xk+1,k为相对运动状态方程中的状态变量预测值，Pk+1,k为误差协方差阵预测值，Kk+1为滤波增益，Xk+1为相对运动状态方程中的状态变量更新值，Qk+1为动态噪声方差矩阵，Rk+1为测量噪声方差矩阵，Hk+1为测量方程对相对运动状态方程中的状态变量的偏导数，即：
Figure BDA0001834759500000053
本发明的有益效果如下：
本发明所述的方法通过递推计算目标航天器的绝对导航信息作为已知量，开展相对导航滤波计算，有效解决了传统方法受限于导航接收机精度的问题，使相对导航的精度得到显著提高。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
图1示出本发明的一个实施例提出的一种航天器近距离自主相对导航方法的流程示意图；
图2示出使用本发明所述的方法进行自主相对导航后的追踪航天器与目标航天器之间相对导航误差的仿真图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
图1为本发明提出的一种航天器近距离自主相对导航方法的流程示意图，如图1所示，所述方法包括以下步骤：
S100、通过综合信息处理器得到追踪航天器的初始导航信息；
具体的，追踪航天器的初始导航信息包括了追踪航天器在绕飞起始时刻t＝0时的位置信息以及速度信息。需要知道的是，综合信息处理器为航天器上的一个设备，主要用于进行导航计算。
S200、根据追踪航天器的初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的初始导航信息；
需要说明的是，本领域人员应知的是，赤惯系为赤道惯性坐标系的简称。
进一步的，通过下式得到目标航天器在赤惯系中的初始位置：
Figure BDA0001834759500000061
其中，
Figure BDA0001834759500000062
为目标航天器在赤惯系中的初始位置，
Figure BDA0001834759500000063
为追踪航天器的初始位置，FbI0为赤惯系至追踪航天器本体系的坐标转换矩阵，
Figure BDA0001834759500000064
为目标航天器为追踪航天器之间的相对位置关系；
通过下式得到目标航天器在赤惯系中的初始速度：
Figure BDA0001834759500000065
其中，
Figure BDA0001834759500000066
为目标航天器在赤惯系中的初始速度，
Figure BDA0001834759500000067
为追踪航天器在赤惯系中的初始速度。
具体的，通过追踪航天器的绝对导航信息可以知道追踪航天器在赤惯系中的位置信息、速度信息，记初始时刻的追踪航天器的初始位置和初始速度分别为
Figure BDA0001834759500000068
根据相对测量设备，可知目标航天器与追踪航天器的相对位置关系为dPb，记初始时刻测量结果为
Figure BDA0001834759500000069
根据追踪航天器姿态确定信息可得赤惯系至追踪航天器本体系的坐标转换矩阵为FbI，记FbI0为初始时刻的转换矩阵。
则目标航天器在赤惯系中的初始位置
Figure BDA00018347595000000610
为：
Figure BDA00018347595000000611
需要知道的是，当目标航天器与追踪航天器相距100m时，二者的相对速度仅相差0.1m/s，因此在近距离范围内，目标航天器的初始速度可近似认为与追踪航天器一致，即
Figure BDA00018347595000000612
S300、根据目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息。
进一步，所述S300包括：
S301、建立目标航天器的轨道运动微分方程；
当目标航天器在圆轨道上运动时，建立如下的轨道运动方程：
Figure BDA0001834759500000071
其中，
Figure BDA0001834759500000072
为目标航天器在赤惯系中的位置信息，
Figure BDA0001834759500000073
为目标航天器在赤惯系中的速度信息。
通过上述的目标航天器的轨道运动方程来得到目标航天器的轨道运动微分方程，具体如下式所示：
Figure BDA0001834759500000074
其中，
Figure BDA0001834759500000075
μ、J2、Re均为描述目标航天器的轨道运动的常值参数，r为目标航天器到地心的距离。
S302、将目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息代入目标航天器的轨道运动微分方程并通过龙格库塔算法得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息。
具体的，将目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息代入目标航天器的轨道运动方程中可得：
Figure BDA0001834759500000076
则采用标准四阶龙格-库塔方法可求解上述微分方程，进而可知任意时刻时标航天器中的位置信息以及速度信息，其具体公式如下所示：
Figure BDA0001834759500000081
k1＝h·f(Xn)
Figure BDA0001834759500000082
Figure BDA0001834759500000083
k4＝h·f(Xn+k3)
其中，Xn为目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息，h为计算步长。
S400、通过目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息。
进一步的，所述S400包括以下步骤：
S401、基于C-W方程解析解建立追踪航天器与目标航天器之间的相对运动状态方程。
具体的，，建立如下基于C-W方程解析解的追踪航天器与目标航天器之间的相对运动状态方程：
Xk+1＝Φ(k+1,k)Xk+Buk+Wk
其中，Xk为追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息，
Xk＝[x y z vx vy vz]T是追踪航天器相对目标航天器的位置和速度，Buk为相对运动状态方程的输入项，Wk为离散化产生的噪声，Φ(k+1,k)为状态转移矩阵，具体表达式如下：
Figure BDA0001834759500000084
其中，τ为滤波步长，n为目标航天器的轨道平均运动角速度。
S402、建立追踪航天器与目标航天器之间的测量方程。
具体的，建立如下的追踪航天器与目标航天器之间的测量方程：
Figure BDA0001834759500000091
其中，ρ为相对测量设备测量得到的追踪航天器与目标航天器之间的相对距离，Δqβ、Δqε为相对测量设备测量得到的追踪航天器与目标航天器之间的相对视线角度，vk是相对测量设备的测量误差，[xb yb zb]为追踪航天器在本体系下的位置信息，通过下式可得：
Figure BDA0001834759500000092
其中，FbI为赤惯系至追踪航天器本体系的转换矩阵，通过追踪航天器的姿态信息确定获得；FtI为赤惯系至目标航天器轨道系的转换矩阵，通过目标航天器轨道速推的位置和速度获得；Fdt为目标航天器轨道系至相对运动坐标系的转换矩阵，为常规矩阵。
S403、根据所述相对运动状态方程以及测量方差建立滤波方程。
具体的，通过下式建立所述滤波方程：
Xk+1,k＝Φ(k+1,k)Xk
Pk+1,k＝Φ(k+1,k)PkΦ(k+1,k)T+Qk+1
Figure BDA0001834759500000093
Xk+1＝Xk+1,k+Kk+1[zk+1-h(Xk+1,k)]
Pk+1＝(I6-Kk+1Hk+1)Pk+1,k
其中，Xk+1,k为相对运动状态方程中的状态变量预测值，Pk+1,k为误差协方差阵预测值，Kk+1为滤波增益，Xk+1为相对运动状态方程中的状态变量更新值，Qk+1为动态噪声方差矩阵，Rk+1为测量噪声方差矩阵，Hk+1为测量方程对相对运动状态方程中的状态变量的偏导数，即：
Figure BDA0001834759500000094
S404、将目标航天器的绝对导航信息带入所述滤波方程中得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息。
下面，结合实际应用场景对本发明所述的方法进行介绍，假设目标航天器在550km高的圆轨道上运行，追踪航天器以运动至目标航天器后方100m的同轨道上，飞行任务为控制追踪航天器围绕目标航天器按照预定轨迹绕飞观测，绕飞半径不大于100m。
加速度计的零位误差不大于5×10-4g(1σ)，标度因数误差不大于500ppm(1σ)。导航接收机的位置测量误差不大于15m(1σ)，动态下的速度测量误差不大于0.5m/s(1σ)。追踪航天器自主导航采用“惯性+GNSS”方法。相对信息测量采用“激光测距仪+可见光成像器”组合的复合探测设备，其中激光测距仪提供追踪航天器与目标航天器的相对距离信息，测距精度不大于0.2m(1σ)；可见光成像器提供目标航天器相对追踪航天器的俯仰角和方位角信息，测角精度不大于0.2mrad(3σ)。
首先，确定目标航天器的初始导航信息。
追踪航天器在目标航天器后方运行期间，通过自主导航可实时确定自身在赤惯系中的位置、速度。记绕飞起始时刻为t＝0，追踪航天器的初始位置、初始速度分别为
Figure BDA0001834759500000101
和
Figure BDA0001834759500000102
根据复合探测设备的信息，可以获得目标相对追踪星的位置信息，记为
Figure BDA0001834759500000103
该相对位置信息表示在追踪航天器本体系下，须通过赤惯系至追踪航天器本体系的转换矩阵FbI0转至赤惯系下，转换矩阵通过追踪星在t＝0时刻的的姿态信息获得。
得到目标航天器在赤惯系中位置、速度如下：
Figure BDA0001834759500000104
Figure BDA0001834759500000105
建立目标航天器的轨道运动方程：
Figure BDA0001834759500000106
并采取采用龙格库塔解微分方程的方法，可以获得目标航天器在赤惯系中的位置、速度Xn+1，具体公式如下：
Figure BDA0001834759500000107
k1＝h·f(Xn)
Figure BDA0001834759500000108
Figure BDA0001834759500000109
k4＝h·f(Xn+k3)
其中h为计算步长。
最后，将目标航天器的绝对导航信息代入滤波公式：
Xk+1,k＝Φ(k+1,k)Xk
Pk+1,k＝Φ(k+1,k)PkΦ(k+1,k)T+Qk+1
Figure BDA0001834759500000111
Xk+1＝Xk+1,k+Kk+1[zk+1-h(Xk+1,k)]
Pk+1＝(I6-Kk+1Hk+1)Pk+1,k
进而得到追踪航天器与目标航天器之间的相对导航信息。
本发明通过递推计算目标航天器的绝对导航信息作为已知量，开展相对导航滤波计算，有效解决了传统方法受限于导航接收机精度的问题，使相对导航的精度得到显著提高，图2为使用本发明所述的方法进行自主相对导航后的追踪航天器与目标航天器之间相对导航误差的仿真图，结合图2所示，通过本发明所述的方法，追踪航天器与目标航天器之间的相对导航误差从原来约50m减小至10m以内。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (8)

1.一种航天器间近距离自主相对导航方法，其特征在于，包括以下步骤：
通过综合信息处理器得到追踪航天器的初始导航信息；
根据追踪航天器的初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的初始导航信息；
根据目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息；
通过目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息；
所述根据追踪航天器的初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的初始导航信息包括：
通过下式得到目标航天器在赤惯系中的初始位置：
Figure FDA0003367530190000011
其中，
Figure FDA0003367530190000012
为目标航天器在赤惯系中的初始位置，
Figure FDA0003367530190000013
为追踪航天器的初始位置，FbI0为赤惯系至追踪航天器本体系的坐标转换矩阵，
Figure FDA0003367530190000014
为目标航天器为追踪航天器之间的相对位置关系；
通过下式得到目标航天器在赤惯系中的初始速度：
Figure FDA0003367530190000015
其中，
Figure FDA0003367530190000016
为目标航天器在赤惯系中的初始速度，
Figure FDA0003367530190000017
为追踪航天器在赤惯系中的初始速度。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息包括：
建立目标航天器的轨道运动微分方程；
将目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息代入目标航天器的轨道运动微分方程并通过龙格库塔算法得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述建立目标航天器的轨道运动微分方程包括：
通过下式建立目标航天器的轨道运动方程：
Figure FDA0003367530190000021
其中，
Figure FDA0003367530190000022
为目标航天器在赤惯系中的位置信息，
Figure FDA0003367530190000023
为目标航天器在赤惯系中的速度信息；
通过目标航天器的轨道运动方程得到目标航天器的轨道运动微分方程：
Figure FDA0003367530190000024
其中，
Figure FDA0003367530190000025
μ、J2、Re均为描述目标航天器的轨道运动的常值参数，r为目标航天器到地心的距离。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，通过下式得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息：
Figure FDA0003367530190000026
k1＝h·f(Xn)
Figure FDA0003367530190000027
Figure FDA0003367530190000028
k4＝h·f(Xn+k3)
其中，Xn为目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息，h为计算步长。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述通过目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息包括：
基于C-W方程解析解建立追踪航天器与目标航天器之间的相对运动状态方程；
建立追踪航天器与目标航天器之间的测量方程；
根据所述相对运动状态方程以及测量方程建立滤波方程；
将目标航天器的绝对导航信息带入所述滤波方程中得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，建立如下基于C-W方程解析解的追踪航天器与目标航天器之间的相对运动状态方程：
Xk+1＝Φ(k+1,k)Xk+Buk+Wk
其中，Xk为追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息，Xk＝[x y z vx vy vz]T是追踪航天器相对目标航天器的位置和速度，Buk为相对运动状态方程的输入项，Wk为离散化产生的噪声，Φ(k+1,k)为状态转移矩阵，具体表达式如下：
Figure FDA0003367530190000031
其中，τ为滤波步长，n为目标航天器的轨道平均运动角速度。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，建立如下的追踪航天器与目标航天器之间的测量方程：
Figure FDA0003367530190000032
其中，ρ为相对测量设备测量得到的追踪航天器与目标航天器之间的相对距离，Δqβ、Δqε为相对测量设备测量得到的追踪航天器与目标航天器之间的相对视线角度，vk是相对测量设备的测量误差，[xb yb zb]为追踪航天器在本体系下的位置信息，通过下式得：
Figure FDA0003367530190000033
其中，FbI为赤惯系至追踪航天器本体系的转换矩阵，FtI为赤惯系至目标航天器轨道系的转换矩阵，Fdt为目标航天器轨道系至相对运动坐标系的转换矩阵。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，通过下式建立所述滤波方程：
Xk+1,k＝Φ(k+1,k)Xk
Pk+1,k＝Φ(k+1,k)PkΦ(k+1,k)T+Qk+1
Figure FDA0003367530190000042
Xk+1＝Xk+1,k+Kk+1[zk+1-h(Xk+1,k)]
Pk+1＝(I6-Kk+1Hk+1)Pk+1,k
其中，Xk+1,k为相对运动状态方程中的状态变量预测值，Pk+1,k为误差协方差阵预测值，Kk+1为滤波增益，Xk+1为相对运动状态方程中的状态变量更新值，Qk+1为动态噪声方差矩阵，Rk+1为测量噪声方差矩阵，Hk+1为测量方程对相对运动状态方程中的状态变量的偏导数，即：
Figure FDA0003367530190000041
CN201811220981.5A 2018-10-19 2018-10-19 一种航天器间近距离自主相对导航方法 Active CN109186614B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811220981.5A CN109186614B (zh) 2018-10-19 2018-10-19 一种航天器间近距离自主相对导航方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811220981.5A CN109186614B (zh) 2018-10-19 2018-10-19 一种航天器间近距离自主相对导航方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109186614A CN109186614A (zh) 2019-01-11
CN109186614B true CN109186614B (zh) 2022-03-04

Family

ID=64945885

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811220981.5A Active CN109186614B (zh) 2018-10-19 2018-10-19 一种航天器间近距离自主相对导航方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109186614B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109927941B (zh) * 2019-04-08 2020-12-11 北京电子工程总体研究所 一种基于预测离轨点精度的自主允许离轨判断方法
CN111189457B (zh) * 2020-02-25 2021-12-07 上海航天控制技术研究所 一种基于cw方程的解耦变增益自主相对导航方法
CN112507532A (zh) * 2020-11-24 2021-03-16 北京电子工程总体研究所 一种平面空间二对一追踪的区域分类及制导控制方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102997923A (zh) * 2012-11-30 2013-03-27 北京控制工程研究所 一种基于多模型自适应滤波的自主导航方法
CN105549606A (zh) * 2015-12-21 2016-05-04 北京理工大学 针对失效卫星的超近距离最优防撞接近方法
CN106092099A (zh) * 2016-06-02 2016-11-09 哈尔滨工业大学 航天器相对位置增量定轨方法
CN108381553A (zh) * 2018-04-28 2018-08-10 北京空间飞行器总体设计部 一种用于空间非合作目标捕获的相对导航近距离跟踪方法及系统

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8589072B2 (en) * 2011-04-13 2013-11-19 Honeywell International, Inc. Optimal combination of satellite navigation system data and inertial data

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102997923A (zh) * 2012-11-30 2013-03-27 北京控制工程研究所 一种基于多模型自适应滤波的自主导航方法
CN105549606A (zh) * 2015-12-21 2016-05-04 北京理工大学 针对失效卫星的超近距离最优防撞接近方法
CN106092099A (zh) * 2016-06-02 2016-11-09 哈尔滨工业大学 航天器相对位置增量定轨方法
CN108381553A (zh) * 2018-04-28 2018-08-10 北京空间飞行器总体设计部 一种用于空间非合作目标捕获的相对导航近距离跟踪方法及系统

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Analytic Coarse Transfer Alignment Based on Inertial Measurement Vector Matching and Real-Time Precision Evaluation;Jiazhen Lu 等;《IEEE Transactions on Instrumentation and Measurement》;20151208;第65卷(第2期);第355-364页 *
Relative Navigation Between Two Spacecraft Using X-ray Pulsars;Emadzadeh, A.A 等;《IEEE transactions on control systems technology》;20101130;第19卷(第05期);第1021-1035页 *
航天器近距离交会的固定时间终端滑模控制;袁利 等;《宇航学报》;20180228;第39卷(第02期);第195-205页 *
航天器近距离操作自主防撞控制方法研究;杨维维;《中国优秀博硕士学位论文全文数据库(博士)工程科技Ⅱ辑》;20160115;第C031-82页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109186614A (zh) 2019-01-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107727079B (zh) 一种微小型无人机全捷联下视相机的目标定位方法
Trawny et al. Vision‐aided inertial navigation for pin‐point landing using observations of mapped landmarks
Savage Strapdown inertial navigation integration algorithm design part 2: Velocity and position algorithms
CN101270993B (zh) 一种远程高精度自主组合导航定位方法
Shen et al. Optical flow sensor/INS/magnetometer integrated navigation system for MAV in GPS-denied environment
Dusha et al. Error analysis and attitude observability of a monocular GPS/visual odometry integrated navigation filter
Stančić et al. The integration of strap-down INS and GPS based on adaptive error damping
Bezick et al. Inertial navigation for guided missile systems
CN109186614B (zh) 一种航天器间近距离自主相对导航方法
CN112414413B (zh) 一种基于相对角动量的仅测角机动检测及跟踪方法
Vetrella et al. Cooperative UAV navigation based on distributed multi-antenna GNSS, vision, and MEMS sensors
CN111102981A (zh) 一种基于ukf的高精度卫星相对导航方法
Xu et al. Landmark-based autonomous navigation for pinpoint planetary landing
CN105241456A (zh) 巡飞弹高精度组合导航方法
Ding et al. Adding optical flow into the GPS/INS integration for UAV navigation
Konrad et al. State estimation for a multirotor using tight-coupling of gnss and inertial navigation
Zuo et al. A GNSS/IMU/vision ultra-tightly integrated navigation system for low altitude aircraft
CN114510076A (zh) 基于无迹变换的目标协同探测与制导一体化方法及系统
CN114435630B (zh) 一种利用有限次视线测量对非合作目标进行相对定轨的方法
Krasil’shchikov et al. High accuracy positioning of phase center of multifunction airborne radar antenna
Pachter et al. Vision-based target geolocation using micro air vehicles
Zahran et al. Augmented radar odometry by nested optimal filter aided navigation for UAVS in GNSS denied environment
Deneault et al. Tracking ground targets with measurements obtained from a single monocular camera mounted on an unmanned aerial vehicle
Saini et al. Air-to-air tracking performance with inertial navigation and gimballed radar: a kinematic scenario
Song et al. Relative Positioning Method for UAVs Based on Multi-Source Information Fusion

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant