CN116698048A - 一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法 - Google Patents
一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116698048A CN116698048A CN202310676630.XA CN202310676630A CN116698048A CN 116698048 A CN116698048 A CN 116698048A CN 202310676630 A CN202310676630 A CN 202310676630A CN 116698048 A CN116698048 A CN 116698048A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- pulsar
- navigation
- spacecraft
- time
- landmark
- 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.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 53
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 88
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims description 44
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 22
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 15
- 239000000523 sample Substances 0.000 claims description 13
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims description 9
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 8
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims description 7
- 238000012546 transfer Methods 0.000 claims description 5
- 230000004069 differentiation Effects 0.000 claims description 3
- 238000001914 filtration Methods 0.000 abstract description 9
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 8
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 8
- 230000008859 change Effects 0.000 description 6
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 6
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 6
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 4
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 3
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 2
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 238000013528 artificial neural network Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000005094 computer simulation Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 230000000704 physical effect Effects 0.000 description 1
- 239000000047 product Substances 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 239000013589 supplement Substances 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
- 230000009897 systematic effect Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
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
- 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
- G01C21/20—Instruments for performing navigational calculations
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
本发明提供一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法，首先建立脉冲星/星间测距/陆标组合导航系统状态模型和量测模型，并获取脉冲星脉冲到达时间TDOA、星间相对位置距离、陆标绝对位置距离作为量测量，利用三个导航系统的量测信息，建立脉冲星/星间测距/陆标组合导航系统；建立脉冲星/星间测距/陆标组合导航系统状态模型，利用脉冲星导航提供脉冲到达时间TDOA，利用星间测距导航提供相对位置信息，利用陆标导航提供绝对位置信息，联立得到量测模型，采用Unscented卡尔曼滤波方法，估计航天器的位置、速度。本发明针对月球探测任务，最终提高导航系统精度。
Description
技术领域
本发明属于航天导航技术领域，具体涉及一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法。
背景技术
天文导航是目前航天器最为重要的一种自主导航方法，天文导航以天体为导航信标，不依赖于其他外部信息，也不向外部辐射能量，通过被动接收天体辐射或反射的光，进而获取导航信息，是一种完全自主的导航方式。
天文导航系统根据量测量的不同可分为天文测角导航、天文测速导航与天文测距导航。天文测角导航通常观测近天体和远天体之间的夹角，由于宇宙中天体的运动规律具有稳定性，一定时刻下，天体的位置和方位能够通过星历表查得。将探测到的观测量与天体固有运动规律相结合，并对所得结果进行几何解析和滤波，能够获得航天器的位置、速度等信息。天文测速导航的理论依据为光学多普勒效应，即当导航目标与观测对象之间的距离发生变化时，光的频率也会发生相应的变化。深空探测中航天器为导航目标，在对自然天体发出的光进行观测的过程中获取光的频率变化，该变化反映了航天器与天体之间的相对运动。结合天体固有的运动规律，对所得的频率变化进行相应处理，可从中获得航天器的位置、速度等信息。天文测距导航主要利用X射线脉冲星获取信息，测量X射线脉冲星相对于航天器的到达时间，将其与X射线脉冲星相对于太阳系质心的脉冲到达时间相比较，得到航天器与太阳系质心之间的距离在X射线脉冲方向的投影。选择合适的滤波方法对所得距离进行滤波，通过几何或方程解算，可获得航天器的位置、速度等信息。本发明采用的是天文测速导航。
脉冲星是一种高速旋转的中子星，是大质量恒星在其生命末期引发超新星爆炸的产物。脉冲星的自转周期具有极好的长期稳定性，在许多情况下可以同时在不同波段被观测到，如射电、光学、X射线等。由于X射线辐射很容易被小面积的探测器探测到，可以利用脉冲星辐射的X射线信号进行航天器自主导航，这种导航方式被称作X射线脉冲星导航。
X射线脉冲星导航(X-ray pulsar-based navigation,XPNAV)是一种通过观测X射线脉冲星的脉冲辐射信号，结合相关信号处理算法，得到航天器状态信息的一种自主导航方法。脉冲星是宇宙空间中的自然天体，本身物理性质稳定，距离遥远，不易受到人为因素的干扰。通过在太阳质心(solar system barycenter,SSB)处建立脉冲星的相位时间模型，可以计算出某一脉冲到达太阳系质心的时间。同时，通过在轨处理光子测量数据，可以得到该脉冲到达航天器的时间。二者之差，反映了航天器相对于SSB的位置在脉冲星方向上的投影。通过处理不同方向的测量信息，可以估计出航天器的位置和时间。作为天文导航的一种，X射线脉冲星导航具有天文导航的共性特点：自主性强、抗干扰能力强、可靠性高、可同步定位定姿、导航误差不随时间积累。
传统天文导航方法通过测量参考天体与航天器的空间角来实现航天器定位，其导航精度依赖于航天器到参考天体的距离。对处于巡航段的深空探测器，传统天文导航方法仅能获得几千千米的定位精度。脉冲星信号具有极高的周期稳定性特点，其特征信号可以用来识别飞行器空间位置的变化，从而实现高精度的导航定位。同时，由于脉冲星距离太阳系十分遥远，在太阳系内观测脉冲星可认为其方向是基本不变的。因此在相同条件下，X射线脉冲星导航的精度可优于10km。
X射线脉冲星导航具有独特的优势，主要体现在以下两个方面：①提供高精度的参考时间基准。X射线脉冲星的自转周期高度稳定，利用脉冲星的观测信息，一方面可以建立综合脉冲星时，用于维持航天器导航系统时间，另一方面可在实现航天器定位的同时校正星载原子钟钟差。②导航精度较高。
星间测距导航指以一个已知位置、速度等状态信息的航天器为基准，利用航天器上携带的探测设备，测量并解算两个航天器之间的相对距离信息的导航方法。目前，用来实现星间测距的主流技术包括以下几种：一是借助全球定位导航卫星，使用GNSS测距技术进行星间测距定位导航，这种方法用到的设备体积小，测量精度高，相对位置精度可达1.5m，时间同步精度可达6～12ns，是目前主流的测距定位方法之一，然而其在高轨道和深空探测中存在着局限性。第二种方法为卫星自主测距测速，这种方法完全不依赖外部设备，由星上设备自主完成星间相对位置的测量，其中常用的方法包括可见光测距测速、激光测距测速、无线电测距测速技术等，可见光测距技术的局限性在于测距范围有限，激光测距技术可以达到很高的精度，但设备体积庞大且加工工艺复杂，不适用于体积小、研制周期短且成本低的应用场景。星间测量导航主要具有以下优势：①导航精度较高。②导航系统适应性强。③容错性强。④导航系统性能较高。
陆标是指有准确位置可供目测或雷达观测用以导航或定位的显著固定物标的统称。通过观测陆标并计算陆标与运载体之间的关系(如方位、距离和水平夹角等)进行定位的方法和过程称为陆标定位。深空探测中使用陆标导航通常将视觉图像作为测量信息源。视觉图像主要包括恒星图像、在轨目标图像以及行星表面陆标图像等，利用航天器上携带的光学相机通过图像识别提取技术从目标及其背景的光学图像中提取特征点作为观测信息，分析在一定时间段内图像中观测点的变化，解算航天器的位置、速度等状态，实现在轨航天器运行状态估计。陆标导航系统的优势在于能够提供高精度的位置信息。将视觉图像作为测量信息源，通过图像识别提取导航信息的方法增加了导航系统的兼容性，能够适用于不同的应用场合。将陆标导航与其他导航系统进行组合，能够有效提高导航系统的精度。
在深空探测中，若仅采用X射线脉冲星导航，可能无法满足航天器导航精度需求。目前，常用于与脉冲星导航进行组合的导航方式主要是惯性导航和光学导航。该组合导航系统可有效提高仅依靠脉冲星的导航系统的适用范围并削弱惯性导航误差随时间累积的问题。在脉冲星/光学组合导航方面，脉冲星观测周期内使用由神经网络生成的虚拟观测值与星光角距测量量进行集中滤波，一定程度上提高了导航精度。此外，还曾提出脉冲星/天文多普勒差分的组合导航，X射线脉冲星导航、惯性导航与星光导航三者组合，X射线脉冲星/惯性/星光的组合导航方式等。但是，目前X射线脉冲星导航在深空探测中选星困难、信号获取精度较低等问题。
发明内容
本发明提供一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法，克服目前X射线脉冲星导航在深空探测中选星困难、信号获取精度较低等问题。本发明建立脉冲星/星间测距/陆标组合导航系统，利用星间测距导航提供相对位置信息，利用陆标导航提供绝对位置信息，从而提高导航系统精度。本发明利用计算机仿真与卡尔曼滤波对理论部分加以验证，并分析组合导航与其他导航相比具有的优势。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法，将X射线脉冲星的观测信息、星间相对测量信息、陆标信息相融合，利用星间相对测量信息和陆标信息，为脉冲星测量信息的准确获取提供基准，研究X射线脉冲星/星间测距/陆标深组合导航方法，从而得到精度更高的航天器状态估计值，提高导航系统性能。由于选择合适的脉冲星能够有效提高X射线脉冲星导航的定位精度；具体包括如下步骤：
步骤一、建立脉冲星/星间测距/陆标的组合导航状态模型；
步骤二、立脉冲星/星间测距/陆标的组合导航量测模型；
步骤三、对步骤一和步骤二中的状态模型和量测模型进行离散化；
步骤四、获取脉冲星脉冲到达时间TDOA作为脉冲星导航的量测量，能够提供航天器的绝对位置信息；
步骤五、通过星间测距导航提获取航天器之间的相对位置信息；通过陆标观测系统，获取航天器相对于月球表面陆标的距离信息，为绝对位置信息；
步骤六、用Unscented卡尔曼滤波对系统量测信息进行处理，得到航天器的位置、速度的估计矢量。
进一步地，所述步骤一包括：对于月球探测器，坐标系选取历元(J2000.0)月心惯性坐标系，考虑太阳、月球、地球及其他天体对月球探测器的引力、辐射压力、轨道机动过程中的火箭推力以及高精度的星历表，航天器天文导航系统状态模型如下：
上式可简写为：
式中，X＝[x y z vx vy vz]T为状态模型的状态向量，为X(t)的微分，x，y，z，vx，vy，vz分别为月球探测器在X、Y、Z三个方向的位置和速度；f(X,t)是状态模型的系统非线性连续状态转移函数；μs、μm、μe分别为太阳、月球、地球的引力常数；rps为日心到探测器的矢量；rpm为月心到探测器的矢量；rpe为地心到探测器的矢量；rsm为月心到日心的矢量；rem为月心到地心在地心坐标系下的矢量；(xm,ym,zm)为月球位置在太阳质心坐标系下的坐标；(xe,ye,ze)为地球位置在地心坐标系下坐标，其中月球和地球坐标为时间函数，可以由星历表求得；wx、wy、wz、/>分别为系统噪声。
进一步地，所述步骤二包括：
利用航天器上携带的加速度计测量非引力加速度，利用航天器轨道动力学计算得到引力加速度，二者相加为航天器的加速度信息，积分后获得速度信息，修正多普勒频移造成的脉冲达到时间TOA测量精度的影响，获取高精度的脉冲星量测信息；利用星间测距导航提供航天器之间的相对位置信息；利用陆标观测系统，提取航天器相对于月球表面陆标的距离信息，为绝对位置信息；X射线脉冲星导航通过计算脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，获取脉冲到达时间TOA，从而获取航天器相对于太阳系质心的距离在脉冲星方向上的投影，由此得到航天器的位置信息：
其中，b为太阳系质心在太阳质心坐标系的位置矢量；r是航天器相对于月球质心的位置矢量；D0为脉冲星在太阳质心坐标系的位置矢量；b、r分别为b、r的大小；Δt为脉冲到达时间的常值测量误差；vn为脉冲到达时间的随即测量误差；c为光速；n为脉冲星相对于太阳系质心的方向矢量。
选取三颗脉冲星作为导航星提供脉冲星量测信息；利用星间测距导航提供航天器之间的相对位置信息；利用陆标观测系统，提取航天器相对于月球表面陆标的距离信息，为绝对位置信息；利用三个导航系统的量测信息，建立脉冲星/星间测距/陆标组合导航系统，结果表示为：
其中，Z为建立的组合导航系统的量测量，TDOA1，TDOA2，TDOA3分别为选取的三颗不同的脉冲星的脉冲星信号到达航天器和辅助卫星的量测信息差值。TDOA1＝TOAh1-TOAw1，TDOA2＝TOAh2-TOAw2，TDOA3＝TOAh3-TOAw3。TOAh1为选取的第一颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，TOAw1为选取的第一颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达辅助卫星的时间之差；TOAh2为选取的第二颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，TOAw2为选取的第二颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达辅助卫星的时间之差；TOAh3选取的第三颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，TOAw3为选取的第三颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达辅助卫星的时间之差。r为星间相对距离，ppr1，ppr2为陆标相对于航天器的距离。[v11 v12 v13]T为由三颗脉冲星得到的TDOA对应的误差项，v2(t)为星间测距相对位置信息对应的误差项，[v31(t) v32(t)]T为陆标距离信息所对应的误差项。
其简写为：
Z(t＝h[X(t),t]+v(t) (5)
其中，Z(t)为建立的组合导航系统某一时刻的量测量，X(t)为对应时刻组合导航系统的量测信息矢量；v(t)表示对应时刻组合导航系统的测量噪声；h[X(t),t]为组合导航系统非线性连续量测函数。
进一步地，所述步骤五包括：将脉冲星导航与星间测距导航组合起来，将星间测距信息作为一部分观测量，代替一部分脉冲星的观测量；引入陆标导航提供绝对位置信息，降低脉冲星系统误差的影响，能够有效提高导航系统的精度。
有益效果：
X射线脉冲星导航具有若干优点，然而由于X射线脉冲星距离遥远，接收到的X射线信号较为微弱，且在X射线脉冲星导航测量中，导航系统时间为坐标时间，在考虑引力作用的情况下，坐标时并不满足光速不变性。因此脉冲星辐射信号到达SSB处的时间以及将航天器星载原子钟记录的信号到达时间转换为SSB坐标时，脉冲星计时观测法会产生误差，影响导航精度。在深空探测中，若仅采用X射线脉冲星导航，可能无法满足航天器导航精度需求。
仅利用星间相对测量信息虽然能够实现卫星相对位置的导航定位，但在外推定轨过程中由于缺少惯性系基准信息，长时间的迭代会导致滤波结果发散。若想实现长时间的自主导航，必须要引入绝对观测基准。若将脉冲星导航与星间测距导航组合起来，将星间测距信息作为一部分观测量，代替一部分脉冲星的观测量，从而既可以发挥脉冲星导航在深空探测中的突出优势，又能减少所需脉冲星的数量，缓解脉冲星选星困难的问题。在此基础上，陆标导航系统能够提供高精度的位置信息，从而进一步为提高系统导航精度。
附图说明
图1为本发明的基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法涉及的系统量测模型图。
图2为本发明的基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法流程图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
本发明提供一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法。为了修正脉冲星导航的系统误差，将采用作为脉冲星导航的量测量，能够提供航天器的位置信息；利用星间测距导航提供航天器之间的相对位置信息；利用陆标观测系统，提取航天器相对于月球表面陆标的距离信息，为绝对位置信息。利用三个导航系统的量测信息，建立脉冲星/星间测距/陆标组合导航系统，并用Unscented卡尔曼滤波对系统量测信息进行处理，得到航天器的位置、速度的估计结果与估计精度。得出的结果对脉冲星导航的量测信息进行反馈校正，抵消估计脉冲轮廓提取时的随机误差，提高系统估计精度。
下面以具体的实施例详细描述本发明。
将本发明应用于月球探测器，采用基于Doppler频移修正的脉冲星导航，利用航天器上携带的加速度计测量非引力加速度，利用航天器轨道动力学计算得到引力加速度，二者相加为航天器的加速度信息，积分后获得速度信息，修正多普勒频移造成的TOA(脉冲到达时间)测量精度的影响，获取高精度的脉冲星量测信息。如图2所示，本发明具体包括如下步骤：
步骤(1)建立脉冲星/星间测距/陆标的组合导航状态模型：
对于月球探测器，坐标系选取历元(J2000.0)月心惯性坐标系，考虑太阳、月球、地球及其他天体对月球探测器的引力、辐射压力、轨道机动过程中的火箭推力以及高精度的星历表等因素，航天器天文导航系统状态模型如式(1)所示：
上式可简写为：
式中，X＝[x y z vx vy vz]T为状态模型的状态向量，为X(t)的微分，x，y，z，vx，vt，vz分别为月球探测器在X、Y、Z三个方向的位置和速度；f(X,t)是状态模型的系统非线性连续状态转移函数；μs、μm、μe分别为太阳、月球、地球的引力常数；rps为日心到探测器的矢量；rem为月心到地心在地心坐标系下的矢量；rsm为月心到日心的矢量；(xm,ym,zm)为月球位置在太阳质心坐标系下的坐标；(xe,ye,ze)为地球位置在地心坐标系下坐标，其中月球和地球坐标为时间函数，可以由星历表求得；wx、wy、wz、/>分别为系统噪声。
步骤(2)建立脉冲星/星间测距/陆标的组合导航量测模型：
脉冲星导航的量测模型如图1所示。通过在太阳质心(solar system barycenter,SSB)处建立脉冲星的相位时间模型，可以计算出某一脉冲到达太阳系质心的时间。同时，通过在轨处理光子测量数据，可以得到该脉冲到达航天器的时间。二者之差，反映了航天器相对于SSB的位置在脉冲星方向上的投影。通过处理不同方向的测量信息，可以估计出航天器的位置和时间。利用航天器上携带的加速度计测量非引力加速度，利用航天器轨道动力学计算得到引力加速度，二者相加为航天器的加速度信息，积分后获得速度信息，修正多普勒频移造成的TOA测量精度的影响，获取高精度的脉冲星量测信息。利用星间测距导航提供航天器之间的相对位置信息；利用陆标观测系统，提取航天器相对于月球表面陆标的距离信息，为绝对位置信息。X射线脉冲星导航主要通过计算脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，获取脉冲到达时间TOA，从而获取航天器相对于太阳系质心的距离在脉冲星方向上的投影，由此得到航天器的位置信息。
其中，b为太阳系质心在太阳质心坐标系的位置矢量，r是航天器相对于月球质心的位置矢量；D0为脉冲星在太阳质心坐标系的位置矢量；b、r分别为b、r的大小；Δt为脉冲到达时间的常值测量误差；vn为脉冲到达时间的随即测量误差。c为光速；n为脉冲星相对于太阳系质心的方向矢量。
选取三颗脉冲星作为导航星提供脉冲星量测信息，在航天器和辅助卫星上均安装脉冲星探测器，利用脉冲到达两颗不同卫星的到达时间差TDOA作为脉冲星导航的量测量，能够提供航天器的绝对位置信息；利用星间测距导航提供航天器之间的相对位置信息；利用陆标观测系统，提取航天器相对于月球表面陆标的距离信息，为绝对位置信息。利用三个导航系统的量测信息，建立脉冲星/星间测距/陆标组合导航系统，结果表示为：
其中，Z为建立的组合导航系统的量测量，TDOA1，TDOA2，TDOA3分别为选取的三颗不同的脉冲星的脉冲星信号到达航天器和辅助卫星的量测信息差值。【需补充TDOA1-3的含义】TDOA1＝TOAh1-TOAw1，TDOA2＝TOAh2-TOAw2，TDOA3＝TOAh3-TOAw3。TOAh1为选取的第一颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，TOAw1为选取的第一颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达辅助卫星的时间之差；TOAh2为选取的第二颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，TOAw2为选取的第二颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达辅助卫星的时间之差；TOAh3选取的第三颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，TOAw3为选取的第三颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达辅助卫星的时间之差。r为星间相对距离，ppr1，ppr2为陆标相对于航天器的距离。。[v11 v12 v13]T为由三颗脉冲星得到的TDOA对应的误差项，v2(t)为星间测距相对位置信息对应的误差项，[v31(t) v32(t)]T为陆标距离信息所对应的误差项。
其简写为：
Z(t)＝h[X(t)，t]+v(t) (5)
其中，Z(t)为建立的组合导航系统某一时刻的量测量，X(t)为对应时刻组合导航系统的量测信息矢量；v(t)表示对应时刻组合导航系统的测量噪声；h[X(t)，t]为组合导航系统非线性连续量测函数。
图1中，第一陆标1，第二陆标2为设置在月球上的陆标传感器，r1，r2即为其对应的陆标距离ppr1，ppr2；为选取的其中一颗脉冲星的脉冲星信号到达航天器和辅助卫星的量测信息差值，/>为选取的这颗脉冲星的脉冲星信号到达航天器量测信息，/>为选取的这颗脉冲星的脉冲星信号到达辅助卫星的量测信息。
步骤(3)对步骤(1)和步骤(2)中的状态模型和量测模型进行离散化：
离散化之后的结果如下：
X(k)＝F(X(k-1)，k-1)+W(k-1) (6)
Z(k)＝H(X(k)，k)+V(k) (7)
式中，k＝1，2，…，X(k)和Z(k)分别为X(t)和Z(t)离散后的结果，F(X(k-1)，k-1)为f(X(t)，t)离散后从第k-1时刻到第k时刻的非线性状态转移函数，H(X(k)，k)为h(X(t)，t)离散后第k时刻的非线性量测函数，W(k)和V(k)为w(t)和v(t)离散后第k时刻的等效噪声，且W(k)和V(k)互不相关。
步骤(4)获取脉冲星脉冲到达时间TDOA作为脉冲星导航的量测量，能够提供航天器的绝对位置信息；
步骤(5)通过星间测距导航提获取航天器之间的相对位置信息；通过陆标观测系统，获取航天器相对于月球表面陆标的距离信息，为绝对位置信息。
步骤(6)用Unscented卡尔曼滤波对系统量测信息进行处理，得到航天器的位置、速度的估计矢量。得出的结果对脉冲星导航的量测信息进行反馈校正，抵消估计脉冲轮廓提取时的随机误差，提高系统估计精度。
根据天文导航系统状态模型、天文导航系统量测模型、脉冲星导航、星间测距技术，陆标导航获得的量测量，进行天文导航系统Unscented卡尔曼滤波，获得在惯性坐标系中表示航天器的位置、速度。标准UKF算法在附近选取一系列样本点，这些样本点的均值和协方差分别为/>和Pk。设状态变量为n×1维。
A.初始化
B.式中，为第0时刻(初始时刻)在惯性坐标系中航天器的三轴位置和速度估计值，x0为第0时刻(初始时刻)在惯性坐标系中航天器的三轴位置和速度真实值，P0为状态向量的初始均方误差阵。
计算采样点：
在天文导航系统第k-1时刻状态向量附近选取一系列样本点，这些样本点的均值和均方误差阵分别为/>和Pk-1。设状态向量为n×1维，那么2n+1个样本点及其权重分别为：
式中xi为采样点，其分布与的高斯分布近似；τ为尺度调节参数，其大小的变化会影响滤波的效果；A为系统状态转移矩阵，当Pk＝ATA时，/>取A的第i行；当Pk＝AAT时，取A的第i列。n为状态向量维数；W0为权值初值；Wi为第i个采样点的权值；Wi+n为第i+n个采样点的权值；
时间更新：
天文导航系统状态向量的一步预测为：
其中，f()即为状态模型的系统非线性连续状态转移函数。
天文导航系统所有采样点状态向量的一步预测加权后结果为：
式中，Wi为第i个采样点的权值；
天文导航系统状态向量的估计均方误差阵一步预测为：
式中，Qk为k时刻天文导航系统的状态模型误差协方差阵；
天文导航系统采样点对应的量测估计向量
其中，h()为组合导航系统非线性连续量测函数。
天文导航系统所有采样点量测估计加权向量
量测更新如下：
天文导航系统量测均方误差阵为：
式中，Rk为k时刻天文导航系统的量测噪声协方差阵；
天文导航系统状态向量量测量均方误差阵
天文导航系统滤波增益Kk为：
天文导航系统的估计状态向量和估计均方误差阵Pk为：
经过天文导航系统Unscented卡尔曼滤波，获得在惯性坐标系中表示航天器的位置、速度。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、建立脉冲星/星间测距/陆标的组合导航状态模型；
步骤二、建立脉冲星/星间测距/陆标的组合导航量测模型；
步骤三、对步骤一和步骤二中的状态模型和量测模型进行离散化；
步骤四、获取脉冲星脉冲到达时间TDOA作为脉冲星导航的量测量，能够提供航天器的绝对位置信息；
步骤五、通过星间测距导航提获取航天器之间的相对位置信息；通过陆标观测系统，获取航天器相对于月球表面陆标的距离信息，为绝对位置信息；
步骤六、用Unscented卡尔曼滤波对系统量测信息进行处理，得到航天器的位置、速度的估计矢量。
2.根据权利要求1所述的一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法，其特征在于，所述步骤一包括：对于月球探测器，坐标系选取历元(J2000.0)月心惯性坐标系，考虑太阳、月球、地球及其他天体对月球探测器的引力、辐射压力、轨道机动过程中的火箭推力以及高精度的星历表，航天器天文导航系统状态模型如下：
上式可简写为：
式中，X＝[x y z vx vy vz]T为状态模型的状态向量，为X(t)的微分，x，y，z，vx，vy，vz分别为月球探测器在X、Y、Z三个方向的位置和速度；f(X,t)是状态模型的系统非线性连续状态转移函数；μs、μm、μe分别为太阳、月球、地球的引力常数；rps为日心到探测器的矢量；rpm为月心到探测器的矢量；rpe为地心到探测器的矢量；rsm为月心到日心的矢量；rem为月心到地心在地心坐标系下的矢量；(xm,ym,zm)为月球位置在太阳质心坐标系下的坐标；(xe,ye,ze)为地球位置在地心坐标系下坐标，其中月球和地球坐标为时间函数，可以由星历表求得；wx、wy、wz、/>分别为系统噪声。
3.根据权利要求2所述的一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法，其特征在于，所述步骤二包括：
利用航天器上携带的加速度计测量非引力加速度，利用航天器轨道动力学计算得到引力加速度，二者相加为航天器的加速度信息，积分后获得速度信息，修正多普勒频移造成的脉冲达到时间TOA测量精度的影响，获取高精度的脉冲星量测信息；利用星间测距导航提供航天器之间的相对位置信息；利用陆标观测系统，提取航天器相对于月球表面陆标的距离信息，为绝对位置信息；X射线脉冲星导航通过计算脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，获取脉冲到达时间TOA，从而获取航天器相对于太阳系质心的距离在脉冲星方向上的投影，由此得到航天器的位置信息：
其中，b为太阳系质心在太阳质心坐标系的位置矢量，r是航天器相对于月球质心的位置矢量；D0为脉冲星在太阳质心坐标系的位置矢量；b、r分别为b、r的大小；Δt为脉冲到达时间的常值测量误差；vn为脉冲到达时间的随即测量误差；c为光速；n为脉冲星相对于太阳系质心的方向矢量；
选取三颗脉冲星作为导航星提供脉冲星量测信息；利用星间测距导航提供航天器之间的相对位置信息；利用陆标观测系统，提取航天器相对于月球表面陆标的距离信息，为绝对位置信息；利用三个导航系统的量测信息，建立脉冲星/星间测距/陆标组合导航系统，结果表示为：
其中，Z为建立的组合导航系统的量测量，TDOA1，TDOA2，TDOA3分别为选取的三颗不同的脉冲星的脉冲星信号到达航天器和辅助卫星的量测信息差值；TDOA1＝TOAh1-TOAw1，TDOA2＝TOAh2-TOAw2，TDOA3＝TOAh3-TOAw3；TOAh1为选取的第一颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，TOAw1为选取的第一颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达辅助卫星的时间之差；TOAh2为选取的第二颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，TOAw2为选取的第二颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达辅助卫星的时间之差；TOAh3为选取的第三颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达航天器的时间之差，TOAw3为选取的第三颗脉冲星的脉冲星信号到达太阳系质心的时间与到达辅助卫星的时间之差，r为星间相对距离，ppr1，ppr2为陆标相对于航天器的距离，[v11 v12 v13]T为由三颗脉冲星得到的TDOA对应的误差项，v2(t)为星间测距相对位置信息对应的误差项，[v31(t) v32(t)]T为陆标距离信息所对应的误差项；
其简写为：
Z(t)＝h[X(t),t]+v(t) (5)
其中，Z(t)为建立的组合导航系统某一时刻的量测量，X(t)为对应时刻组合导航系统的量测信息矢量；v(t)表示对应时刻组合导航系统的测量噪声；h[X(t),t]为组合导航系统非线性连续量测函数。
4.根据权利要求3所述的一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法，其特征在于，所述步骤五包括：
将脉冲星导航与星间测距导航组合起来，将星间测距信息作为一部分观测量，代替一部分脉冲星的观测量；引入陆标导航提供绝对位置信息，降低脉冲星系统误差的影响，能够有效提高导航系统的精度。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310676630.XA CN116698048A (zh) | 2023-06-08 | 2023-06-08 | 一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310676630.XA CN116698048A (zh) | 2023-06-08 | 2023-06-08 | 一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116698048A true CN116698048A (zh) | 2023-09-05 |
Family
ID=87833406
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310676630.XA Pending CN116698048A (zh) | 2023-06-08 | 2023-06-08 | 一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116698048A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117308970A (zh) * | 2023-11-28 | 2023-12-29 | 北京航空航天大学 | 基于相位和多普勒频移的双差分x射线脉冲星导航方法 |
-
2023
- 2023-06-08 CN CN202310676630.XA patent/CN116698048A/zh active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117308970A (zh) * | 2023-11-28 | 2023-12-29 | 北京航空航天大学 | 基于相位和多普勒频移的双差分x射线脉冲星导航方法 |
| CN117308970B (zh) * | 2023-11-28 | 2024-01-30 | 北京航空航天大学 | 基于相位和多普勒频移的双差分x射线脉冲星导航方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7831341B2 (en) | Navigation system and method using modulated celestial radiation sources | |
| US7197381B2 (en) | Navigational system and method utilizing sources of pulsed celestial radiation | |
| CN102175241B (zh) | 一种火星探测器巡航段自主天文导航方法 | |
| CN101692001B (zh) | 一种借力飞行轨道上深空探测器的自主天文导航方法 | |
| CN103674032A (zh) | 融合脉冲星辐射矢量和计时观测的卫星自主导航系统及方法 | |
| Pittet et al. | Spin motion determination of the Envisat satellite through laser ranging measurements from a single pass measured by a single station | |
| CN103017772B (zh) | 一种基于可观性分析的光学和脉冲星融合自主导航方法 | |
| Liu et al. | X-ray pulsar/starlight Doppler integrated navigation for formation flight with ephemerides errors | |
| CN111998855B (zh) | 光学望远镜共视观测确定空间目标初轨的几何方法及系统 | |
| CN104764449A (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 | |
| Capuano et al. | On-board cooperative spacecraft relative navigation fusing GNSS with vision | |
| Kai et al. | Performance enhancement of X-ray pulsar navigation using autonomous optical sensor | |
| CN113091731A (zh) | 一种基于恒星视线相对论效应的航天器自主导航方法 | |
| CN116698048A (zh) | 一种基于脉冲星/星间测距/陆标的组合导航方法 | |
| Gu et al. | Optical/radio/pulsars integrated navigation for Mars orbiter | |
| Christian et al. | Review of options for autonomous cislunar navigation | |
| Liu et al. | Closed-loop EKF-based pulsar navigation for Mars explorer with Doppler effects | |
| CN102607563B (zh) | 利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统 | |
| CN107830856B (zh) | 面向编队飞行的太阳tdoa量测方法及组合导航方法 | |
| CN116222585A (zh) | 一种基于宇宙粒子探测的航天器自主天文导航方法 | |
| CN105424048B (zh) | 一种基于周期变星的航天器自主导航方法 | |
| Wang et al. | Autonomous orbit determination using pulsars and inter-satellite ranging for Mars orbiters | |
| CN116609816B (zh) | 一种深空多源弹性融合导航方法及系统 | |
| Liu et al. | Evaluation of Mars probe positioning using X-ray pulsars, celestial, gravity-aided and ground-based measurements | |
| Wu et al. | Spacecraft navigation based on X-ray pulsar observation simulator |
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 |