专利名称：：一种航天器天文/多普勒组合导航方法
技术领域：
：本发明涉及一种航天器的导航方法，可用于对地观测、通讯、定位导航等地球卫星及载人航天器导航参数的精确确定。
背景技术：
：目前，地球卫星、载人航天器主要依靠地面站测控方法(多普勒方法)进行定位导航。由于受地理条件的限制，对中低轨道航天器，国内地面站可测控的轨道弧段很短，难以实现整个轨道的定位导航；对远距离的航天器又存在长时延、测角精度低等问题。同时地面系统也有遭到破坏和干扰，航天器与地面的信息传输发生中断阻塞的可能。为了确保航天器飞行的安全性和可靠性，各航天大国都在积极发展各种不依赖地面无线电测控的航天器的自主导航技术，以提高航天器的自主运行、自主管理和在轨生存能力。目前航天器的自主导航方法包括利用磁力计，雷达，GPS，星间链路和天文导航方法。其中前两种方法更适合用于低轨道(LEO)的航天器。GPS和星间链路虽然可进行实时导航且达到较高的精度，但是航天器必须依赖其他航天器提供量测信息，从某种意义上说，它们不能算是一种完全自主的导航方法。天文导航是利用天体敏感器测得的天体(地球、太阳、其他行星和恒星)方位信息进行航天器位置计算的一种完全自主的定位导航方法。由于其具有仅需利用现有的航天器姿态敏感部件星敏感器和地平仪，而不需额外增加其它硬件设备，即可同时提供姿态和位置信息；不仅适用于低轨卫星而且适用于高轨卫星和深空探测器等优点，而备受青睐，得到广泛的关注。但由于天文导航仅使用天体与航天器间的角度观测信息，受天体敏感器精度的制约，导航精度不很高。且由于航天器自主天文导航系统模型存在确定性误差和随机误差，无法准确建立导航系统的状态模型。因此会导致输出的导航信息精度不高，甚至可能出现滤波器发散的情况。综上，目前地球卫星及载人航天器常用的多普勒方法存在不自主，可测控轨道短，且不适合长距离测控的缺点，而天文导航受天体敏感器精度及系统模型的限制，导航精度不高。
发明内容本发明要解决的技术问题是克服现有方法的不足，提供一种精度高、可靠性强的地球卫星、载人航天器自主天文导航方法。本发明解决其技术问题所采用的技术方案为分别采用天文导航方法和单程多普勒方法得到航天器的位置和速度参数，采用Unscented卡尔曼滤波方法对用天文导航方法获得的航天器的位置和速度参数和用多普勒方法获得的航天器的位置和速度参数进行联合滤波，得到航天器的位置和速度参数，根据所述通过联合滤波得到的航天器的位置和速度参数对航天器进行导航。具体包括以下步骤(1)建立基于轨道动力学的航天器状态方程；(2)建立分别以星光折射视高度ha和星光角距α为量测量的量测方程；(3)建立以多普勒频移为量测量的量测方程；(4)对以上状态方程及三个量测方程进行离散化；(5)用状态方程分别与以星光折射视高度ha为量测量的量测方程和以星光角距α为量测量的量测方程组成两个子滤波器，并用Unscented卡尔曼滤波算法联合滤波组成第一主滤波器；(6)用状态方程与以多普勒频移为量测量的量测方程组成第二主滤波器；(7)用Unscented卡尔曼滤波算法对所述第一主滤波器和第二主滤波器进行联合滤波，并输出导航信息。所述的步骤(2)中星光折射视高度ha同实际高度hg之间的关系如下ha＝Re(μg-1)+μghg(1)其中，Re为地球半径；μg为高度hg处的折射指数。所述步骤(3)中的多普勒频移量测量采用单程多普勒方法实现在航天器上安装一个接收机，用于接收地面站或跟踪与数据中继卫星发射的无线电信号。所述步骤(5)中的两个子滤波器，在滤波过程中得到的两个局部估计值Xi(k)(i＝1，2)和估计误差Pi(k)(k＝1，2)，在主滤波器中按下式进行融合，得到全局状态估计值和全局估计误差均方差阵分别为Xg^(k)=[Pg(k)P1-1(k)X1(k)+P2-1(k)X2(k)],---(2)]]>Pg(k)=[P1-1(k)+P2-1(k)]-1,---(3)]]>然后将全局估计结果反馈给两个子滤波器，作为k时刻两个子滤波器的估计值X^i(k)=X^g(k)---(4)]]>Qi-1(k)=βiQg-1(k)---(5)]]>Pi-1(k)=βiPg-1(k)---(6)]]>β1+β2＝1(i＝1，20≤βi≤1)(7)其中，Q(k)＝E[w(k)w(k)T]为状态模型噪声的协方差阵。βi为信息分配因子。所述信息分配因子的选择方法为满足信息守恒公式β1+β2＝1(i＝1，20≤βi≤1)的前提下与局部滤波器的滤波精度成正比，采用基于估计误差矩阵户的范数的动态分配信息因子的算法，令βi(k)=(||Pi(k-1)||F)-1Σi=12(||Pi(k-1)||F)-1---(8)]]>式中，‖·‖F为Frobenius范数，即对于任意矩阵A，||A||F=Σdiag(AT·A).]]>所述天文导航方法采用直接敏感地平和间接敏感地平相结合的方法。本发明的原理是自主天文导航系统的状态方程X(t)＝f(X，t)+w(t)(9)式中，状态矢量X＝[xyzvxvyvz]T，x，y，z，vx，vy，vz分别为卫星在X、Y、Z三个方向的位置和速度；状态模型噪声w=[wx,wy,wz,wvx,wvy,wvz]T]]>如图2所示，间接敏感地平的观测量采用星敏感器间接测量得到的星光折射视高度ha，直接敏感地平的观测量采用星敏感器和红外地平仪测得的星光角距α。量测方程分别为z1=ha=r2-u2+utan(R)-Re-a+v1---(10)]]>z2=α=arccos(-rs·srs)+v2---(11)]]>其中，μ为折射指数；R为折射角(rad)；Re为地球半径；v1、v2为高斯型量测噪声；rs是地心惯性坐标系中航天器的位置矢量；s为导航星星光方向的单位矢量。通过测量地面站发射的固定频率的无线电信号到达航天器时的多普勒频移，可以获得航天器与地面站间的相对速度ρ，其量测方程为Z3(t)=h3[X(t),t]+V3(t)=1ρ(r-R)(v-we×R)+v3---(12)]]>式中，r和R分别为航天器和地面站在地心惯性球坐标系中的位置矢量；v为航天器的速度；we为地球自转矢量；v3为高斯型量测噪声。用状态方程(9)和量测方程(10)组成第一个子滤波器，状态方程(9)和量测方程(11)组成第二个子滤波器。用Unscented卡尔曼滤波算法进行联合滤波。当没有折射星出现时，对第二个子滤波器进行时间更新和量测更新，第一个子滤波器只进行时间更新；当观测到折射星时，对两个子滤波器同时进行时间更新和量测更新。经过离散化并行运算的滤波器处理，得到的两个局部估计值Xi(k)(i＝1，2)和估计误差Pi(k)(k＝1，2)，在第一个主滤波器中进行融合，得到全局估计值后将全局估计结果反馈给两个子滤波器，作为k时刻两个子滤波器的估计值。将第一和第二主滤波器同样用上述方法进行融合，即将其视为上述方法中的两个子滤波器，再进行融合。信息分配因子选择的基本原则是在满足信息守恒公式的前提下与局部滤波器的滤波精度成正比，为了使自主天文导航系统具有更强的自适应能力和容错能力，使用基于估计误差矩阵P的范数的动态分配信息因子的算法。本发明与现有技术相比的优点在于本发明将直接敏感地平和星光折射间接敏感地平相结合，此天文导航方法具有相对较高的观测精度，并能提供实时连续的观测信息。单程多普勒方法不需转发无线电信号，降低了设备的复杂性，且提高了系统的自主性和可靠性，将两者相结合，并用Unscented卡尔曼滤波算法进行联合滤波，可以有效的提高导航系统的精度和可靠性，实现地球卫星及载人航天器的全弧段精确定位。图1为本发明的一种实施例的流程图。图2为本发明采用的天文导航方法——直接敏感和间接敏感地平相结合方法的观测量示意图。具体实施例方式如图1所示，本发明的具体实施方法如下1、建立基于轨道动力学的航天器状态方程。初始化位置、速度，按如下方程建立轨道动力学模型(系统状态方程)dxdt=vxdydt=vydzdt=vzdvxdt=-μxr3[1-J2(Rer)(7.5z2r2-1.5)]+ΔFxdvydt=-μyr3[1-J2(Rer)(7.5z2r2-1.5)]+ΔFydvzdt=-μzr3[1-J2(Rer)(7.5z2r2-4.5)]+ΔFz---(13)]]>r=x2+y2+z2]]>简写为X(t)＝f(X，t)+w(t)(14)式中，状态矢量X＝[xyzvxvyvz]T，x，y，z，vx，vy，vz分别为航天器在X、Y、Z三个方向的位置和速度；μ是地心引力常数；r是卫星位置参数矢量；J2为地球引力系数；ΔFx，ΔFy，ΔFz为地球非球形摄动的高阶摄动项和日、月摄动以及太阳光压摄动和大气摄动等摄动力的影响。2、建立分别以星光折射视高度ha和星光角距α为量测量的量测方程。如图2所示，间接敏感地平导航子系统的观测量采用星敏感器间接测量得到的星光折射视高度ha，直接敏感地平导航子系统的观测量采用星敏感器和红外地平仪测得的星光角距α。量测方程分别为zl=ho=r2-u2+utan(δ)-Re-α+v1---(15)]]>z2=α=arccos(-r·sr)+v2---(16)]]>其中，μ为折射指数；δ为折射角(rad)；Re为地球半径；v1、v2为高斯型量测噪声；rs是地心惯性坐标系中航天器的位置矢量；s为导航星星光方向的单位矢量。3、建立以多普勒频移为量测量的量测方程。通过测量地面站发射的固定频率的无线电信号到达航天器时的多普勒频移，可以获得航天器与地面站间的相对速度ρ，其具体原理如下式中，c为光速，f0为地面站发射的无线电信号的固有频率，f′为航天器上的接收机接收到的无线电信号的频率，δfatm为大气层对信号的时延。δf0为由信号源本振频率的漂移引起的误差，由于目前地面站多采用USO(UltraStableOscillators)该误差的量级很小，vm为仪器的量测噪声。由于ρ＝r-R，所以令Z3＝[ρ]，则可得多普勒导航系统的量测方程为Z3(t)=h3[X(t),t]+V3(t)=1ρ(r-R)(v-we×R)+v3---(18)]]>式中，r和R分别为航天器和地面站在地心惯性球坐标系中的位置矢量，v为航天器的速度，we为地球自转矢量；v3为综合量测噪声。4、对以上状态方程及三个量测方程进行离散化。X(k+1)＝F(X(k)，u(k)，k)+w(k)(19)Z1(k)＝h1[X(k)，k]+v1(k)(20)Z2(k)＝h2[X(k)，k]+v2(k)(21)Z3(k)＝h3[X(k)，k]+v3(k)(22)式中，Z1(k)为折射视高度，Z2(k)为星光角距，Z3(k)为多普勒频移。状态模型噪声的协方差阵为E[w(k)w(k)T]＝Q(k)，量测噪声的协方差阵为E[v1(k)v1(k)T]＝R1(k)，E[v2(k)v2(k)T]＝R2(k)，w，v1，v2和v3互不相关。5、用状态方程分别与以星光折射视高度ha为量测量的量测方程和以星光角距α为量测量的量测方程组成两个子滤波器，并用Unscented卡尔曼滤波算法进行信息融合组成第一主滤波器。具体步骤如下a.用状态方程(19)和量测方程(20)组成第一个子滤波器，状态方程(19)和量测方程(21)组成第二个子滤波器。b.用自适应的遗传粒子滤波算法进行联合滤波。当没有折射星出现时，对第二个子滤波器进行时间更新和量测更新，第一个子滤波器只进行时间更新；当观测到折射星时，对两个子滤波器同时进行时间更新和量测更新。在滤波过程中得到的两个局部估计值Xi(k)(i＝1，2)和估计误差Pi(k)(k＝1，2)，在主滤波器中按下式进行融合，得到全局状态估计值和全局估计误差均方差为分别Xg^(k)=Pg(k)[P1-1(k)X1(k)+P2-1(k)X2(k)]---(23)]]>Pg(k)=[P1-1(k)+P2-1(k)]-1---(24)]]>c.将全局估计结果反馈给两个子滤波器，作为k时刻两个子滤波器的估计值X^i(k)=X^g(k)---(25)]]>Qi-1(k)=βiQg-1(k)---(26)]]>Pi-1(k)=βiPg-1(k)---(27)]]>β1+β2＝1(i＝1，20≤βi≤1)(28)其中，βi为信息分配因子。d.信息分配因子选择的基本原则是在满足信息守恒公式的前提下与局部滤波器的滤波精度成正比，为了使自主天文导航系统具有更强的自适应能力和容错能力，使用基于估计误差矩阵户的范数的动态分配信息因子的算法。令βi(k)=(||Pi(k-1)||F)-1Σi=12(||Pi(k-1)||F)-1---(29)]]>式中，‖·‖F为Frobenius范数，即对于任意矩阵A，||A||F=Σdiag(AT·A)]]>6、用状态方程与以多普勒频移为量测量的量测方程组成第二主滤波器。将第一和第二主滤波器同样用上述方法进行融合，即将其视为上述方法中的两个子滤波器，用步骤5中的算法再次进行融合。7、输出位置，速度信息。按照上述步骤1～6进行计算机仿真，建立轨道动力学方程，量测方程利用Unscented卡尔曼滤波即可完成对地球卫星的位置、速度估计。输出状态矢量X＝[xyzvxvyvz]T的估计值X^=x^y^z^v^xv^yv^zT,]]>其中分别是对航天器在X、Y、Z三个方向的位置和速度x，y，z，vx，vy，vz的估计；并输出估计方差矩阵P=[px,py,pz,pvx,pvv,pvz]T,]]>其中px，py，pz，pvx，pvy，pvz分别是航天器在X、Y、Z三个方向位置和速度的估计误差方差。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。权利要求1.一种航天器天文/多普勒组合导航方法，其特征在于分别采用天问导航方法和单程多普勒方法得到航天器的位置和速度参数，采用Unscented卡尔曼滤波方法对用天文导航方法获得的航天器的位置和速度参数和用多普勒方法获得的航天器的位置和速度参数进行联合滤波，得到航天器的位置和速度参数，根据所述通过联合滤波得到的航天器的位置和速度参数对航天器进行导航。2.根据权利要求1所述的航天器天文/多普勒组合导航方法，其特征在于具体包括以下步骤(1)建立基于轨道动力学的航天器状态方程；(2)建立分别以星光折射视高度ha和星光角距α为量测量的量测方程；(3)建立以多普勒频移为量测量的量测方程；(4)对以上状态方程及三个量测方程进行离散化；(5)用状态方程分别与以星光折射视高度ha为量测量的量测方程和以星光角距α为量测量的量测方程组成两个子滤波器，并用Unscented卡尔曼滤波算法联合滤波组成第一主滤波器；(6)用状态方程与以多普勒频移为量测量的量测方程组成第二主滤波器；(7)用Unscented卡尔曼滤波算法对所述第一主滤波器和第二主滤波器进行联合滤波，并输出导航信息。3.根据权利要求2所述的航天器天文/多普勒组合导航方法，其特征在于所述的步骤(2)中星光折射视高度ha同实际高度hg之间的关系如下ha＝Re(μg-1)+μghg，其中，Re为地球半径；μg为高度hg处的折射指数。4.根据权利要求2所述的航天器天文/多普勒组合导航方法，其特征在于所述步骤(3)中的多普勒频移量测量采用单程多普勒方法实现在航天器上安装一个接收机，用于接收地面站或跟踪与数据中继卫星发射的无线电信号。5.根据权利要求2所述的航天器天文/多普勒组合导航方法，其特征在于所述步骤(5)中的两个子滤波器，在滤波过程中得到的两个局部估计值Xi(k)(i＝l，2)和估计误差Pi(k)(k＝1，2)，在主滤波器中按下式进行融合，得到全局状态估计值和全局估计误差均方差分别为X^g(k)=Pg(k)[P1-1(k)X1(k)+P2-1(k)X2(k)],]]>Pg(k)＝[P1-1(k)+P2-1(k)]-1，然后将全局估计结果反馈给两个子滤波器，作为k时刻两个子滤波器的估计值X^i(k)=X^g(k)]]>Qi-1(k)＝βiQg-1(k)Pi-1(k)＝βiPg-1(k)β1+β2＝1(i＝1，20≤βi≤1)其中，Q(k)＝E[w(k)w(k)T]为状态模型噪声的协方差阵。βi为信息分配因子。6.根据权利要求5所述的航天器天文/多普勒组合导航方法，其特征在于所述信息分配因子的选择方法为满足信息守恒公式β1+β2＝1(i＝1，20≤βi≤1)的前提下与局部滤波器的滤波精度成正比，采用基于估计误差矩阵户的范数的动态分配信息因子的算法，令βi(k)=(||Pi(k-1)||F)-1Σi=12(||Pi(k-1)||F)-1]]>式中，为Frobenius范数，即对于任意矩阵A，||A||F=Σdiag(AT·A).]]>7.根据权利要求1所述的航天器天文/多普勒组合导航方法，其特征在于所述天文导航方法采用直接敏感地平和间接敏感地平相结合的方法。全文摘要一种航天器天文/多普勒组合导航方法，涉及一种地球卫星及载人航天器的自主导航方法。该方法将自主天文导航和多普勒方法相结合，其中天文导航采用直接敏感地平和间接敏感地平相结合的方法，多普勒方法采用单程多普勒。并采用Unscented卡尔曼滤波(UKF)方法进行联合滤波，估计航天器的位置、速度导航信息。可用于对地观测、通讯、定位导航等地球卫星、载人航天器导航参数的精确确定。文档编号G01C21/02GK1987356SQ200610165578公开日2007年6月27日申请日期2006年12月22日优先权日2006年12月22日发明者房建成,宁晓琳,武瑾媛,杨照华,宋婷婷申请人:北京航空航天大学