一种平动点星座的自主导航方法

文档序号:9784536阅读:550来源:国知局
一种平动点星座的自主导航方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航天技术领域,具体涉及一种平动点星座的自主导航方法。
【背景技术】
[0002] 平动点最初是由Eul er和Lagrange在限制性三体问题中发现。太阳-地球的平动点 附近是观测宇宙、研究天文的理想场所;共线平动点附近的Halo轨道和Lissajous轨道是执 行特殊任务的深空探测器的理想位置;共线的不稳定拉格朗日点可以成为太空基地和星际 航行港。
[0003] X射线脉冲星是一种高速旋转的中子星,其远离地球并能产生X波段的电磁辐射。X 射线脉冲星的自转周期长期稳定,具有极高的长期稳定度。自1981年Chester和Butman在国 际上第一次正式提出利用X射线脉冲星进行航天器导航的思想,迄今已有三十多年。X射线 脉冲星在深空探测中具有自己显著的优势,X射线脉冲星作为自然天体,其运行特性不会受 人为的干扰与破坏,其信号全天区可见,不受空间范围的限制;相对于地面导航可以摆脱对 地面测控站的依赖,避免了巨大的信号传播时延。基于X射线脉冲星的导航可靠、稳定、精度 高、抗干扰的特性,可以作为平动点导航星座可靠的信标。
[0004] 目前在轨的航天器使用的均是地基测控的导航,现有的导航方法如下:
[0005] 申请号为200710005043.9的专利申请公开了一种基于X射线脉冲星的导航卫星自 主导航系统与方法,该方法使用脉冲星辐射的X射线光子作为外部信息输入,通过提取脉冲 到达时间与角位置信息实现星座自主导航,但该方法没有使用基于脉冲星的相对测量方 法,航天器在二体环境下运动,没有实现平动点星座的自主导航。
[0006] 申请号为201410543034.5的专利申请公开了一种基于脉冲星的导航星座时间同 步和定向参数测量方法。该方法采用较差观测发在选定的两颗卫星上观测同一颗脉冲星或 任何X射线变源,利用最小二乘法求解星座定向参数;利用脉冲星实现二体动力学模型下的 星座自主导航。
[0007] 随着新的平动点探测器付诸使用,DSN将承受巨大负担甚至崩溃,因此,实现平动 点探测器的自主导航是保证平动点航天器自主性的必要前提。

【发明内容】

[0008] 本发明目的在于提供一种基于脉冲星的平动点星座的自主导航方法,该方法的基 本思路是:首先,基于航天器在平动点的动力学特性,构建星座中航天器在平动点轨道的状 态方程;其次,通过星座中航天器上的探测器观测脉冲星,以脉冲信号到达两航天器的相对 时延为测量量,解算出两颗航天器的基线矢量与脉冲星绝对方向矢量的夹角信息,以此为 基础构建系统的观测方程;最后,通过滤波算法对平动点处的动力学模型与观测信息进行 处理。具体技术方案如下:
[0009] -种平动点星座的自主导航方法,包括以下步骤:
[0010]第一步:建立航天器轨道动力学方程,具体是:基于航天器在平动点的动力学特 性,构建航天器轨道动力学方程;
[0011] 第二步:建立脉冲星导航观测方程,具体是:通过星座中航天器上的探测器观测脉 冲星,以脉冲信号到达两航天器的相对时延为测量量,解算出两颗航天器的基线矢量与脉 冲星绝对方向矢量的夹角信息,构建系统的观测方程;
[0012] 第三步:利用滤波算法处理动力学模型与观测信息,通过时间更新和测量更新信 息获得航天器的位置和速度信息。
[0013] 以上技术方案中优选的,第一步中建立航天器轨道动力学方程的具体过程如下:
[0014] 在日地旋转坐标系中,航天器的轨道动力学的状态方程为表达式1):
[0015] -i: = Ax:+ w ι).
[0016] 对于包含^^颗航天器的星座,选择状态变量X=[X1 X2 ... XN]T,其中第i颗航天器 的状态矢量为[Xi yi Zi Vix Viy Viz];
[0017] 将航天器的轨道动力学模型作为星座在平动点轨道的状态方程f = /〇〇+ W 其中,f(x)为表达式为/U-)二LfU) ./;」(x) ,·,/」u)|f其中fi(x)为表达式2): ' dx. -ir = + at dv; -=V . + w . dt yl yl dz. --=v . + w . dt zi :Z1
[0018] i , = 2vyi + X. + fxi (x,r) + wVf^ dvvj , \ = +y + f)i{x.yiz) + wv^ ^ = fyi(x,y,z) + wVd L ai 2),
[0019] 其中,:^(1,7,2;)、:^(1,7,2;)以及:^(1,7,2;)为表达式3):
[0020] fxi (x,y,z) =--j-(xi+ l·1)- ~r(x/ _ 1+ β) rU r2 r f \ f 1 ~ ju .jd
[0021] = - ?/* V -U f 2i J
[0022] Λ Λ r ( 、 丄一/i 11 ,/z/(x〇;,z) =---+- ^ "心J 3):
[0023] 其中,化=^/(X, + ")2 + 兄2 + Z,2,~=:+ # - l)2 + χ2 + A2 rn ? 和r2l分别为航天器相对于太阳与航天器相对于地球的距离;ms、mE分别为太阳与地球质量, γγ? ^ =---为系统的质量比参数;W为状态噪声,做零均值白噪声处理,该噪声的方差 ms +m,.· 阵为Q;
[0024] 由此可得航天器轨道动力学方程为表达式4):
[0025] X ~ f(x) + w 4 ) 〇:
[0026] 以上技术方案中优选的,所述第二步中建立系统观测方程的具体过程是:
[0027] 脉冲到达航天器时间与脉冲到达SSB时间的转换方程为表达式5):
[0028] i. [ i + ⑷ + (")(~?| + %n +1 SB iC c c 2D, 2D0 D0 D0 (r, n.b + b
[0029] 其中,tsc为脉冲信号到达航天器的时间;n为脉冲星位置矢量;rsc为航天器相对于 SSB的位置矢量;c为光速;Do为脉冲星在基准传播时间To时的位置;b为SSB相对于太阳质心 的位置矢量;ys为太阳引力常数;
[0030] 取i、j两颗航天器时,由表达式5)可知,到达航天器的时间转换到SSB的绝对测量 模型可以分别表示为表达式6)以及7):
[0031]
7);
[0033]由表达式6)以及7)可得脉冲星到达两航天器相对观测模型的表达式8):
[0034] η · Δ rij = c · 3tlj 8),
[0035] 其中δ?为所接收脉冲信号的时延;
[0036] 基于脉冲星相对观测的观测方程表示为表达式9):
[0037] y = h(x)+v 9),
[0038] 其中:v为观测噪声,h(x)由各航天器的观测矩阵组成,即Μχ) = [1η(χ) h2(x) ... hN(x)]T;
[0039] 其中,hi(x) = [η · Δ rij η · Δ r2j · · · η · Δ rnj]T。
[0040] 以上技术方案中优选的,所述第三步中的滤波算法包括准备步骤,所述准备步骤 具体是:
[0041] 初始化状态量式和方差阵Po,所采用的表达式为表达式14):
[0042] ?0 = £(? ) P0 = £ (χ? - - i:0f 14 ) ;:
[0043]构建sigma采样点和权重,具体是:
[0044] 根据Li构造 s igma点集合,具体是:状态变量为6n X 1维,采样点X、均值权重 以及方差权重V均取12n+l个,得到采样点的表达式15):
[0045] r Λ ^C〇rk~i ~ λα-ι 'Xi,k-\ = -^A-1 + + ^ x i sl^k-} ), f = 1,2, L , /2 _ _: 15), Xi+n,k-i ^ - -Jn + λ x(s/r^7), i^n + \rL92n
[0046] UT变换后得到均值与方差的权重系数为表达式16): 0 η + λ
[0047] " = -· + (?-〇?' + β) η + λ ν ! of' = of = ---= ,2η 2(?-?-Α) 、 1 ν } 163;
[0048] 其中,η为状态量的维数,丨=1,.",211,1]狀滤波参数人=€[2(11+10-11,其中 :€[的取值 为0到1之间;Κ取3-η ;β为与状态先验分布有关的参数,取值为2;当Pk-i = ΑΤΑ时, 的第i行;当Pk-i=AAT时,取A的第i列。
[0049] 以上技术方案中优选的,所述第三步中所述航天器的位置和速度信息具体是:
[0050] 时间更新详见表达式17)、18)、19)、20)以及21):
[0051] xk|k-i = f(xk-l) 17); 2 η
[0052] klk_, 18); ?-? 2η Γ
[0053] Pk = XiMk.A -xk _ _xum.x -xk _ + Qk 19)_ / 二0 ,
[0054] Zi,k|k-i = H(Xi,k|k-i,Uk,k) 20); 2n
[0055] zk = ZLMk_{ ^ /=0 -1),
[0056] 测量更新详见表达式22)、23)、24)、25)以及26): _] = IX卜丨-4-] IX…丨-ij + 22>; 2fi
[0058] Ps z = 2 ω] [_xi k. , - x/f ]- Zk ] + Rk. 23).
[0059] Kk = ^ 24);
[0060] X, =X, +K^ (Z, -Zk ) 25).
[0061] ^=^-KkPZtZK: 26).
[0062] 应用本发明的技术方案,具有以下有益效果:
[0063] (1)采用基于脉冲星的平动点星座的自主导航方法,弥补现有的平动点星座导航 方式的不足,可以实现平动点处导航星座的自主导航。
[0064] (2)与基于星间链路观测的导航方式相比,基于脉冲星的导航方式能够实现更快 速度与更高精度的星座定向,这是由于基于相对观测的脉冲星导航可以降低地球星历误 差、星表误差等因素对导航不确定性的影响,从而提高导航精度。
[0065] 除了上面所描述的目的、特征和优点之外,本发明还有其它的目的、特征和优点。 下面将参照图,对本发明作进一步详细的说明。
【附图说明】
[0066] 构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解,本发明的示意性实 施例及其说明用于解释本发明,并不构成对本发明的不当限定。在附图中:
[0067] 图1是本发明优选实施例1的平动点星座的自主导航方法结合对比实施例1星间链 路观测方法进行模拟时的流程图;
[0068] 图2是在有两颗航天器观测三颗脉冲星的情形时基于星间链路观测与本发明脉冲 星观测下的定位效果比较图。
【具体实施方式】
[0069] 以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明,但是本发明可以根据权利要求限 定和覆盖的多种不同方式实施。
[0070] 实施例1:
[0071] -种基于脉冲星的平动点星座导航方法,星座中含有两颗航天器(航天器A和航天 器B),观测三颗脉冲星,在日地旋转坐标系中,利用特征长度和特征时间对距离与时间无量 纲处理。航天器在日地旋转坐标系中的初始状态为(146407196.6km,0km,-800000km)和 (Om/s,356.83m/s,Om/s),观测时间间隔为1小时,总仿真时间150天。脉冲星星表位置误差 为0.111^8,导航初始误差为(101〇11,101〇11,101〇11)和(10111/8,10111/8,10111/8)。动力学系统模型噪 声取值为位置qi = ΚΓ8,速度qi = ΚΓ1()。DT0A观测噪声取值为1〇Λ
[0072] 具体包括以下步骤,详见图1:
[0073]第一步:建立航天器轨道动力学方程,具体是:基于航天器在平动点的动力学特 性,构建星座的航天器在Halo轨道的状态方程,详情如下:
[0074] 在日地旋转坐标系中,航天器的轨道动力学的状态方程为表达式1):
[0075] x-Ax + w |).
[0076] 对于包含三颗航天器的星座,系统的状态向量为X=[XA yA ZA VAx VAy VAz XB yB ZB VBx VB
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