专利名称：应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法
技术领域：
本发明涉及航天器相对位置的处理方法，具体地说，是指一种应用双视线测 量的非合作目标航天器相对导航方法。该导航方法利用了两个编队追踪航天器与 目标航天器在空间形成的三角几何构形。
背景技术：
航天器的导航制导系统一般包括有星敏感器、中心处理器、光学敏感器、无 线收发器。基于编队的两个航天器的结构参见图1所示。
当前和未来众多空间自主交会任务都是非合作目标的，如对空间失效航天器 的交会/捕获并进行维修或燃料加注、对小行星的探测任务等。这些任务中，非 合作目标不安装合作导航装置(如目标特征点信号发射器、目标航天器与追踪航 天器的星间链路设备等)，追踪航天器能够获得的导航信息少，测量信号不完备
(如只有目标视线角信息，没有目标相对距离信息)，因此导航算法难度很大。 对于仅能获得目标视线角情况下的相对导航问题，目前尚无普遍适用的有效解决 途径。
在航天器在轨服务、小行星探测任务中通常由一个母航天器分离一个或多个 子航天器，由子航天器实现与目标的自主交会。传统的方法是母航天器处于分离 后不管的状态，进行交会所需的相对导航、相对运动控制和制导完全由子航天器 独立自主完成，因此难度较大。
本发明就是专门针对这一难点问题，提出一种新型的基于双视线测量的非合 作目标相对导航方案。 发明 内容
本发明的目的是提出一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航方 法，该导航方法应用子航天器作为主航天器与目标航天器进行交会，而母航天器
作为组成导航编队关系的辅航天器；主航天器用于测量目标航天器的视线角，辅 航天器用于测量目标航天器的视线角，结合两组视线角信息和主、辅航天器之间 的星间链路给出的基线信息，通过滤波算法确定与目标航天器的距离、相对位置 和相对速度等信息。本发明是一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法，所述 相对导航制导方法首先根据主航天器q自身的 、&、 /w和辅航天器q自身
的《2 、《2和/P2进行EKF滤波算法进行融合处理获得目标航天器r相对于主航 天器C,的A位置(&,力，&)和A速度(t^ ， ，、)、辅航天器C2相对于主航天 器q的B位置(&2 jC2 ,zC2)和B速度(vc2, ,v③，vC2z);然后主航天器q依据 制导关系对A位置(& ,力，zr) 、 A速度(& , ，vrz) 、 B位置(Xc2 ，少c2 ,zC2)和 B速度(v^,vc2y ，&22)进行处理获得主轨控指令乂和辅轨控指令/2;然后主航 天器q将辅轨控指令/2传送给辅航天器C2;最后主航天器轨控推力系统依据主
轨控指令y;进行主航天器q的轨道控制、辅航天器轨控推力系统依据辅轨控指 令/2进行辅航天器<^2的轨道控制，从而保证主航天器q、辅航天器q、目标航 天器r三者构成有利于导航的空间三角几何构形。
本发明应用双视线测量的非合作目标航天器方案可以在无需配置额外的追 踪航天器的情况下，充分利用母航天器(辅航天器)的作用，配合子航天器(主 航天器)共同完成与非合作目标自主交会的相对导航，在不增加任务成本的基础 上，降低了自主交会的难度，同时提高了两个航天器间的导航制导可行性。
图i为本发明基于编队的两个航天器的导航制导系统配置图。 图2为本发明主航天器q、辅航天器q、目标航天器r三者的空间三维构
形示意图。
图3为本发明主航天器q、辅航天器C2、目标航天器r三者的平面构形示意图。
图4为采用本发明空间三角构形方案的主航天器q、辅航天器<:2、目标航
天器r三者间的数学仿真结果。
具体实施例方式
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明。参见图1、图2所示，在本发明中，主航天器q与辅航天器q上的结构器 件配置是相同的。
所述的主航天器q中的星敏感器用于敏感主航天器C,的惯性位置/p,(简称 主惯性位置/w);
所述的主航天器C,中的光学敏感器用于敏感主航天器G的偏航角 和俯 仰角^ (简称主偏航角A,、主俯仰角&);
所述的主航天器C,中的中心处理器(基于双视线测量的导航制导模块)第 一方面采集自身(主航天器q)的^ 、 ^和& ;第二方面接收辅航天器C2的《2 、 《2和/^2;第三方面依据导航关系，用EKF滤波算法对 、&、 /P1、《2、《2 和/^进行融合处理获得目标航天器7相对于主航天器q的A位置(^ ,力，^) 和A速度(t^ , ，、)、辅航天器C2相对于主航天器q的B位置(Xc2 ,zC2) 和B速度(^,h ,Vc& ,vC2z);第四方面依据制导关系对A位置(Xr,力，&) 、 A速 度(&, ，&)、 B位置 、xC2 >yC2 ，zC2 ) 和B速度(vC2x, vC2y , vc2z)进行处理获得
主航天器q的轨道控制指令y;(简称主轨控指令y;)和辅航天器q的轨道控制 指令/2 (简称辅轨控指令/2);第五方面输出主轨控指令y;给主航天器轨控推力
系统；第六方面发送辅轨控指令/2给辅航天器^;在本发明中，导航关系为
(&，:^,&,&,V7^V7i,^:2,:^2，Zc2,Vch，Vc2r,Vc2z)-F(Al，《1,71,^2,《2,72)，尸表示
导航算子，(xp力，^)为目标航天器r相对于主航天器c;的位置，(&， ，、)为 目标航天器r相对于主航天器q的速度；(&2, &2, &)为辅助航天器c2相对于
主航天器G的位置，"^,Vc^，V^)为辅助航天器C2相对于主航天器C,的速度 制导关系为， /2) = G,力，zr ，vn,，vrz, xC2, yC2, zC2,vC2x，vC2"vC2z) ， G表示制
导算子。
所述的主航天器G中的主航天器轨控推力系统依据主轨道指令/进行主航
天器q的轨道控制；
所述的主航天器q中的主无线收发器用于实现主航天器C,与辅航天器q的 信息交互。
所述的辅航天器C,中的星敏感器用于敏感辅航天器C2的惯性位置/^ (简称辅惯性位置/p2);
所述的辅航天器q中的光学敏感器用于敏感辅航天器q的偏航角 和俯
仰角《2 (简称辅偏航角^2、辅俯仰角《2);
所述的辅航天器q中的中心处理器第一方面釆集自身(辅航天器q)的《2 、
《2和/ ;第二方面发送自身的^2、《2和/ 给主航天器；第三方面接受主航
天器发送来的辅轨控指令/2;第四方面输出辅轨道指令/2给辅航天器轨控推力系统。
所述的辅航天器q中的辅航天器轨控推力系统依据辅轨道指令/2进行辅航 天器q的轨道控制；
所述的辅航天器q中的辅无线收发器用于实现主航天器q与辅航天器q
的信息交互。
目标航天器r为被探测对象。
在本发明中，相对导航制导系统包括有主航天器、辅助航天器、目标航天器， 主航天器与辅航天器分别用于测量目标航天器的主偏航角^、主俯仰角&、辅 偏航角^2、辅俯仰角《2，并结合主航天器、辅航天器之间的星间链路给出的基
线信息，通过滤波算法确定主航天器、辅助航天器与目标航天器的距离、相对位
置和相对速度等信息。
本发明是一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航方法，该相对导 航方法首先根据主航天器q自身的 、&、 /w和辅航天器C2自身的 、《2和
/ 进行EKF滤波算法进行融合处理获得目标航天器r相对于主航天器q的A
位置(—，力，zr)和A速度(& ,Vj> ,vrz)、辅航天器C2相对于主航天器C,的B位
置(Xn,j^,^2)和B速度0^,v^,v^);然后主航天器C,依据制导关系对
A位置Or,;v,z》、A速度(& , ，vrz)、 B位置(&2 ，_yC2 ,zC2)和B速度
(&h ，&, ,Vc^)进行处理获得主轨控指令/i和辅轨控指令/2 ;然后主航天器q
将辅轨控指令/2传送给辅航天器(:2;最后主航天器轨控推力系统依据主轨控指
令y;进行主航天器q的轨道控制、辅航天器轨控推力系统依据辅轨控指令/2进
行辅航天器q的轨道控制，从而保证主航天器q、辅航天器q、目标航天器r三者构成有利于导航的空间三角几何构形。
以平面为例说明该导航方法的基本原理
参见图2、图3所示，其中《为目标航天器在主追踪航天器坐标系下的视线 角，《为目标航天器在辅助追踪航天器坐标系下的视线角，《2为基线在主追踪 航天器坐标系下的方位角，^为基线在辅助追踪航天器坐标系下的方位角，A-2 为基线长度，A为主追踪航天器到目标航天器的相对距离，A为辅助追踪航天 器到目标航天器的相对距离。上述各量中，视线角《和《直接由追踪航天器上的 光学敏感器测量确定，基线信息^_2和《2则有追踪航天器间的星间链路通信获 得，相对距离A和A是要确定的量。应用简单的三角几何原理，就可以确定A和 A :
<formula>formula see original document page 7</formula>
上述过程说明了本导航方案的基本原理，即利用两个追踪航天器编队测量， 与目标航天器形成一个测量三角形，在确定三角形一条边长度和三角形两个角度 的情况下，可以确定三角形的另外两条边的长度。但由于测量系统存在误差，直 接用三角几何原理确定A和A势必会造成很大的误差，如能给出系统方程和测 量方程，用滤波算法确定A和A，则会大大提高导航精度。因此，主航天器、 辅航天器、目标航天器三者在空间上需要构成三角几何构形。
由于本方案的基本原理是三角形的几何关系，因此当两个追踪航天器和目标 航天器处于一条直线上时，无法形成测量三角形，算法产生奇异，甚至当三个航 天器处在接近于一条直线上时，即两个追踪航天器与目标连线的夹角很小时，算 法也会产生很大的误差。为了避免这些不利情况的产生，本方案的实施需要两个 追踪航天器形成尽量有利于导航的相对运动构型，主追踪航天器的制导过程需要 考虑导航构型，辅助追踪航天器也尽量进行有利于导航构型的轨道机动，因此在 主航天器与辅航天器上给出一个配合导航制导过程的轨控指令，从而保证主航天
器q、辅航天器q、目标航天器r三者组成有利于导航的空间三角构形。图4给出了本方案实施的一个数学仿真实例结果。数学仿真的初始条件为 轨道半长轴7000b,偏心率0.002;主追踪航天器初始与目标相距58.9細， 与辅助追踪航天器相距3細；基线距离测量误差方差为IO附，所有角度测量误 差方差为0.01度。用EKF滤波确定主追踪航天器与目标的距离。从图4可以 看出，目标相对距离的估计误差方差在50m以内。这个误差足以满足在该距离 范围段的航天器制导和相对运动控制的精度。
综上所述，本发明给出了一种对非合作目标的双视线测量相对导航方案。在
仅能测量到目标视线角信号时，利用系统本身配置的辅助追踪航天器，与主m^
航天器组成基线，建立有效的测量三角形，同时测量得到目标视线角信息，通过 滤波确定目标的相对距离或其它相对运动状态。本发明可以在空间自主交会、自 主拦截等任务中得到应用。
权利要求
1、一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法，所述相对导航制导系统包括有主航天器、辅助航天器、目标航天器，其特征在于导航制导方法首先根据主航天器C1自身的θy1、θz1、IP1和辅航天器C2自身的θy2、θz2和IP2进行EKF滤波算法进行融合处理获得目标航天器T相对于主航天器C1的A位置(xT，yT，zT)和A速度(vTx，vTy，vTz)、辅航天器C2相对于主航天器C1的B位置(xC2，yC2，zC2)和B速度(vC2x，vC2y，vC2z)；然后主航天器C1依据制导关系对A位置(xT，yT，zT)、A速度(vTx，vTy，vTz)、B位置(xC2，yC2，zC2)和B速度(vC2x，vC2y，vC2z)进行处理获得主轨控指令f1和辅轨控指令f2；然后主航天器C1将辅轨控指令f2传送给辅航天器C2；最后主航天器轨控推力系统依据主轨控指令f1进行主航天器C1的轨道控制、辅航天器轨控推力系统依据辅轨控指令f2进行辅航天器C2的轨道控制，从而保证主航天器C1、辅航天器C2、目标航天器T三者构成有利于导航的空间三角几何构形。
2、 根据权利要求1所述的应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法，其特征在于主航天器、辅航天器、目标航天器三者之间的导航关系为(xr, &, zr,， ,vrz, xC2,;;C2, zC2, vC2l, vC2r vc2z) = F( ，0zl,人，6>y2，《2， /2)。
3、根据权利要求1所述的应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法， 其特征在于主航天器、辅航天器、目标航天器三者之间的制导关系为
全文摘要
本发明公开了一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法，该导航方法应用子航天器作为主航天器与目标航天器进行交会，而母航天器作为组成导航编队关系的辅航天器；所述相对导航制导方法首先根据θ<sub>y1</sub>、θ<sub>z1</sub>、I<sub>P1</sub>、θ<sub>y2</sub>、θ<sub>z2</sub>和I<sub>P2</sub>进行EKF滤波算法进行融合处理获得A位置(x<sub>T</sub>，y<sub>T</sub>，z<sub>T</sub>)、A速度(v<sub>Tx</sub>，v<sub>Ty</sub>，v<sub>Tz</sub>)、B位置(x<sub>C2</sub>，y<sub>C2</sub>，z<sub>C2</sub>)和B速度(v<sub>C2x</sub>，v<sub>C2y</sub>，v<sub>C2z</sub>)；然后分别根据主轨控指令f<sub>1</sub>、辅轨控指令f<sub>2</sub>进行主航天器C<sub>1</sub>、辅航天器C<sub>2</sub>的轨道控制，从而保证主航天器C<sub>1</sub>、辅航天器C<sub>2</sub>、目标航天器T三者构成有利于导航的空间三角几何构形。
文档编号B64G1/24GK101423121SQ20081023909
公开日2009年5月6日 申请日期2008年12月8日 优先权日2008年12月8日
发明者徐世杰, 贾英宏, 统 陈 申请人:北京航空航天大学