专利名称：一种地球紫外敏感器测量的自主导航方法
一种地球紫外敏感器测量的自主导航方法技术领域
本发明属于航天器自主导航领域，涉及一种地球紫外敏感器测量的自主导航方法。
背景技术：
地球紫外敏感器能探测出整个地球边缘的图像，利用大量边缘点信息拟合成像的几何中心，从而获得地心矢量和地球视半径的测量数据，同时紫外敏感器还能够敏感恒星辐射，提供卫星相对惯性空间的姿态信息。利用地球紫外敏感器丰富的测量信息完全能够实现地球卫星的自主导航，从而提高卫星的自主性和自主生存能力，同时有利于降低卫星对于地面系统的依赖程度。
地球紫外敏感器的测量信息不可避免的含有噪声，不能直接根据几何关系计算卫星的位置速度，而是要通过滤波算法估计卫星的位置速度。目前常用的有代表性的滤波算法有卡尔曼滤波和最小二乘估计等。扩展卡尔曼滤波是一种递推滤波算法，如果滤波初始误差很大则需要较长时间才能收敛，同时易受野值干扰。因此不适合用初始轨道确定。最小二乘滤波算法对初始误差的敏感度较弱，同时可以进行剔除野值处理，但是需要借助状态转移矩阵实现状态和协方差的时间更新，这一过程存在着很大的线性化误差，影响了导航精度的进一步提高。发明内容
本发明的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种紫外敏感器测量的自主导航方法，既保证了滤波的数值稳定性又提高了导航精度。
本发明的技术解决方案是一种紫外敏感器测量的自主导航方法，步骤如下
(1)初始化利用卫星入轨信息给出卫星在起始时刻状态初值戈和协方差初值月；
(2)去野值
将紫外敏感器获取的地心矢量信息和地球视半径信息累计一段指定的时间，然后利用野值剔除算法将上述信息中的野值去除；
(3)批处理
将步骤⑵得到的去野值后的地心矢量信息和地球视半径信息通过最小二乘法， 计算观测结束时刻卫星的状态估计毛和协方差估计Pk，具体如下
Xk =Xk+PkHjW (Zk-Zk)(11)_2] Pk =(Pk +HjWHk)'1(12)
其中，下标k表示循环次数；毛是状态预测；W是加权阵，取diag|l/CTQ2,-，l/iT02}，
σ ^是观测噪声的标准差；Λ是协方差预测； Κ为总观测矩阵，Η2Φ{ 0, 2) H^(t0,tm)H1 = dx比是观测方程，m表示地心矢量信息和地球dh. , 、X=Xk视半径信息获取顺序，Φ (to, ti) (i = 1,2,…，m)为状态转移矩阵，通过数值积分微分方程6(~，0 = tcto dx(!0] =得到，a = ^y0 (V O = t0 是起始时刻，I 是单位阵^k= [zkl是观测向量，即地心矢量信息和地球视半径信息忑是观测向量的预测值；
(4)无迹变换(unscented transformation, UT)
利用无迹变换实现状态和协方差的时间更新，得到下一段观测结束时刻卫星的状态预测毛+1和协方差预测只+1，具体过程如下
a.计算加权系数<和<
(13)η +λ
w0c=^- + l-a2+/ (14)η + λ
w^ =wc, = 1 = 1,···,2η(15)2[η + λ)
其中，λ = α 2 (η+κ)-η，是一个标量；η为状态变量维数；常数α控制sigma点的分布状态，其取值范围为α ( 1，调节α可以减小非线性方程的高阶项影响，κ 的取值应确保矩阵(η+λ) Pk为半正定矩阵，β是一个与状态先验分布信息有关的参数；
b.产生 sigma 点
Sk = {cho I(Pk)It(16)
Xk=[xk Xk+/Sk Xk-YSk](17)
其中，chol ()表示乔里斯基(cholesky)分解，对正定矩阵X有chol (X) = R，满足RtR = X，且R是上三角矩阵# = ^(η + λ)；
c.时间更新
Xk+llk=Xk+(M/(x)dt2n
Xk+X =Yj^ XiMMk i=0In(18) (19)(20)
Pk+i[Χ,ΜΨ —-)/=0
其中，f(x)是系统方程，是根据卫星的动力学原理建立；A.k+uk是向量Xk+l|k中从0 开始计数的第i个分量，i =0，1，…，2η;
(5)递推
继续累计一段时间地心矢量信息和地球视半径信息，并重复上述步骤(2)至步骤，如此不断递推运算下去即可连续获得对卫星状态的估计。
所述步骤中的 κ = 3-η, β = 2。
本发明的原理地球紫外敏感器能探测出整个地球边缘的图像，利用大量边缘点信息拟合成像的几何中心，从而获得地心矢量和地球视半径的测量数据。初始定轨时，地球紫外敏感器连续观测一段时间，积累起多个时刻对应的地心矢量和视半径测量。然后，对这批测量进行剔除野值处理，即剔除估计偏差的测量，再将其余测量一次性送入导航滤波器执行一次轨道确定，估计卫星在J2000. 0地心赤道坐标系中位置和速度，然后经过时间更新给出下一观测弧段的状态即其协方差预测。经过多个弧段的测量和定轨后，星上的位置和速度估计可收敛到较高精度。为避免线性化误差影响，引入无迹变换来实现时间更新。无迹变换的思想是假设状态向量服从高斯分布，利用一簇精心选取的sigma点经非线性变换后求取状态的一阶和二阶矩，利用无迹变换可精确计算经非线性系统方程传递后的均值和协方差，最终提高了导航精度。
本发明与现有技术相比的优点在于本发明与传统卡尔曼滤波递推处理测量信息不同，是将一段时间内的测量累计，先剔除其中野值，然后用其余测量共同估算某时刻卫星轨道，同时利用无迹变换进行状态和协方差的高精度时间更新，本发明的这种方法排除了测量野值对定轨的干扰，提高了滤波的数值稳定性和收敛的速度，避免了时间更新过程的线性化误差干扰，最终实现导航精度的提高。
图1为本发明方法的实现流程图2为本发明紫外敏感器测量的自主导航方法示意图3为传统自主导航方法的位置误差和速度误差；
图4为本发明给出的自主导航方法的位置误差和速度误差。
具体实施方式
地球紫外敏感器能探测出整个地球边缘的图像，利用大量边缘点信息拟合成像的几何中心，从而获得地心矢量和地球视半径的测量数据。初始定轨时，地球紫外敏感器连续观测一段时间，积累起多个时刻对应的地心矢量和视半径测量，先剔除其中野值，然后用其余测量做最小二乘估计，估计卫星在J2000. 0地心赤道坐标系中位置和速度，。已知系统方程和观测方程如下
X = f(x)+W(21)
ζ = h (χ) +ν(22)
其中，χ是卫星状态；ζ是观测量；w是系统噪声；ν是测量噪声。
本发明提出地球紫外敏感器测量的自主导航方法的具体计算步骤如下
(1)初始化
利用卫星入轨信息等给出在起始时刻状态初值马和协方差初值片；
(2)去野值
将地球紫外敏感器获取的地心矢量和地球视半径信息累计一段指定的时间，然后利用野值剔除算法将上述信息中的野值去除；
(3)批处理
将步骤(2)得到的去野值后的地心矢量信息和地球视半径信息通过最/J 计算观测结束时刻卫星的状态估计毛和协方差估计Pk，具体过程如下
a)将观测方程对状态χ的偏导作为单次测量的观测矩阵Hi,如下乘法，
Hi =dh,dx
(23)=Xk
式中，hi是对应第i次测量的观测方程；毛是状态预测；m表示地心矢量信息和地球视半径信息获取顺序。
b)数值积分下面微分方程求得状态转移矩阵Φ (t0, tj
(24)Vo l) Bx(Ii) dx(t0) Vo ‘' V；式中，·; ° (t。，、)=〗，tO是起始时刻，I是单位阵。c)计算总观测矩阵应 HxHt^h)
H =Η2Φ{
(25)
d)估计状态和协方差
Pk ={Pk+H1kWHkY
xk=xk+PkHlW{zk-zk)(26) (27)
其中，下标1^表示循环次数；1是加权阵，取出吨|1/￡7 2,"*,1/<1，0(|是观测噪声的标准差；Pk是协方差估计；Λ是协方差预测；瓦为观测矩阵；毛是状态估计；毛是状态预测；Zk = [ΖklJkm.]T是观测向量忑是观测向量的预测值。
(4)无迹变换(unscented transformation, UT)，利用无迹变换实现状态和协方差的时间更新，得到下一观测窗口结束时刻状态预测和协方差预测只+1，具体过程如下
a)计算加权系数Wm和<
< =λη + λ(28)Λη + λw； = w；=+ \-α2+β 12{η + λ)(29).,2ηρο)
其中，λ = α 2(η+κ )-η，是一个标量；η为状态变量维数。常数α控制sigma点的分布状态，其取值范围为α ( 1，调节α可以减小非线性方程的高阶项影响。κ 的取值应确保矩阵(η+λ )Pk为半正定矩阵，取Κ =3-η。β是一个与状态先验分布信息有关的参数，取β = 2。7
b)产生 sigma 点
Sk = {cho l(Pk)}T(31)
权利要求
1. ー种地球紫外敏感器测量的自主导航方法，其特征在于步骤如下(1)初始化利用卫星入轨信息给出卫星在起始时刻状态初值ネ和协方差初值斤；(2)去野值将地球紫外敏感器获取的地心矢量信息和地球视半径信息累计一段指定的时间，然后 利用野值剔除算法将上述信息中的野值去除；(3)批处理将步骤( 得到的去野值后的地心矢量信息和地球视半径信息通过最小二乗法，计算 观测结束时刻卫星的状态估计毛和协方差估计Pk，具体如下 xk =xk+PkHjkW (zk-zk)(1)
2.根据权利要求1所述的地球紫外敏感器测量的自主导航方法，其特征在于所述步骤(4)a 中的 κ = 3-η，β = 2。
全文摘要
一种地球紫外敏感器测量的自主导航方法，初始化，利用卫星入轨信息给出卫星在起始时刻状态初值和协方差初值去野值，将紫外敏感器获取的地心矢量信息和地球视半径信息累计一段指定的时间，然后利用野值剔除算法将上述信息中的野值去除；批处理，将去野值后的地心矢量信息和地球视半径信息通过最小二乘法，计算观测结束时刻卫星的状态估计和协方差估计Pk；无迹变换，利用无迹变换实现状态和协方差的时间更新，得到下一段观测结束时刻卫星的状态预测和协方差预测递推，继续累计一段时间地心矢量信息和地球视半径信息，并重复上述步骤，如此不断递推运算下去即可连续获得对卫星状态的估计。本发明提高了导航系统精度和稳定性。
文档编号G01C21/24GK102506876SQ20111040926
公开日2012年6月20日 申请日期2011年12月8日 优先权日2011年12月8日
发明者张斌, 张晓文, 王大轶, 黄翔宇 申请人:北京控制工程研究所