专利名称：利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及航天器制导、导航技术领域，具体地说，是指一种利用背景天文参考信息的航天器相对导航方法。
背景技术：
航天器相对导航制导技术一直是航天领域的一项关键技术，在航天器自主交会/ 接近任务中应用尤为突出。上世纪50年代美、苏为探月任务进行了航天器交会对接试验， 那时主要依靠雷达和航天员参与完成相对导航和制导。从上世纪90年代开始，空间交会逐渐趋于自主化，日本进行了“工程试验_7” (ETS-VII)自主交会试验任务、美国进行了为航天器在轨服务的“自主交会技术验证”(DART)和“轨道快车”(Orbital Express)任务、欧空局进行了为空间站建设的“自主转移飞行器”(ATV)任务、美国和日本分别进行了 “深度撞击”(Deep Impact)和“隼鸟”(Hayabusa),美国还进行具有军事意义的XSS-10/11自主接近任务，中国也进行了“实践-12”自主交会试验任务。随着这些任务的开展，航天器相对导航技术及相关设备也得到了大力的发展。微波雷达或激光雷达(Lidar)可以测量得到目标的视线矢量方向角(方位角和俯仰角)和相对距离信息，为相对导航提供充足的信息，可以滤波解算出精确的目标相对位置和相对速度。视觉敏感器(AVGS)则只能感知目标的视线矢量方向角，但利用双目视觉成像原理，也可以滤波解算出目标的相对位置和姿态运动信息。对于合作目标间的航天器相对导航，还可以利用GPS信号差分解算出目标的相对运动信息。然而，现有相对导航敏感器都是在其安装坐标系下测量目标视线矢量，获得的是导航敏感器安装坐标系下的目标方位角和俯仰角。为了解算惯性坐标系下或轨道坐标系下目标的相对位置，必须将敏感器安装坐标系下测量得到的目标视线矢量转换到惯性坐标系或轨道坐标系下，因此就会引入敏感器的安装误差和航天器的姿态确定误差，影响相对导航的精度。
发明内容
为了解决现有引入敏感器的安装误差和航天器的姿态误差对相对导航精度的影响，本发明设计了一种通过可见光敏感器测量目标航天器100及目标天文背景300的信息， 然后利用参考天体400在惯性坐标系下的指向，以及目标航天器100与参考天体 400之间的夹角，最后结合目标航天器100相对于追踪航天器200的距离，采用滤波方法计算出目标航天器100在追踪航天器200的惯性坐标系OcXcYcZc下的相对运动状态。本发明是一种利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，该相对导航系统包括有目标航天器及参考天体的识别单元231、星图匹配识别单元232、焦平面上夹角关系确定单元233、 相对轨道运动关系单元234和卡尔曼滤波解算单元235 ;该系统保存在导航计算机203的处理器内。目标航天器及参考天体的识别单元231第一方面接收可见光敏感器201获得的目标天文背景300中的图像信息PC ;第二方面采用基于局部熵的星体位置提取方法对图像信息PC，再通过线性内插方法获得目标航天器100在光学系统焦平面坐标系OsXsYsZs上的目标航天器-像位置(X1CICI, y100 0)和参考天体400在光学系统焦平面坐标系OsXsYsZs上的参考天体-像位置'(xa ，7a ，0);第三方面将目标航天器-像位置(X1CiCi, y100 0)和参考天体-像位置卜α ，Α ，0)输出给焦平面上夹角关系确定单元233;第四方面将参考天体-像位置(ιΑ ，7Αη，0)输出给星图匹配识别单元232 ；星图匹配识别单元232第一方面采用多边形角距匹配算法方法对参考天体-像位置(乂 ，^An，O)进行处理，得到参考天体400在惯性坐标系OcXcYcZc下的当前
时刻tk的参考天体-惯性单位矢量歹(g =丨豕(tk),S2(g},第二方面将
s(tk)={sA Oit), 4 ),.", (L)丨输出给卡尔曼滤波解算单元235 ；焦平面上夹角关系确定单元233第一方面将接收到的目标航天器-像位置(XlQQ， y100JO)和参考天体-像位置(& ，>\，0);.第二方面计算目标航天器200视线与参考天体
400视线之间在当前时刻tk的夹角ΗΛ) = ^i Z2(G),…，匕队》；第三方面将夹角
r(h) = {n (4···，/ (O)输出给卡尔曼滤波解算单元235;相对轨道运动关系单元234依据前一时刻位置与速度估计 值 Ay^1 Azk^ Ax^l Ay^l Azk^f 和位 置
与速度递推关系死，获得当前位置与速度递推值
MIc，k-l = J^xIk-X Α^Α,Λ-Ι^k,k-\ ^Pk,k-l ^k,k-\ _ >卡尔曼滤波解算单元235依据滤波关系死=G{Mkk_x，p{tk)，S(tk)，f{tk))
对测量距离P (tk)、参考天体-惯性单位矢量艾(々)=丨灵^)，笔^),...，旯^)丨、夹角
f(々)=In (々),/2Κ),···，&(^)1和递推值來行滤波处理，得到当前时刻的目标
相对位置与速度的估计值7 。本发明相对导航系统的优点在于①本发明相对导航系统利用了现有追踪航天器200的硬件设备，不引入新的设备。②目标航天器及参考天体的识别单元231在同一个安装坐标系下识别目标航天器100的像和参考天体400的像，简化了计算流程，省去了坐标系间转化所引入的误差。③星图匹配识别单元232直接给出了惯性指向的参考信息，而无需航天器的姿态确定系统提供惯性参考信息。④焦平面上夹角关系确定单元233给出了目标航天器100与参考天体400之间的夹角，该观测量的误差仅为可见光敏感器201的成像误差。⑤相对轨道运动关系单元234以惯性坐标系OcXcYcZc下的相对位置和速度作为递推变量，该信息可直接与其他观测量进行计算，无需坐标转换。
⑥卡尔曼滤波解算单元235权衡焦平面上夹角关系确定单元233给出的量测信息和相对轨道运动关系单元234给出的目标航天器100相对于追踪航天器200的位置和速度信息，计算出目标航天器100相对于追踪航天器200的位置与速度的最优估计。
图I是两个航天器的相对导航示意图。图2是本发明两个航天器的相对导航的信号流程图。图3是本发明测量几何关系不意图。图4A是采用本发明的相对导航的位置滤波误差图。图4B是采用传统的相对导航的位置滤波误差图。图5A是采用本发明的相对导航的速度滤波误差图。图5B是采用传统的相对导航的速度滤波误差图。
具体实施例方式下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。参见图I所示的两个航天器的相对导航示意图，追踪航天器200包括有可见光敏感器201、测距装置202和导航计算机203。所述可见光敏感器201用于获取目标天文背景 300。所述目标天文背景300是指由目标航天器100、以及多个天体形成的相对于追踪航天器200中可见光敏感器201的视场。所述多个天体中能够作为相对导航参照的天体称为参
考天体。第I个参考天体记为A1、第2个参考天体记为A2、......、第η个参考天体记为Αη。
所述测距装置202用于测量目标航天器100与追踪航天器200之间的相对距离P。所述导航计算机203用于处理目标天文背景300和相对距离P，得到目标航天器100相对于追踪航天器200在惯性坐标系OeXeYeZe下的相对位置与相对速度估计值。本发明是一种将航天器姿态确定中的参考矢量法应用到了航天器的相对导航中。 与以往的相对导航方法不同，本发明设计的相对导航方法可以直接解算得到在惯性坐标系 OcXcYcZc下的目标航天器100相对运动状态，不会引入相对导航过程中的可见光敏感器201 的安装误差和追踪航天器200的姿态确定误差。按照本发明的相对导航方法可以用姿态测量敏感器(如星敏感器)代替追踪航天器200中的可见光视觉敏感器201。在本发明中，姿态测量敏感器可以同时进行追踪航天器200的姿态测量和对目标航天器100的相对导航，具有双重用途，从而可以大大节省任务成本。本发明可用于航天器自主交会任务或小行星探测任务中的相对导航。参见图2所示，本发明是一种利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，该系统包括有目标航天器及参考天体的识别单元231、星图匹配识别单元232、焦平面上夹角关系确定单元233、相对轨道运动关系单元234和卡尔曼滤波解算单元235 ;该系统保存在导航计算机203的处理器内。(一)目标航天器及参考天体的识别单元231目标航天器及参考天体的识别单元231第一方面接收可见光敏感器201获得的目标天文背景300中的图像信息PC ;第二方面采用基于局部熵的星体位置提取方法对图像信息PC，再通过线性内插方法获得目标航天器100在光学系统焦平面坐标系OsXsYsZs上的目标航天器-像位置(X1CICI, y100 0)和参考天体400在光学系统焦平面坐标系WsXsYsZs上的参考天体-像位置(xa ，>\，0);第三方面将目标航天器-像位置(xlcl(l，y1(i(i，0)和参考天体-像位置(\ ，坟，0)输出给焦平面上夹角关系确定单元233;第四方面将参考天体-像位置(& ，，O)输出给星图匹配识别单元232。如图3所示，图中第一个参考天体A1在焦平面上的像记为A/ ,A1'在焦平面坐标系OsXsYsZs上的像位置记为(Xa1Aa1J)。第二个参考天体A2在焦平面上的像记为A2' , A2'在焦平面坐标系OsXsYsZs上的像位置记为(xA2，^A2，0)。同理可得，第η个参考天体An在焦平面上的像记为An'，AJ在焦平面坐标系 OsXsYsZs上的像位置记为ΟΑ ，>\，0)，也称任意一个参考天体-像位置ΟΑ ，；\，0)。目标航天器100在焦平面上的像记为MDltlt/ , MD100;在焦平面坐标系OsXsYsZs上的位置记为(x1Q(l，y1QQ，0)。在本发明中，目标航天器及参考天体的识别单元231在同一个安装坐标系下识别目标航天器100的像和参考天体400的像，简化了计算流程，省去了坐标系间转化所引入的误差。( 二)星图匹配识别单元232星图匹配识别单元232第一方面采用多边形角距匹配算法方法对参考天体-像位置进行处理，得到参考天体400在惯性坐标系OcXJcZc下的指向单位矢量
歹=丨及， ,..., 丨(简称参考天体-惯性单位矢量)，且第一个参考天体A1的惯性单位矢
量为S1 = [W1 SJ1 Skl ] ,Si1表示第一个参考天体A1的单位矢量在惯性坐标系OeXeYcZc
下的X轴的投影，Sj1表示第一个参考天体A1的单位矢量在惯性坐标系OeXeYeZe下的Y轴的投影，Sk1表示第一个参考天体A1的单位矢量在惯性坐标系OeXeYeZe下的Z轴的投影；第二
个参考天体A2的惯性单位矢量为*S2 = Si2 Sj2 sk2 , si2表示第二个参考天体A2的
单位矢量在惯性坐标系OeXeYeZe下的X轴的投影，Sj2表示第二个参考天体A2的单位矢量在惯性坐标系OeXeYeZe下的Y轴的投影，Sk2表示第二个参考天体A2的单位矢量在惯性坐标系
OcXJA下的Z轴的投影；第η个参考天体An的惯性单位矢量为旯=[ · Sjn SknJ ,
Sin表示第η个参考天体An的单位矢量在惯性坐标系下的X轴的投影，Sjn表示第 η个参考天体An的单位矢量在惯性坐标系0JAZ。下的Y轴的投影，skn表示第η个参考天体An的单位矢量在惯性坐标系OcXJcZc下的Z轴的投影。当以时序进行滤波处理时，当前
时刻tk的参考天体-惯性单位矢量表达形式为5 ) = ■[灵。第二方
面将当前时刻tk的参考天体-惯性单位矢量S(L) = {ξ (tk),S2 (tk),-,sn (g丨输出给卡
尔曼滤波解算单元235。在本发明中，当以时序进行滤波处理时，参考天体400在惯性坐标系OcXJcZc下的指向单位矢量表达形式为5 ) =丨豕表示在当前时刻tk下的参考天体400在惯性坐标系OeXeYeZe下的参考天体-惯性单位矢量，$ (G)表示在当前时刻tk下的第一个参考天体A1的惯性单位矢量, )表示在当前时刻tk下的第二个参考天体A2的惯性单位矢量，& Oit)表示在当前时刻tk下的第η个参考天体An的惯性单位矢量， tk表示当前时刻，η表示参考天体的个数。(三)焦平面上夹角关系确定单元233焦平面上夹角关系确定单元233第一方面将接收到的目标航天器-像位置(XlQQ， y100J O)和参考天体-像位置(乂 ，八 ，0);第二方面计算目标航天器200视线与参考天体
400视线之间的夹角f = IypZ2CAj ;当以时序进行滤波处理时，当前时刻tk的夹角
HD={n (CrA);第三方面将夹角⑷，r2(々)，…， )}输
出给卡尔曼滤波解算单元235。Y i表示目标航天器200视线与第一个参考天体视线之间的夹角，则
( r2 \ γχ = arccos '。。' + 少辛1 —- —。Y2表示目标航天器200视线与第二参考天体视线之间的夹角，则
γ2 = arccosx,00xa2+'^a2+/。同理可得，Yn表示目标航天器200视线与第η参考天体视线之间的夹角，则
γη = arccos -；— ^°°fA-n,其中，f表示焦距，是指可见光敏感器
201中透镜到焦平面的距离。在本发明中，当以时序进行滤波处理时，目标航天器200视线与参考天体400视线
之间在当前时刻tk的夹角表示形式为) = {/i (tk), Y1 (tk),-··, rn (tk)} ,y{tk)表示在当前
时刻tk下的目标航天器200视线与参考天体400视线之间的夹角，Y1Uk)表示在当前时刻 tk下的目标航天器200视线与第一个参考天体视线之间的夹角，y2(tk)表示在当前时刻tk 下的目标航天器200视线与第二个参考天体视线之间的夹角，yn(tk)表示在当前时刻tk下的目标航天器200视线与第η参考天体视线之间的夹角，tk表示当前时刻，η表示参考天体的个数。(四)相对轨道运动关系单元234相对轨道运动关系单元234依据前一时刻V1的位置与速度估计值 Ayk^ Azk^ Axlc^ Ayk^ Azk^f 和位置与速
度递推关系获得当前时刻tk的位置与速度递推值 Mk，k-\= _^xk>k-\ Ay^^-i ^k.k-x 公k’k-\m °
在本发明中，Miw是指前一时刻目标航天器100相对于追踪航天器200在惯
性坐标系下的相对位置与相对速度估计值，简称为前一时刻tk_i的位置与速度估计值。其中，Axk^1, Ayk^1和Λ Zlri分别表示前一时刻V1目标航天器100相对位置估计值在惯性坐标系OeXJeZe下的X轴、Y轴和Z轴投影，,、Δ九^和Aiyw分别表示前一时刻V1 目标航天器100相对速度估计值在惯性坐标系下的X轴、Y轴和Z轴投影。在本发明中，#是指当前时刻tk下的目标相对位置与速度的递推值，简称为当前时刻tk的位置与速度递推值。其中，Axk,H、Ayk^和Λ Zk^表示当前时刻tk目标航天器100相对位置的递推值在惯性坐标系OeXJeZe下的X、Y和Z轴投影，、Δ九，和
表示当前时刻tk目标航天器100相对速度的递推值在惯性坐标系下的X、Y 和Z轴投影。在本发明中，所述位置与速度递推关系为递推关系函数， 表示当前时刻tk的位置与速度的递推值，表示前一时刻V1的位置与速度估计
值，5^0表示追踪航天器200在惯性坐标系下的位置，^表示递推关系函数；其中表不为
权利要求
1.一种利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，其特征在于该系统包括有目标航天器及参考天体的识别单元(231)、星图匹配识别单元(232)、焦平面上夹角关系确定单元(233)、相对轨道运动关系单元(234)和卡尔曼滤波解算单元(235)；目标航天器及参考天体的识别单元(231)第一方面接收可见光敏感器(201)获得的目标天文背景(300)中的图像信息PC;第二方面采用基于局部熵的星体位置提取方法对图像信息PC，再通过线性内插方法获得目标航天器(100)在光学系统焦平面坐标系OsXsYsZs上的目标航天器-像位置(X·，Y100jO)和参考天体(400)在光学系统焦平面坐标系OsXsYsZs 上的参考天体-像位置(xAa,O);第三方面将目标航天器-像位置(X1Ocpy1(^o)和参考天体-像位置卜
2.根据权利要求I所述的利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，其特征在于获得的目标航天器(100)相对位置的估计精度为3. 5m ;获得的目标航天器(100)相对速度的估计精度为O. 15m/s。
3.根据权利要求I所述的利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，其特征在于目标航天器及参考天体的识别单元(231)在同一个安装坐标系下识别目标航天器 (100)的像和参考天体(400)的像，省去了坐标系间转化所引入的误差。
全文摘要
本发明公开了一种利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，该系统包括有目标航天器及参考天体的识别单元、星图匹配识别单元、焦平面上夹角关系确定单元、相对轨道运动关系单元和卡尔曼滤波解算单元；该系统保存在导航计算机的处理器内。本发明借助追踪航天器的硬件平台，通过利用目标天文背景的信息作为参考，最后结合目标航天器相对于追踪航天器的距离，采用滤波方法计算出目标航天器在追踪航天器的惯性坐标系OCXCYCZC下的相对运动状态，最终实现对目标航天器的跟踪定位。
文档编号G01C21/24GK102607563SQ20121004432
公开日2012年7月25日 申请日期2012年2月22日 优先权日2012年2月22日
发明者徐世杰, 王楷, 陈统 申请人:北京航空航天大学