对x射线脉冲星进行跟踪探测的方法
【专利摘要】本发明提供一种对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，包括：一、将探测器安装在姿态调整装置上，姿态调整装置固定在航天器上；二、将探测器的起始位置参数或相对位置参数录入星载计算机内；三、选择跟踪探测模式，根据脉冲星的具体位置对姿态调整装置的姿态角进行调整，跟踪脉冲星。本跟踪探测方法实现了对X射线脉冲星主动跟踪、自主探测的目的，是导航定位领域的创新设计；可实现条带探测模式、指向跟踪探测模式、自主跟踪探测模式等多种探测模式，大大提高了探测器的工作性能，能对空间区域进行大范围扫描，对目标脉冲星进行高精度、实时捕获跟踪，保证了高质量的脉冲星信号，显著提高了数据收集效率。
【专利说明】对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，尤其涉及一种能够实现航天器高效、精确导航定位的跟踪探测脉冲星的方法，属于航空航天【技术领域】。
【背景技术】
[0002]脉冲星是太阳系以外的遥远天体，其位置坐标犹如恒星星表一样构成一种高精度惯性参考系。脉冲星按一定频率发射稳定的脉冲信号，其长期稳定度好于地球上最稳定的铯原子钟。脉冲星可以提供绝好的空间、时间参考基准，是空间飞行器极好的天然导航信标。1981年,美国通信系统研究所的Chester和Butman提出利用脉冲星X射线源为航天器导航的构想，为空间航天器导航定位开启了新的发展方向。
[0003]X射线脉冲星探测器主要通过光子探头来接收脉冲星辐射的X射线光子信号，并进行X射线光子信号到电信号的转换，每颗脉冲星单圈至少需要约10秒的捕获时间。传统X射线脉冲星的捕获方式，采用在航天器上搭载一颗探测器(如图1所示)，通过航天器推进系统进行轨道机动来实现对目标脉冲星的指向，这样不仅浪费燃料和能源，而且整个捕获周期时间漫长，捕获区域有限，捕获效率很低。而一个探测器在某一时刻仅能观测一颗脉冲星，对一个以上的脉冲星进行捕获时，单一探测器捕获难度更大。如果在航天器上只固定搭载一个探测器，由于单星定轨几何结构不好，采用单一探测器导航定位的方法不能达到良好的定位精度。
[0004]同时，由于目前X射线脉冲星导航探测器研究还处于起步阶段，各项技术并不十分成熟，造成X射线探测器研制成本昂贵。因此，生产并在同一个航天器上搭载多个X射线探测器的方式(如图2所示)，虽然可以增大捕获范围，但是，这种方式不仅会提高项目的载荷成本，还会成倍增加整机和单机的试验费用，并且搭载多个探测器载荷还会大大增加了控制系统的复杂性和实施的难度。
【发明内容】
[0005]本发明要解决的问题是提供一种能够大范围捕获、收集脉冲星发出的X射线面冲信号，快速、精确、实时跟踪探测脉冲星的方法。
[0006]为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是:一种对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，包括:
[0007]—、将探测器安装在姿态调整装置上，姿态调整装置固定在航天器上；
[0008]二、将探测器的起始位置参数或相对位置参数录入星载计算机控制系统内；
[0009]三、选择跟踪探测模式，根据脉冲星的具体位置对姿态调整装置的姿态进行调整，跟踪脉冲星。
[0010]本发明是将探测器安装在姿态调整装置上，通过调整姿态调整装置的姿态角，实现增大探测器的跟踪探测范围，提闻跟踪探测效率与精度的目的。
[0011]进一步的，所述姿态调整装置具有回转和俯仰功能，能够调整探测器的回转角和俯仰角；所述回转角的调整范围为0-360°，俯仰角的调整范围为0-90°。
[0012]进一步的，所述姿态调整装置具有俯仰和偏航功能，能够调整探测器的俯仰角和偏航角；所述俯仰角的调整范围为0-90°，偏航角的调整范围为0-90°。
[0013]进一步的，所述姿态调整装置具有回转、俯仰和偏航功能，能够调整探测器的回转角、俯仰角和偏航角；所述回转角的调整范围为0-360°，俯仰角的调整范围为0-90°，偏航角的调整范围为0-90°。
[0014]采用一个探测器即可以实现探测器空间半球范围内的捕获跟踪能力，即提高了捕获范围和跟踪精度，又降低了项目成本，有效地克服了单一探测器探测范围有限和多颗探测器成本昂贵的缺点。
[0015]进一步的，所述姿态调整装置设有可将探测器伸出航天器之外的展开支撑臂。
[0016]探测器搭载安装在航天器上，当安装位置受到限制或者工作状态对其他设备产生影响时，通过展开支撑臂将探测器伸出航天器之外，就可以充分避开星上其他设备，有效减少航天器本身对探测器的遮挡，使机构获得更大的捕获空间，大大提高探测器的捕获工作性能。
[0017]进一步的，所述跟踪探测模式为条带跟踪探测模式，此探测跟踪模式中，航天器采用对地三轴稳定方式；航天器轴向始终指向地球，探测器安装在姿态调整装置背向地球的一侧，利用航天器在轨道面的圆周运动，探测器对天球空间范围的条带扫描覆盖，捕获收集条带范围内脉冲星信号，通过对姿态调整装置姿态角的调整，实现探测器扫描条带与航天器轨道面间的俯仰角度的调节，对不同条带上脉冲星进行扫描、捕获。
[0018]条带跟踪探测模式增加了空间范围对脉冲星的扫描能力，提高了脉冲星捕获目标切换和位置区域确定的效率。
[0019]进一步的，所述跟踪探测模式为指向跟踪探测模式，此探测跟踪模式中，航天器采用对地三轴稳定方式；通过地面测试工具测知目标脉冲星相的具体位置，并记入航天器计算机控制系统内；当航天器入轨稳定后，确定航天器及探测器相对地球的位置坐标；计算、分析、确定探测器相对目标脉冲星的偏离角度；然后，调整姿态调整装置的姿态角，使探测器的探测面指向目标脉冲星，实现对目标脉冲星的实时捕获与跟踪。
[0020]指向跟踪探测模式提高了对目标脉冲星的捕获时间，为充分收集X射线脉冲星数据和脉冲星导航定位积累了充实的数据基础。
[0021 ] 进一步的，所述跟踪探测模式为自主跟踪探测模式，此探测跟踪模式中，航天器入轨稳定运行以后，获取自身的准确位置坐标；同时，对预先指定的目标脉冲星进行捕获跟踪，通过计算不同目标脉冲星的空间区域，结合航天器的轨道运行特点，对空间区域进行合理划分，并对姿态调整装置的运行速度和时间进行合理分配；当探测器进入某颗脉冲星的指定捕获范围内时，快速调整姿态调整装置的姿态角，使探测器对准目标脉冲星，进入该脉冲星的跟踪区域内，对该目标脉冲星实时跟踪，并对信息进行采集；该星跟踪采集工作完成后，随即进入下一颗脉冲星的快速捕获区域，进行快速捕获、跟踪及信息采集工作。
[0022]合理调整姿态调整装置的姿态角，就可以对空间范围不同轨道平面内的多颗脉冲星进行自主跟踪探测，在一个轨道运行周期内，实现多颗目标脉冲星的数据采集，大大提高了探测器的采集效率，为脉冲星导航定位数据的快速实现提供了充分的保障。
[0023]本发明具有的优点和积极效果是:[0024]( I)在单一探测器采用姿态调整装置的方法首次应用于X射线脉冲星导航定位领域，改变了探测器传统的搭载方法，实现了探测器对X射线脉冲星主动跟踪、自主探测的目的，是导航定位领域原创性的创新设计；
[0025](2)通过对该指向跟踪方法中机构的多轴协调控制，可以分别实现探测器条带探测模式、指向跟踪探测模式、多脉冲星自主跟踪探测模式等多种探测模式，大大提高了探测器的工作性能；
[0026](3)探测器通过姿态调整装置运动可以对空间区域进行大范围扫描，对目标脉冲星进行高精度、实时捕获跟踪，保证高质量的收集脉冲星信号；同时，探测器通过对多颗脉冲星循环捕获跟踪，可以显著提高脉冲星导航系统数据的收集效率，为脉冲星导航系统建立积累充分的数据基础，促进系统快速实现导航定位功能；
[0027](4)单一探测器加姿态调整装置的方法，采用一个探测器即可以实现探测器空间半球范围内的捕获跟踪能力，即提高了捕获范围和跟踪精度，又降低了项目成本，有效克服了单一探测器探测范围有限和多颗探测器成本昂贵的缺点；
[0028](5)单一探测器加姿态调整装置(还可配以展开支撑臂)，可以有效避免航天器结构或搭载设备对探测器捕获范围的遮挡影响，减少探测器工作状态对其他星载设备的干扰，提高了探测器搭载的环境适应性和可扩展能力。
【专利附图】
【附图说明】
[0029]图1单一探测器搭载时的探测区域示意图；
[0030]图2多探测器搭载时的探测区域示意图；
[0031]图3单一探测器安装在姿态调整装置时的探测区域示意图；
[0032]图4具有回转和俯仰功能的姿态调整装置原理不意图；
[0033]图5具有俯仰和偏航功能的姿态调整装置原理示意图；
[0034]图6具有回转、俯仰和偏航功能的姿态调整装置原理示意图；
[0035]图7具有俯仰和偏航功能，且设有伸展支撑臂的姿态调整装置原理示意图；
[0036]图8条带跟踪探测模式工作示意图；
[0037]图9指向跟踪探测模式工作示意图；
[0038]图10自主跟踪探测模式工作示意图。
[0039]图中:
[0040]1.探测器，2.航天器，3.姿态调整装置，4.地球，5.航天器轨道面，
[0041]6.扫描带一，7.扫描带二，8.脉冲星，
[0042]31.俯仰平台，32.方位平台，33.基座，34.偏航平台，35.展开支撑臂，
[0043]81.脉冲星一，811.捕获区域一，812.跟踪区域一，
[0044]82.脉冲星二，821.捕获区域二，822.跟踪区域二，
[0045]83.脉冲星三，831.捕获区域三，832.跟踪区域三，
[0046]84.脉冲星四，841.捕获区域四，842.跟踪区域四，
[0047]A、B、C、D、E、F、G为各探测器相对应的探测区域，X、Y、Z为坐标轴。
【具体实施方式】[0048]为了对本发明的特征、目的及功能有更进一步的认识与了解，下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。
[0049]实施例1
[0050]本实施例是一种对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，包括:
[0051]一、将探测器I安装在具有回转和俯仰功能的姿态调整装置3上，姿态调整装置3固定在航天器2上；
[0052]二、将探测器I的起始位置参数或相对位置参数录入星载计算机控制系统内；
[0053]三、选择跟踪探测模式，根据脉冲星的具体位置对姿态调整装置3的回转角度和俯仰角度进行调整，跟踪脉冲星。
[0054]本实施例中，将单一探测器I安装在姿态调整装置3上，其结构原理图如图4所示，俯仰平台31实现姿态调整装置的俯仰角度调整，方位平台32实现姿态调整装置在航天器轨道面上回转角度的调整，姿态调整装置3通过基座33固定安装在航天器2上；装配完成以后，便确立了姿态调整装置3运行的起始零位信息，并且建立其在地球坐标系中的相对位置参数，以上参数信息记入星载计算机内。通过调整姿态调整装置3的回转角度，实现探测器在平行于安装面内360°回转扫描的功能；通过调整姿态调整装置3的俯仰角度，实现探测器在0°到90°范围内的指向跟踪探测功能；通过综合对姿态调整装置的两个角度的控制调整，实现探测器两个维度的运动，以实现半球范围内的指向功能；并对目标进行实时跟踪，实现星载探测器在空间半球范围内对目标脉冲星的指向跟踪，如图3所示。
[0055]本实施例中，姿态调整装置的回转角调整范围为0-360°，俯仰角调整范围为0-90。。
[0056]实施例2
[0057]本实施例与实施例1的不同之处是，姿态调整装置具有俯仰和偏航功能，通过俯仰平台31和偏航平台34来实现，即通过调整俯仰平台31的俯仰角和偏航平台34的偏航角，进一步来调整其上的探测器姿态，以对X射线脉冲星进行跟踪探测，原理示意图如图5所示。
[0058]本实施例中，姿态调整装置的俯仰角调整范围为0-90°，偏航角调整范围为0-90。。
[0059]实施例3
[0060]本实施例与实施例1、实施例2的不同之处是，姿态调整装置同时具有以上两实施例的功能，即姿态调整装置具有俯仰、回转和偏航功能，通过俯仰平台31、回转平台32和偏航平台34来实现，即通过调整俯仰平台31和俯仰角、回转平台32的回转角和偏航平台34的偏航角，来实现探测器三个姿态角的调整，其原理示意图如图6所示，本实施例能够更加灵活地跟踪探测X射线脉冲星，大大提高了跟踪探测的范围和精度。
[0061]本实施例中，姿态调整装置的回转角调整范围为0-360°，俯仰角调整范围为0-90°，偏航角调整范围为O — 90°。
[0062]实施例4
[0063]本实施例是在实施例2的基础上，姿态调整装置增设了展开支撑臂，其原理示意图如图7所示，大大减少了航天器结构或搭载设备对探测器捕获范围的遮挡影响，同时减少了探测器工作状态对其他星载设备的干扰，提高了探测器搭载的环境适应性和可扩展能力。
[0064]同样，可在实施例1和实施例3的基础上，姿态调整装置增设展开支撑臂，这里就不再赘述。
[0065]对于条带探测模式(如图8所示)，航天器2采用对地三轴稳定姿态，即航天器轴向始终保持指向地球4，探测器载荷通过姿态调整装置3安装在背向地球的一侧；利用航天器在其轨道面5的圆周运动，实现搭载探测器I对天球空间范围的条带扫描覆盖，例如扫描带一 6和扫描带二 7，捕获收集条带范围内脉冲星信号；根据条带探测原理，完成一次条带扫描覆盖大约需要一天的时间。在条带探测模式下，探测器能观测天球空间某一条带中的所有脉冲星，从而得到天球空间某一条带上脉冲星的位置分布；通过调节姿态调整装置的俯仰角度，使探测器在0°到90°范围内的转动，即可调节探测器扫描条带与航天器轨道面间的姿态角，以实现对不同条带上脉冲星进行扫描捕获的功能，大大提高了探测器前期搭载试验的成功率，为探测器实现整星搭载奠定了夯实的技术基础。
[0066]对于指向跟踪探测模式(如图9所示)，航天器采用对地三轴稳定方式，通过望远镜等地面测试工具已经测知空间目标脉冲星8相对地球的具体位置，并记入航天器计算机控制系统；当航天器2入轨稳定运行后，通过自带敏感器确定航天器及探测器相对地球4的位置坐标，结合已知脉冲星的位置坐标，通过计算与分析，即可确定探测器I相对目标脉冲星8的偏离角度；通过调节姿态调整装置3来调节探测器I的回转角度和俯仰角度，使探测器的探测面指向目标脉冲星8 ;随着航天器在轨道进一步运行，通过调节姿态调整装置3来调节探测器的姿态角，保证探测器对目标脉冲星8的实时捕获跟踪；在指向跟踪探测模式下，探测器可以对某一颗脉冲星实现长时间的累积观测，通过对观测到的详尽数据进行分析，可以得到脉冲星的强度、轮廓、周期等基本参数，为进一步确定脉冲星导航定位基准提供有利条件保障。
[0067]对于自主跟踪探测模式(如图10所示)，当航天器入轨稳定运行以后，根据自身的运动轨道特点，可以准确获取自身的准确位置；这时，当对空间指定的某颗或几颗脉冲星(目标脉冲星的空间位置已计入星载计算机)进行捕获跟踪操作时，通过计算目标脉冲星的空间区域，结合搭载航天器轨道运行的特点，对空间扫描区域进行合理划分，例如:脉冲星一 81对应捕获区域811和跟踪区域812，脉冲星二 82对应捕获区域821和跟踪区域822，脉冲星三83对应捕获区域831和跟踪区域832，脉冲星四84对应捕获区域841和跟踪区域842，然后对姿态调整装置的运行速度和时间进行合理分配；当探测器进入某颗脉冲星的指定捕获范围内时，对姿态调整装置姿态角进行快速调节，使探测器对准相应的目标脉冲星；等待进入该脉冲星的跟踪区域内，保证探测器时刻跟踪该脉冲星，探测器开机进行信息采集工作；该星跟踪采集工作完成后，随即进入下一颗脉冲星的快速捕获区域，然后分别进行快速捕获和跟踪及信息采集工作；随着航天器在轨道运行一个周期，探测器依靠姿态调整装置3可以依次完成相应目标脉冲星的捕获跟踪和信号采集工作，大大提高了探测器捕获跟踪的工作效率；同时，可以依据任务需求，实时跟踪捕获区域内的任意一颗目标脉冲星，大大增强了探测器的机动捕获能力。
[0068]本发明的X射线脉冲星探测器指向跟踪方法，首次应用于X射线脉冲星导航定位领域，采用单一探测器I增加姿态调整装置3的方式，不但解决了单一探测器探测范围有限和多颗探测器成本昂贵的问题，而且提供了多种工作模式，大大增加了探测器捕获范围，提高了跟踪精度和工作效率，为实现X射线脉冲星快速、高精度导航定位提供了坚实的技术基础。
[0069]以上对本发明的实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本发明的专利涵盖范围之内。
【权利要求】
1.一种对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，包括: 一、将探测器安装在姿态调整装置上，姿态调整装置固定在航天器上； 二、将探测器的起始位置参数或相对位置参数录入星载计算机控制系统内； 三、选择跟踪探测模式，根据脉冲星的具体位置对姿态调整装置的姿态进行调整，跟踪脉冲星。
2.根据权利要求1所述的对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，其特征在于:所述姿态调整装置具有回转和俯仰功能，能够调整探测器的回转角和俯仰角；所述回转角的调整范围为为0-360°，俯仰角的调整范围为0-90°。
3.根据权利要求1所述的对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，其特征在于:所述姿态调整装置具有俯仰和偏航功能，能够调整探测器的俯仰角和偏航角；所述俯仰角的调整范围为0-90°，偏航角的调整范围为0-90°。
4.根据权利要求1所述的对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，其特征在于:所述姿态调整装置具有回转、俯仰和偏航功能，能够调整探测器的回转角、俯仰角和偏航角；所述回转角的调整范围为0-360°，俯仰角的调整范围为0-90°，偏航角的调整范围为0-90°。
5.根据权利要求1-4中任意一项所述的对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，其特征在于:所述姿态调整装置设有可将探测器伸出航天器之外的展开支撑臂。
6.根据权利要求1所述的对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，其特征在于:所述跟踪探测模式为条带跟踪探测模式，此探测跟踪模式中，航天器采用对地三轴稳定方式；航天器轴向始终指向地球，探测器安装在姿态调整装置背向地球的一侧，利用航天器在轨道面的圆周运动，探测器对天球空间范围的条带扫描覆盖，捕获收集条带范围内脉冲星信号，通过对姿态调整装置姿态角的调整，实现探测器扫描条带与航天器轨道面间的俯仰角度的调节，对不同条带上脉冲星进行扫描、捕获。
7.根据权利要求1所述的对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，其特征在于:所述跟踪探测模式为指向跟踪探测模式，此探测跟踪模式中，航天器采用对地三轴稳定方式；通过地面测试工具测知目标脉冲星相的具体位置，并记入航天器计算机控制系统内；当航天器入轨稳定后，确定航天器及探测器相对地球的位置坐标；计算、分析、确定探测器相对目标脉冲星的偏离角度；然后，调整姿态调整装置的姿态角，使探测器的探测面指向目标脉冲星，实现对目标脉冲星的实时捕获与跟踪。
8.根据权利要求1所述的对X射线脉冲星进行跟踪探测的方法，其特征在于:所述跟踪探测模式为自主跟踪探测模式，此探测跟踪模式中，航天器入轨稳定运行以后，获取自身的准确位置坐标；同时，对预先指定的目标脉冲星进行捕获跟踪，通过计算不同目标脉冲星的空间区域，结合航天器的轨道运行特点，对空间区域进行合理划分，并对姿态调整装置的运行速度和时间进行合理分配；当探测器进入某颗脉冲星的指定捕获范围内时，快速调整姿态调整装置的姿态角，使探测器对准目标脉冲星，进入该脉冲星的跟踪区域内，对该目标脉冲星实时跟踪，并对信息进行采集；该星跟踪采集工作完成后，随即进入下一颗脉冲星的快速捕获区域，进行快速捕获、跟踪及信息采集工作。
【文档编号】G01C21/24GK103528588SQ201310503308
【公开日】2014年1月22日 申请日期:2013年10月23日 优先权日:2013年10月23日
【发明者】莫丽东, 帅平, 李振新, 李博, 陈建鹏 申请人:天津航天机电设备研究所