本发明涉及一种航天器组合导航方法，特别涉及一种基于PI滤波的星敏/地平仪/惯性自主天文组合导航方法。
背景技术：
：基于星敏确定本体相对轨道系姿态需要轨道参数，加表存在漂移，惯导积分导致导航累积误差，不能长时间基于惯导输出的位置/速度计算轨道参数。地面一般基于WGS-84非惯性系进行惯导解算，其在高纬度地区不适用；在轨一般基于地面上注的轨道平根进行轨道推算，其不能长时间使用，且不适用于变轨情况。基于星敏与地平仪确定的地心指向偏差修正惯导输出的位置和速度，并基于J2000惯性系进行惯性-天文组合导航不受纬度限制，且可以抑制惯导累积误差。在星上GNSS兼容机异常，且没有地面实时上注轨道参数等异常情况下，利用星敏与地平仪惯性-天文组合导航输出的位置/速度计算相应的轨道参数，确保基于星敏确定本体相对轨道系的姿态。技术实现要素：为解决现有技术存在的问题，本发明的目的是提供一种航天器组合导航方法，实现基于PI滤波的星敏/地平仪/惯性自主天文组合导航，基于星敏与地平仪地心指向偏差估计位置/速度误差修正量，及基于惯性-天文组合导航确定轨道参数，其算法简单、有效，且易于工程实现。为了达到上述目的，本发明的技术方案是提供一种航天器组合导航方法，其中：基于星敏与地平仪地心指向偏差计算惯导位置误差，基于PI滤波估计位置/速度误差修正量；基于J2000惯性系进行惯导解算，并基于位置/速度误差修正量进行惯性-天文组合导航；基于惯性-天文组合导航输出的位置/速度计算轨道参数，并基于星敏确定星体相对轨道系的姿态。本发明采用的一种基于PI滤波的星敏/地平仪/惯性自主天文组合导航方法，与现有技术相比，其优点和有益效果是：本发明推导了基于星敏与地平仪地心指向偏差和PI滤波估计位置/速度误差修正量的惯性-天文组合导航，其算法简单、有效，且易于工程实现。本发明基于J2000惯性系进行惯性-天文组合导航，求得相对J2000惯性系的位置和速度，转换成星敏姿态解算所需的轨道参数，求取星敏相对轨道系的姿态。在星上GNSS兼容机异常，且没有地面实时上注轨道参数等异常情况下，本发明利用星敏与地平仪惯性-天文组合导航输出的位置/速度计算相应的轨道参数，可以确保基于星敏确定本体相对轨道系的姿态。附图说明图1是本发明所述航天器组合导航方法的示意图。具体实施方式如图1所示，本发明提供一种航天器组合导航方法，实现基于PI滤波的星敏/地平仪/惯性自主天文组合导航，基于星敏与地平仪地心指向偏差估计位置/速度误差修正量，及基于惯性-天文组合导航确定轨道参数，其具体包括：基于星敏与地平仪地心指向偏差计算惯导位置误差，基于PI滤波估计位置/速度误差修正量；基于J2000惯性系进行惯导解算，并基于位置/速度误差修正量进行惯性-天文组合导航；基于惯性-天文组合导航输出的位置/速度计算轨道参数，并基于星敏确定星体相对轨道系的姿态。本发明所述航天器组合导航方法的计算过程，包含：S1、基于J2000惯性系进行惯导解算设卫星在J2000惯性下的位置矢量为r＝[xyz]T，则卫星在J2000惯性系下的重力加速度三轴分量如下：agx,i=-μxr3+32Re2·μ·J2(5xz2r7-xr5)]]>agy,i=-μyr3+32Re2·μ·J2(5yz2r7-yr5)]]>agz,i=-μzr3+32Re2·μ·J2(5z3r7-3zr5)]]>其中：为卫星到地心的距离，μ为地球引力常数，Re为地球半径，J2为地球非球形摄动系数。设加表坐标系到J2000惯性系的姿态转换矩阵为Aia，求得J2000惯性系下卫星非惯性加速度aa,i如下：aa,i＝Aia·aa,a其中：aa,a为加表测得的加表坐标系下的加速度。令ag,i＝[agx,iagy,iagz,i]T，求得J2000惯性系下卫星加速度ai如下：ai＝ag,i+aa,i在J2000惯性系进行惯导解算，得到位置ri、速度vi如下：vi＝∫ai·dtri＝∫vi·dt。S2、由惯导输出的位置/速度求qoi设J2000惯性系下的位置ri＝[xyz]T、速度由此求得位置/速度标量r/v和轨道面法向矢量如下：r=x2+y2+z2]]>v=x·2+y·2+z·2]]>令求得升交点赤经Ω、轨道倾角i和纬度幅角u如下：Ω=tg-1(kh)]]>i＝cos-1(σ3/σ)u=cos-1[y·σ1-x·σ2r2·(σ12+σ22)]]]>其中：Ω、i和u求解中要进行象限判别。由Ω、i和u求得J2000惯性系到轨道系姿态四元数qoi如下：qoi=q1⊗q2⊗q3⊗q4⊗q5]]>其中：q1=cosΩ200sinΩ2T]]>q2=cosi2sini200T]]>q3=[cosU200sinU2]]]>q4=cosπ400sinπ4T]]>q5=cos(-π4)sin(-π4)00T.]]>S3、基于星敏与地平仪求地心指向偏差角设星敏考虑曝光时差及数据采集延时修正，并扣除安装矩阵后，得到星体相对J2000惯性系姿态四元数为qbi，结合轨道系相对J2000惯性系姿态四元数qoi，求得本体相对轨道系姿态四元数qbo如下：qbo=qoi-1⊗qbi]]>令qbo＝[q0q1q2q3]T，以四元数形式表示的转换矩阵如下：Abo=q02+q12-q22-q322q0q3+2q1q2-2q0q2+2q1q3-2q0q3+2q1q2q02-q12+q22-q322q0q1+2q2q32q0q2+2q1q3-2q0q1+2q2q3q02-q12-q22+q32A11A12A13A21A22A23A31A32A33]]>以欧拉角3-1-2转序表示的转换矩阵如下：其中：为滚动姿态角，θ为俯仰姿态角，ψ为偏航姿态角。求得星体相对轨道系姿态如下：θ=atan2(-A13A33)]]>ψ=atan2(-A21A22)]]>地心指向偏差角可以近似解算如下：dθ＝θ-θH其中，为地平仪输出的滚动角、θH为地平仪输出的俯仰角。S4、基于地心指向误差角估计位置误差由相对轨道系地心指向滚动偏差角俯仰偏差角dθ和惯导解算输出的地心距r，求得轨道系下X向和Y向位置误差如下：dx＝r·dθ考虑dz与dx的耦合关系，dz基于dx采用比例估计如下：dz＝kpxz·dx其中：kpxz比例估计系数。令轨道系下位置误差Δro＝[dxdydz]T，转换到J2000惯性系下位置误差Δri如下：Δri＝AoiT·Δro其中：Aoi为惯性系到轨道系转换矩阵，由qoi求得。S5、基于PI滤波估计位置/速度误差修正量令基于星敏与地平仪估计的J2000惯性系下第k步位置误差为Δri,k，设对Δri,k限幅后位置/速度误差为第k步惯导解算位置误差修正量dri,k如下：dri,k=kp,r·Δr‾i,k]]>其中：kp,r为位置误差修正量估计比例系数，kp,r为3×3对角阵，可以独立估计位置误差修正量。令dri,k＝[dxi,kdyi,kdzi,k]T和三轴独立估计位置误差修正量形式如下：dxi,k=kp,x·Δx‾i,k]]>dyi,k=kp,y·Δy‾i,k]]>dzi,k=kp,z·Δz‾i,k]]>其中：kp,x、kp,y、kp,z为三轴位置误差修正量估计比例系数。考虑到位置误差也反映速度误差，基于位置误差修正量dri,k估计速度误差修正量。设对dri,k限幅后的位置误差修正量为第k步惯导解算速度误差修正量dvi,k如下：dvi,k=kp,v·dr‾i,k]]>其中：kp,v为速度误差修正量估计比例系数，kp,v为3×3对角阵，可以独立估计速度误差修正量。令dvi,k＝[dvxi,kdvyi,kdvzi,k]T和三轴独立估计速度误差修正量形式如下：dvxi,k=kp,dx·dx‾i,k]]>dvyi,k=kp,dy·dy‾i,k]]>dvzi,k=kp,dz·dz‾i,k]]>其中：kp,dx、kp,dy、kp,dz为三轴速度误差修正量估计比例系数。S6、基于位置/速度误差修正量组合导航在惯导积分过程中逐步增加位置/速度误差修正量，可以确保误差修正的平稳性。在J2000惯性系扣除位置/速度误差修正量，应用简化积分算法进行惯导解算如下：vi,k＝vi,k-1+[ai,k-1+(ai,k-ai,k-1)/2]·T-dvi,k-1ri,k＝ri,k-1+[vi,k-1+(vi,k-vi,k-1)/2]·T-dri,k-1其中：ai，k-1为第k-1步加速度；ai,k为第k步加速度；dvi,k-1为第k-1步估计的速度误差修正量；vi,k-1为第k-1步扣除速度误差修正量的速度；vi,k为第k步扣除速度误差修正量的速度；dri,k-1为第k-1步估计的位置误差修正量；ri,k-1为第k-1步扣除位置误差修正量的位置；ri,k为第k步扣除位置误差修正量的位置；T为导航周期。S7、基于惯性-天文组合导航确定星体相对轨道系的姿态：基于惯性-天文组合导航输出的位置/速度来计算相应的轨道参数，基于轨道参数来计算星体相对轨道系的姿态算法，可以参照前文所述星敏计算姿态角相关的算法。如以S6中扣除误差修正量后的速度与位置的数值，替换S2中J2000惯性系下的位置和速度，进而可通过S2和S3的过程来计算星体相对轨道系的姿态四元数。综上所述，本发明基于PI滤波估计加表加速度漂移，算法简单、有效，且易于工程实现；基于J2000惯性系惯导解算不受纬度限制，可以全天区使用；基于PI滤波的星敏与地平仪惯性-天文组合导航可以长时间使用，且变轨时仍适用。尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。当前第1页1 2 3