本发明航天器定轨研究
技术领域：
，具体涉及航天器测定轨技术，尤其涉及一种采用面阵光学载荷的单星自主定位方法。
背景技术：
：随着各国航天技术的发展，在轨卫星数量急剧增加，使地面测控站负担过重，测控系统易发生信息阻塞，从而导致在轨航天器安全运行受到威胁。为保证航天器安全可靠并减轻地面负担，航天器应具有自主运行能力，这就要求航天器具有在轨高精度自主测定轨能力。考察现有的航天器测定轨方法，大多是以地基测定轨、天基测定轨、天文测定轨为技术实现途径。地基测定轨的精度最高，但自主性缺失，且地面测控站受限的布设直接影响了定位精度和轨道覆盖率；天基测定轨精度较高，有一定的自主性，但天基系统本身的轨道仍然需要地面测控站的观测和支持，且天基系统极易受到人为干扰；天文测定轨是通过观测自然天体获取航天器轨道信息的，其自主性极高，但观测精度受到地平仪等测量设备的影响，误差在几百米～几公里之间。技术实现要素：本发明的目的在于提供一种采用面阵光学载荷的单星自主定位方法，仅使用航天器对地观测载荷便可完成自主定位，从而使航天器容易地拟合出航天器轨道参数，使航天器测定轨摆脱外界条件，抗干扰性和可靠性得到极大增强。为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：一种采用面阵光学载荷的单星自主定位方法，其特点是，包含以下步骤：S1、航天器通过面阵光学载荷对地观测后获得一幅遥感图像，经过图像预处理后，根据地面标志点信息库匹配并提取出遥感图像中包含的所有地面标志点，采用一预设提取算法，从所有地面标志点中选取三个用于定位的地面标志点；S2、建立地面标志点坐标系、相机坐标系、像平面坐标系及地心惯性坐标系，并对三个用于定位的地面标志点分别进行空间几何位置建模，结合地面标志点坐标系、相机坐标系、像平面坐标系和地心惯性坐标系之间的几何关系，推导可得基于面阵图像的航天器定位模型；S3、采用预设处理算法对航天器定位模型进行求解,得到单星自主定位输出量,以完成对单星自主定位。所述的步骤S1中预设提取算法包含：对所有地面标志点进行排列组合，形成若干个不同的观测组合，每一观测组合包含三个用于定位的地面标志点；对每种观测组合进行几何表述，获得几何表示矩阵；通过分析几何表述矩阵，对每种观测组合的几何分布进行分析和计算，并根据分析和计算结果选择最佳观测组合用于定位解算。所述的步骤S1中预设提取算法包含：记所有地面标志点的个数为N，则从中选取三个用于定位的地面标志点，则有种组合方式，共有M个观测组合；记任一观测组合中三个地面标志点为pi,pj,pk，则该观测组合对应的几何表述矩阵如式（1）所示；G=-cosθisinαi-cosθicosαi-sinθi-cosθjsinαj-cosθjcosαj-sinθj-cosθksinαk-cosθkcosαk-sinθk---(1)]]>式中，G表示观测组合对应的几何表述矩阵；θi,θj,θk为在航天器轨道坐标系下地面标志点与航天器的连线同轨道坐标系+Z轴的夹角，即高低角；αi,αj,αk为在航天器轨道坐标系下地面标志点与航天器连线的投影与轨道坐标系+X轴的夹角，即方位角；假设定位过程中，三个地面标志点pi,pj,pk的测量误差均呈零均值正态分布，则该观测组合对应的误差权系数矩阵如式（2）所示；H=(GTG)-1=h11h22h33---(2)]]>式中，H表示误差权系数矩阵；hii表示误差权系数矩阵H的对角元素，i＝1,2,3；则三个标志点pi,pj,pk组成的观测组合，其几何分布系数可按照（3）式计算：Jijk=tr(H)=h11+h22+h33---(3)]]>式中，Jijk表示几何分布系数；hii表示误差权系数矩阵H的对角元素，i＝1,2,3；对M个观测组合，分别计算其几何分布系数Jijk，取M个Jijk中的最小值min(Jijk)对应的观测组合作为本幅面阵光学遥感图像中用于航天器自主定位的最佳观测组合，对应的地面标志点为选择出来的用于定位的地面标志点。所述的步骤S2中包含：三个用于定位的地面标志点分别表示为Tp、Tm和Tn；建立相机坐标系Oc-XcYcZc、像平面坐标系O-UV、地面标志点Tp坐标系Op-XpYpZp及地心惯性坐标系OI-XIYIZI，其中，地面标志点Tp坐标系Op-XpYpZp定义为，原点在地面标志点Tp，将地面标志点Tp与星下点连线，转过β1角后定为Xp轴方向，Xp轴与地面标志点星下点连线组成平面，垂直于该平面为Zp轴，与Xp/Zp轴垂直为Yp轴；焦距为f的面阵光学载荷在成像时，地面标志点Tp在像平面上的坐标可表示为其在相机坐标系中的坐标可表示为则该标志点对应的高低角和方位角可按式（4）和（5）得出；αTp=argtg(vTp/uTp)---(4)]]>βTp=argtg(-f(uTp)2+(vTp)2)---(5)]]>记地面标志点Tp在地心惯性坐标系下的坐标为记成像时刻航天器的星下点在地心惯性坐标系下的坐标为记航天器在地心惯性坐标系下的位置为星下点与航天器间的向量在地心惯性系下记为星下点与地面标志点Tp的向量在地心惯性系下记为地面标志点Tp与航天器连线间的距离记为则根据星地几何关系，可得方程组（6）：r→=R→Tp+AI-GAG-T1(xISp,yISp,zISp)|ρTp|cosβTpcosαTpcosβTpsinαTpsinβTp---(6)]]>式（6）中包含共7个未知量，其中表示星下点坐标由标志点坐标系转到地心地固系，AI-G表示地心地固系转到地心惯性系；联立地面标志点Tm和地面标志点Tn的几何关系方程组，可得；r→=R→Tp+AI-GAG-T1(xISp,yISp,zISp)|ρTp|cosβTpcosαTpcosβTpsinαTpsinβTpr→=R→Tm+AI-GAG-T1(xISp,yISp,zISp)|ρTm|cosβTmcosαTmcosβTmsinαTmsinβTmr→=R→Tn+AI-GAG-T1(xISp,yISp,zISp)|ρTn|cosβTncosαTncosβTnsinαTnsinβTn---(7)]]>式（7）中包含9个方程，可求解其中9个未知量，该模型即为基于面阵图像的航天器定位模型。所述的步骤S3中预设处理算法为无迹卡尔曼滤波算法。所述的步骤S3中包含：采用地心惯性坐标系下的航天器定位模型建立状态方程和观测方程；利用无迹卡尔曼滤波实现状态量的实时非线性滤波估计，将地心惯性坐标系下的状态量转换为轨道坐标系下的状态量输出。本发明一种采用面阵光学载荷的单星自主定位方法与现有技术相比具有以下优点：航天器可以仅通过面阵光学载荷对自然天体展开观测，从所获图像中提取三个标志点反演出航天器位置信息，并在不额外增加载荷的情况下，实现自主定位，进而完成自主测定轨，具有极强的自主性；定位过程不受到外部仪器设备的影响，如布设范围影响、人为干扰影响、精度水平影响等，使航天器自主定位和测定轨具有可靠的高精度，并且具有抗干扰能力，提高了航天器运行的安全性，减轻了对地面测控站的依赖，缓解了地面测控站的负担；航天器轨道信息的获取不再受到地面测控站布设范围的约束，实现全轨道覆盖的测定轨；测定轨过程不再需要中继星座或导航星座，实现真正意义上的全自主测定轨；航天器测定轨精度不再受到地平仪精度限制、不再受星座误差影响，实现较高精度的测定轨。附图说明图1为本发明一种采用面阵光学载荷的单星自主定位方法的流程图；图2为高低角和方位角的示意图；图3为星地几何关系示意图。具体实施方式以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。如图1所示，一种采用面阵光学载荷的单星自主定位方法，包含以下步骤：S1、航天器通过面阵光学载荷对地观测后获得一幅遥感图像，经过图像预处理后，根据地面标志点信息库匹配并提取出遥感图像中包含的所有地面标志点，采用一预设提取算法，从所有地面标志点中选取三个用于定位的地面标志点。步骤S1中预设提取算法包含：对所有地面标志点进行排列组合，形成若干个不同的观测组合，每一观测组合包含三个用于定位的地面标志点；对每种观测组合进行几何表述，获得几何表示矩阵；通过分析几何表述矩阵，对每种观测组合的几何分布进行分析和计算，并根据分析和计算结果选择最佳观测组合用于定位解算。具体地，所有地面标志点pi，记为P＝{p1,p2,...,pN}，记所有地面标志点的个数为N，则从中选取三个用于定位的地面标志点，则有种组合方式，共有M个观测组合；记任一观测组合中三个地面标志点为pi,pj,pk，则该观测组合对应的几何表述矩阵如式（1）所示；G=-cosθisinαi-cosθicosαi-sinθi-cosθjsinαj-cosθjcosαj-sinθj-cosθksinαk-cosθkcosαk-sinθk---(1)]]>式中，G表示观测组合对应的几何表述矩阵；θi,θj,θk为在航天器轨道坐标系下地面标志点与航天器的连线同轨道坐标系+Z轴的夹角，即高低角；αi,αj,αk为在航天器轨道坐标系下地面标志点与航天器连线的投影与轨道坐标系+X轴的夹角，即方位角；假设定位过程中，三个地面标志点pi,pj,pk的测量误差均呈零均值正态分布，则该观测组合对应的误差权系数矩阵如式（2）所示；H=(GTG)-1=h11h22h33---(2)]]>式中，H表示误差权系数矩阵；hii表示误差权系数矩阵H的对角元素，i＝1,2,3；则三个标志点pi,pj,pk组成的观测组合，其几何分布系数可按照（3）式计算：Jijk=tr(H)=h11+h22+h33---(3)]]>式中，Jijk表示几何分布系数；hii表示误差权系数矩阵H的对角元素，i＝1,2,3；对M个观测组合，分别计算其几何分布系数Jijk，取M个Jijk中的最小值min(Jijk)对应的观测组合作为本幅面阵光学遥感图像中用于航天器自主定位的最佳观测组合，对应的地面标志点为选择出来的用于定位的地面标志点。S2、建立地面标志点坐标系、相机坐标系、像平面坐标系及地心惯性坐标系，并对三个用于定位的地面标志点分别进行空间几何位置建模，结合地面标志点坐标系、相机坐标系、像平面坐标系和地心惯性坐标系之间的几何关系，推导可得基于面阵图像的航天器定位模型。步骤S2中包含：三个用于定位的地面标志点分别表示为Tp、Tm和Tn；建立相机坐标系Oc-XcYcZc、像平面坐标系O-UV、地面标志点Tp坐标系Op-XpYpZp及地心惯性坐标系OI-XIYIZI，其中，地面标志点Tp坐标系Op-XpYpZp定义为，原点在地面标志点Tp，将地面标志点Tp与星下点连线，转过β1角后定为Xp轴方向，Xp轴与地面标志点星下点连线组成平面，垂直于该平面为Zp轴，与Xp/Zp轴垂直为Yp轴；焦距为f的面阵光学载荷在成像时，地面标志点Tp在像平面上的坐标可表示为该值可通过像平面读出，因此精确已知；容易推导得到，其在相机坐标系中的坐标可表示为则该标志点对应的高低角和方位角可按式（4）和（5）得出；αTp=argtg(vTp/uTp)---(4)]]>βTp=argtg(-f(uTp)2+(vTp)2)---(5)]]>即高低角和方位角为间接已知量，记地面标志点Tp在地心惯性坐标系下的坐标为可以通过地面标志点信息库精确已知；记成像时刻航天器的星下点在地心惯性坐标系下的坐标为该值未知待求；记航天器在地心惯性坐标系下的位置为该值未知待求；星下点与航天器间的向量在地心惯性系下记为星下点与地面标志点Tp的向量在地心惯性系下记为地面标志点Tp与航天器连线间的距离记为则根据星地几何关系，可得方程组（6）：r→=R→Tp+AI-GAG-T1(xISp,yISp,zISp)|ρTp|cosβTpcosαTpcosβTpsinαTpsinβTp---(6)]]>式（6）中包含共7个未知量，其中表示星下点坐标由标志点坐标系转到地心地固系，AI-G表示地心地固系转到地心惯性系；联立地面标志点Tm和地面标志点Tn的几何关系方程组，可得；r→=R→Tp+AI-GAG-T1(xISp,yISp,zISp)|ρTp|cosβTpcosαTpcosβTpsinαTpsinβTpr→=R→Tm+AI-GAG-T1(xISp,yISp,zISp)|ρTm|cosβTmcosαTmcosβTmsinαTmsinβTmr→=R→Tn+AI-GAG-T1(xISp,yISp,zISp)|ρTn|cosβTncosαTncosβTnsinαTnsinβTn---(7)]]>式（7）中包含9个方程，可求解其中9个未知量，该模型即为基于面阵图像的航天器定位模型。S3、采用预设处理算法对航天器定位模型进行求解,得到单星自主定位输出量,以完成对单星自主定位。在本实施例中，地心惯性坐标系下的航天器定位模型非线性特征明显，无法使用传统的卡尔曼滤波求解。非线性滤波中的扩展卡尔曼滤波需要将状态方程进行一阶泰勒展开，展开过程复杂，且一阶截断误差较大，故采用另一种非线性滤波算法——无迹卡尔曼滤波。步骤S3中包含：采用地心惯性坐标系下的航天器定位模型建立状态方程和观测方程；利用无迹卡尔曼滤波实现状态量的实时非线性滤波估计，将地心惯性坐标系下的状态量转换为轨道坐标系下的状态量输出。综上，本发明以航天器现有测定轨方式在自主性、抗干扰性和定轨误差方面存在短板的实际，提出了一种用航天器面阵光学载荷对自然天体（地球）进行观测获取自身位置信息的方法，该方法的有效运用和实施，对于降低地面测控站负担、去除航天器所受干扰和威胁、提高航天器自主运行能力等多方面具有重要的理论意义和实践意义。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