基于地球高轨‑地月平动点异构星座的航天器导航方法与流程

技术特征：

1.一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步，对异构星座进行空间配置：将航天器配置在地球的高轨与地月平动点处，由地球高轨与地月平动点处的航天器共同构成异构星座；

第二步，实现异构星座的自主导航：

2.1)根据异构星座中各航天器的动力学模型建立异构星座的状态方程；

2.2)使异构星座中的两颗航天器接收同一脉冲星的脉冲信号，同时该两颗航天器进行星间测距，建立基于脉冲差分观测和星间测距观测的异构星座观测方程；

2.3)采用非线性滤波算法处理动力学模型与观测信息，对异构星座中的各航天器状态进行估计，实现异构星座的自主导航；

第三步，实现地月空间航天器的自主导航：

以实现了自主导航的异构星座作为航天器的导航基准，地月空间航天器通过与异构星座中的航天器相互通信，即可获得相应的导航信息，实现自主导航。

2.根据权利要求1所述的一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，第2.1步中建立异构星座的状态方程具体为：

根据式1所示的地球高轨动力学方程及式2所示的平动点轨道动力学方程，建立式4所示的异构星座的状态方程；

式1中，μ_E为地球的引力常数，r_i为第i个航天器距离地球质心的距离，v_i为第i个航天器的速度；

式2中：

x、y、z分别为地月旋转坐标系中，地月平动点航天器的位置矢量在坐标系三轴的分量，v_x,v_y,v_z为地月平动点处航天器的速度矢量在坐标系三轴的分量，w_x,w_y,w_z、为状态噪声；分别为地月平动点处的航天器相对于地球与月亮的距离，μ＝m₂/(m₁+m₂)为系统的质量比参数，m₁、m₂分别为地球与月亮的质量；

根据上述式1的二体轨道动力学模型和式2的圆形限制性三体轨道的动力学模型，可以分别得到异构星座中位于地球高轨与地月旋转坐标系的航天器的状态方程，记为式4：

3.根据权利要求2所述的一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，第2.2步中建立异构星座的观测方程具体为：

异构星座中的两颗航天器接收同一脉冲星的脉冲信号，基于式5计算两个航天器的脉冲到达时间的差分量，该时间差分量反映了两颗航天器相对于SSB的位置在该脉冲星方向的投影距离，即得到两航天器的相对位置与该脉冲星之间的位置关系，基于该位置关系构建观测方程：

其中，脉冲到达航天器的时间与脉冲到达SSB时间的转换方程如式5：

式5中，t_SC是脉冲信号到达航天器的时间；n是脉冲星位置矢量；r_SC是航天器相对于SSB的位置矢量；c是光速；D₀是脉冲星在基准传播时间T₀时的位置；b是SSB相对于太阳质心的位置矢量；μ_s为太阳引力常数；

对于航天器A与航天器B，到达航天器的时间转换到SSB的绝对测量模型分别表示为式6与式7：

式6与式7两式相减，得到脉冲到达两航天器相对观测模型的一阶简化表达式如式8：

n·Δr_AB＝c·δt^AB (式8)

式8中，Δr_AB为两颗航天器之间的相对距离，n为脉冲星的方向矢量，δt^AB为两颗航天器接收脉冲信号的时延；

异构星座中的两颗航天器接收同一脉冲星的脉冲信号时，同时进行星间测距观测，星间测距原理如式10如示，基于此建立基于星间测距的观测方程，记为式9：

z_t＝g(x_t)+v_t (式9)

g(x_t)＝||r_A-r_B||+c(δt_A-δt_B) (式10)

式10中，r_A、r_B分别为航天器A、B的位置，δt_A、δt_B分别为航天器A、B的钟差，c为光速。

4.根据权利要求3所述的一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，在得到状态方程后，利用非线性滤波算法对系统的状态进行估计，具体以扩展卡尔曼滤波方法进行计算，扩展卡尔曼滤波方法的计算流程包括以下步骤：

4.1)滤波初始化，根据航天器的状态估计信息，给出状态变量及其相应误差协方差仿真初始值P_0|0；

4.2)时间更新，根据前一时刻给出的状态估计值和误差方差阵，结合轨道动力学模型，更新当前时刻的状态变量和相应的误差方差阵，具体如式11：

4.3)观测更新，根据观测量对当前时刻状态的预估值进行修正，得到当前状态的估计值及其相应的误差协方差阵，具体如式12：

4.4)结果输出，输出当前时刻系统状态估计值和协方差矩阵P_1|1。

5.根据权利要求1～4中任意一项所述的一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，所述地月空间航天器上搭载星间测距设备，地月空间航天器通过与异构星座中的航天器之间进行星间测距，获得相应的导航信息，实现导航。

6.根据权利要求5所述的一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，地月空间航天器经观测异构星座中的航天器，具体为：

先根据地月空间航天器的轨道动力学方程建立地月空间航天器的状态方程，并根据星间测距原理建立如式13所示的地月空间航天器观测方程：

g_A,H(x)＝||r_H-r_A||+c(δt_H-δt_A) (式13)

式13中，r_A为异构星座航天器A的位置矢量，r_H为地月空间航天器H的位置矢量，δt_A、δt_H分别为异构星座航天器A与地月空间航天器H的钟差，c为光速；

再利用扩展卡尔曼滤波器对地月空间航天器的动力学信息与观测信息进行处理，实现地月空间航天器的自主导航。