低轨卫星星座自主导航方法及其系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种低轨卫星星座自主导航方法，包含以下步骤：S1、以观测卫星的位置速度和目标卫星的位置速度作为待估状态量，建立自主导航系统的状态方程；S2、观测卫星获取磁场矢量及观测卫星与目标卫星之间的目标卫星相对矢量和星间伪距；S3、根据磁场矢量和目标卫星相对矢量，计算得到角距；S4、根据星间伪距和角距建立自主导航系统的量测方程；S5、根据已建立的自主导航系统的状态方程和自主导航系统的量测方程，利用预设算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。本发明还公开了一种低轨卫星星座自主导航系统。本发明能够完成低轨卫星星座高精度自主导航，自主性强、成本低、可靠性高。
【专利说明】
低轨卫星星座自主导航方法及其系统
技术领域
[0001 ] 本发明涉及卫星星座整网定轨技术，尤其涉及一种低轨卫星星座自主导航方法及 其系统，具体涉及一种基于星间测量联合磁测约束的低轨卫星星座高精度自主导航方法及 其系统。
【背景技术】
[0002] 低轨卫星星座能够弥补天基高轨星座和地面预警系统对导弹目标的观测缝隙，从 而实现对目标的全程持续跟踪，如美国的空间跟踪与监视系统;能够覆盖陆、海、空、天多维 空间，支持话音、数据、短消息等多种业务类型，满足数字化战场对信息传输实时性、作战地 域广泛性以及终端小型化的要求，如低轨星座卫星通信系统。为保障低轨星座在地面站布 设受限、甚至战时被摧毁情况下仍然能够有效地发挥作用，必须使星座具备较长时间的自 主运行能力。因此，低轨星座卫星自主导航作为星座自主运行的前提至关重要。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的在于提供一种低轨卫星星座自主导航方法及其系统，能够完成低轨 卫星星座高精度自主导航，自主性强、成本低、可靠性高。
[0004] 为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：一种低轨卫星星座自主导航 方法，用于自主导航系统中，其特点是，包含以下步骤：
[0005] S1、以观测卫星的位置速度和目标卫星的位置速度作为待估状态量，建立自主导 航系统的状态方程；
[0006] S2、观测卫星获取磁场矢量及观测卫星与目标卫星之间的目标卫星相对矢量和星 间伪距；
[0007] S3、根据磁场矢量和目标卫星相对矢量，计算得到角距；
[0008] S4、根据星间伪距和角距建立自主导航系统的量测方程；
[0009] S5、根据已建立的自主导航系统的状态方程和自主导航系统的量测方程，利用预 设算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自 主导航。
[0010] 所述的步骤S1中以观测卫星的位置速度状态量和目标卫星的位置速度状态量，仅 考虑二阶带谐项建立低轨卫星星座自主导航系统的状态方程，表示为：
[0011]
[0012] 式中，Χι表示观测卫星的位置速度状态量，X2表示目标卫星的位置速度状态量，A fi表示地球非球形引力高阶摄动，△ f2表示日月光压摄动。
[0013] 所述的步骤S3中，根据磁场矢量和相对矢量，计算角距的公式为：
[0014]
[0015] 式中，am表示角距，Bb表示卫星本体系下磁场矢量，Δ Xb表示卫星本体系下目标卫 星的相对矢量。
[0016] 所述的步骤S4中包含：
[0017] S4.1、根据角距观测量建立第一量测方程；
[0018] S4.2、根据星间伪距观测量建立第二量测方程；
[0019] S4.3、结合第一量测方程与第二量测方程，建立低轨卫星星座自主导航系统的量 测方程。
[0020] 所述的步骤S4.1中第一量测方程表示为：
[0021] am=ac+vi
[0022] 式中，am表示角距，ac表示惯性系下磁场矢量与目标卫星相对矢量的角距， V1表示 角距量测噪声；表示惯性系到经炜度表示 ；II 1
的地理系的转移矩阵，./& Π 表示将观测卫星状态参数转换为地理系后，带入地磁场模型 得到的表达式，Δ xiiXi-fe表示惯性下目标卫星的相对矢量。
[0023]所述的步骤S4.2中第二量测方程表示为：
[0024]
[0025] 式中，pm表星间伪距，（^，71，21)表示观测卫星的位置坐标，（仏 72,22)表示目标卫 星的位置坐标，V2表示伪距量测噪声。
[0026]所述的步骤S4.3中低轨卫星星座自主导航系统的量测方程表示为：
[0027]
[0028] 式中，am表示角距，pm表星间伪距，Χ:表示观测卫星的位置速度状态量，X2表示目标 卫星的位置速度状态量，V表示角距量测噪声。
[0029]所述的预设算法为扩展卡尔曼滤波算法。
[0030] 一种低轨卫星星座自主导航系统，其特点是，包含：
[0031] 安装在观测卫星上的星间观测相机、磁强计及无线电收发机；
[0032] 计算模块，分别与观测相机和磁强计连接；
[0033] 卡尔曼滤波器，分别与计算模块和无线电收发机连接;其中
[0034] 所述的星间观测相机通过对目标卫星照相观测得到目标卫星相对矢量，所述的磁 强计用于获取磁场矢量，无线电收发机用于测量得到星间伪距，所述的计算模块用于根据 目标卫星相对矢量和磁场矢量计算得到角距，所述的卡尔曼滤波器用于根据角距和星间伪 距作为观测量，并采用扩展卡尔曼滤波算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星 座整网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。
[0035]本发明一种低轨卫星星座自主导航方法及其系统与现有技术相比具有以下优点： 不需要地面站支撑，完全依靠星间测量联合磁测约束结合轨道动力学递推完成星座的整网 定轨，自主性强；与现有的基于星间照相观测星座导航方法中的单机相比，星间观测相机和 磁强计的研制成本更低；低轨卫星星座观测卫星安装单机为磁强计和星间观测相机，其研 制技术和应用均较为成熟，而且计算其角距相对简单，因此自主导航系统的可靠性高。
【附图说明】
[0036]图1为本发明一种低轨卫星星座自主导航系统的整体结构示意图；
[0037]图2为本发明一种低轨卫星星座自主导航方法的流程图；
[0038] 图3为观测卫星量测示意图。
【具体实施方式】
[0039] 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。
[0040] 如图1所示，一种低轨卫星星座自主导航系统，包含：安装在观测卫星上的星间观 测相机100、磁强计200及无线电收发机300;计算模块400,分别与观测相机400和磁强计200 连接;卡尔曼滤波器500,分别与计算模块400和无线电收发机300连接;其中，所述的星间观 测相机100通过对目标卫星照相观测得到目标卫星相对矢量，所述的磁强计200用于获取磁 场矢量，无线电收发机300用于测量得到星间伪距，所述的计算模块400用于根据目标卫星 相对矢量和磁场矢量计算得到角距，所述的卡尔曼滤波器500用于根据角距和星间伪距作 为观测量，并采用扩展卡尔曼滤波算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整 网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。
[0041] 结合上述的低轨卫星星座自主导航系统，本发明还公开了一种低轨卫星星座自主 导航方法，如图2所示，包含以下步骤：
[0042] S1、以观测卫星的位置速度和目标卫星的位置速度作为待估状态量，建立自主导 航系统的状态方程。
[0043]以观测卫星的位置速度状态量和目标卫星的位置速度状态量(卫星轨道动力学方 程），仅考虑二阶带谐项建立低轨卫星星座自主导航系统的状态方程，表示为：
[0044]
[0045] 式中，Xi表不观测上里的位置速度状态量，X2表示目标卫星的位置速度状态量，Λ fi表示地球非球形引力高阶摄动，△ f2表示日月光压摄动。
[0046] S2、观测卫星获取磁场矢量及观测卫星与目标卫星之间的目标卫星相对矢量和星 间伪距，如图3所示。
[0047] S3、根据磁场矢量和目标卫星相对矢量，计算得到角距。
[0048]计算角距的公式为：
[0049]
[0050] 式中，am表示角距，Bb表示卫星本体系下磁场矢量，Δ Xb表示卫星本体系下目标卫 星的相对矢量。
[0051] S4、根据星间伪距和角距建立自主导航系统的量测方程。
[0052] S4.1、根据角距观测量建立第一量测方程。
[0053] 第一量测方程表示为：
[0054] am=ac+vi
[0055] 式中，am表示角距，a。表示惯性系下磁场矢量与目标卫星相对矢量的角距， V1表示 角距量测噪声
'表示惯性系到经炜度表示 的地理系的转移矩阵，./&(，表示将观测卫星状态参数转换为地理系后，带入地磁场模型 得到的表达式，Δ xiiXi-fe表示惯性下目标卫星的相对矢量。
[0056] S4.2、根据星间伪距观测量建立第二量测方程。
[0057] 第二量测方程表示为：
[0058]
[0059] 式中，pm表星间伪距，（X1，yi，Z1)表示观测卫星的位置坐标，（ X2，y2，z2)表示目标卫 星的位置坐标，V2表示伪距量测噪声。
[0060] S4.3、结合第一量测方程与第二量测方程，建立低轨卫星星座自主导航系统的量 测方程。
[0061] 低轨卫星星座自主导航系统的量测方程表示为：
[0062]
[0063] 式中，am表示角距，pm表星间伪距，Χ:表示观测卫星的位置速度状态量，X2表示目标 卫星的位置速度状态量，V表示角距量测噪声。
[0064] S5、根据已建立的自主导航系统的状态方程和自主导航系统的量测方程，利用预 设算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自 主导航。
[0065]在本实施例中，较佳地，预设算法为扩展卡尔曼滤波算法。
[0066] 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。
【主权项】
1. 一种低轨卫星星座自主导航方法，用于自主导航系统中，其特征在于，包含W下步 骤： 51、 W观测卫星的位置速度和目标卫星的位置速度作为待估状态量，建立自主导航系 统的状态方程； 52、 观测卫星获取磁场矢量及观测卫星与目标卫星之间的目标卫星相对矢量和星间伪 距； 53、 根据磁场矢量和目标卫星相对矢量，计算得到角距； 54、 根据星间伪距和角距建立自主导航系统的量测方程； 55、 根据已建立的自主导航系统的状态方程和自主导航系统的量测方程，利用预设算 法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整网定轨，完成低轨卫星星座的自主导 航。2. 如权利要求1所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S1中W观 测卫星的位置速度状态量和目标卫星的位置速度状态量，仅考虑二阶带谐项建立低轨卫星 星座自主导航系统的状态方程，表示为：式中，沿表示观测卫星的位置速度状态量，恥表示目标卫星的位置速度状态量，Afi表 示地球非球形引力高阶摄动，Δ f2表示日月光压摄动。3. 如权利要求1所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S3中，根 据磁场矢量和相对矢量，计算角距的公式为：式中，日m表示角距，扣表示卫星本体系下磁场矢量，Δ Xb表示卫星本体系下目标卫星的 相对矢量。4. 如权利要求1所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S4中包 含： 54.1、 根据角距观测量建立第一量测方程； 54.2、 根据星间伪距观测量建立第二量测方程； 54.3、 结合第一量测方程与第二量测方程，建立低轨卫星星座自主导航系统的量测方 程。5. 如权利要求4所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S4.1中第 一量测方程表示为： 日m =日C+V1 式中，am表示角距，α。表示惯性系下磁场矢量与目标卫星相对矢量的角距，VI表示角距 量测噪声；其中巧:=/A.(C,eXi)，C7表示惯性系到经缔度表示的 地理系的转移矩阵，/a 表示将观测卫星状态参数转换为地理系后，带入地磁场模型得 到的表达式，Δ xi = Xi-X2表示惯性下目标卫星的相对矢量。6. 如权利要求4所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S4.2中第 二量测方程表示为：式中，Pm表星间伪距，（XI，y 1，Z1)表示观测卫星的位置坐标，（X2，y2，Z2 )表示目标卫星的 位置坐标，V2表示伪距量测噪声。7. 如权利要求4所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的步骤S4.2中低 轨卫星星座自主导航系统的量测方程表示为：式中，日m表示角距，Pm表星间伪距，沿表示观测卫星的位置速度状态量，&表示目标卫星 的位置速度状态量，V表示角距量测噪声。8. 如权利要求1所述的低轨卫星星座自主导航方法，其特征在于，所述的预设算法为扩 展卡尔曼滤波算法。9. 一种低轨卫星星座自主导航系统，其特征在于，包含： 安装在观测卫星上的星间观测相机、磁强计及无线电收发机； 计算模块，分别与观测相机和磁强计连接； 卡尔曼滤波器，分别与计算模块和无线电收发机连接;其中 所述的星间观测相机通过对目标卫星照相观测得到目标卫星相对矢量，所述的磁强计 用于获取磁场矢量，无线电收发机用于测量得到星间伪距，所述的计算模块用于根据目标 卫星相对矢量和磁场矢量计算得到角距，所述的卡尔曼滤波器用于根据角距和星间伪距作 为观测量，并采用扩展卡尔曼滤波算法估计观测卫星和目标卫星的导航参数，进行星座整 网定轨，完成低轨卫星星座的自主导航。
【文档编号】G01C21/02GK105973232SQ201610570901
【公开日】2016年9月28日
【申请日】2016年7月19日
【发明人】谭龙玉, 孙俊, 彭杨, 王兆龙, 陈晓锦
【申请人】上海航天控制技术研究所