專利名稱：：一種航天器天文/多普勒組合導航方法
技術領域：
：本發明涉及一種航天器的導航方法，可用于對地觀測、通訊、定位導航等地球衛星及載人航天器導航參數的精確確定。
背景技術：
：目前，地球衛星、載人航天器主要依靠地面站測控方法(多普勒方法)進行定位導航。由于受地理條件的限制，對中低軌道航天器，國內地面站可測控的軌道弧段很短，難以實現整個軌道的定位導航；對遠距離的航天器又存在長時延、測角精度低等問題。同時地面系統也有遭到破壞和干擾，航天器與地面的信息傳輸發生中斷阻塞的可能。為了確保航天器飛行的安全性和可靠性，各航天大國都在積極發展各種不依賴地面無線電測控的航天器的自主導航技術，以提高航天器的自主運行、自主管理和在軌生存能力。目前航天器的自主導航方法包括利用磁力計，雷達，GPS，星間鏈路和天文導航方法。其中前兩種方法更適合用于低軌道(LEO)的航天器。GPS和星間鏈路雖然可進行實時導航且達到較高的精度，但是航天器必須依賴其他航天器提供量測信息，從某種意義上說，它們不能算是一種完全自主的導航方法。天文導航是利用天體敏感器測得的天體(地球、太陽、其他行星和恒星)方位信息進行航天器位置計算的一種完全自主的定位導航方法。由于其具有僅需利用現有的航天器姿態敏感部件星敏感器和地平儀，而不需額外增加其它硬件設備，即可同時提供姿態和位置信息；不僅適用于低軌衛星而且適用于高軌衛星和深空探測器等優點，而備受青睞，得到廣泛的關注。但由于天文導航僅使用天體與航天器間的角度觀測信息，受天體敏感器精度的制約，導航精度不很高。且由于航天器自主天文導航系統模型存在確定性誤差和隨機誤差，無法準確建立導航系統的狀態模型。因此會導致輸出的導航信息精度不高，甚至可能出現濾波器發散的情況。綜上，目前地球衛星及載人航天器常用的多普勒方法存在不自主，可測控軌道短，且不適合長距離測控的缺點，而天文導航受天體敏感器精度及系統模型的限制，導航精度不高。
發明內容本發明要解決的技術問題是克服現有方法的不足，提供一種精度高、可靠性強的地球衛星、載人航天器自主天文導航方法。本發明解決其技術問題所采用的技術方案為分別采用天文導航方法和單程多普勒方法得到航天器的位置和速度參數，采用Unscented卡爾曼濾波方法對用天文導航方法獲得的航天器的位置和速度參數和用多普勒方法獲得的航天器的位置和速度參數進行聯合濾波，得到航天器的位置和速度參數，根據所述通過聯合濾波得到的航天器的位置和速度參數對航天器進行導航。具體包括以下步驟(1)建立基于軌道動力學的航天器狀態方程；(2)建立分別以星光折射視高度ha和星光角距α為量測量的量測方程；(3)建立以多普勒頻移為量測量的量測方程；(4)對以上狀態方程及三個量測方程進行離散化；(5)用狀態方程分別與以星光折射視高度ha為量測量的量測方程和以星光角距α為量測量的量測方程組成兩個子濾波器，并用Unscented卡爾曼濾波算法聯合濾波組成第一主濾波器；(6)用狀態方程與以多普勒頻移為量測量的量測方程組成第二主濾波器；(7)用Unscented卡爾曼濾波算法對所述第一主濾波器和第二主濾波器進行聯合濾波，并輸出導航信息。所述的步驟(2)中星光折射視高度ha同實際高度hg之間的關系如下ha＝Re(μg-1)+μghg(1)其中，Re為地球半徑；μg為高度hg處的折射指數。所述步驟(3)中的多普勒頻移量測量采用單程多普勒方法實現在航天器上安裝一個接收機，用于接收地面站或跟蹤與數據中繼衛星發射的無線電信號。所述步驟(5)中的兩個子濾波器，在濾波過程中得到的兩個局部估計值Xi(k)(i＝1，2)和估計誤差Pi(k)(k＝1，2)，在主濾波器中按下式進行融合，得到全局狀態估計值和全局估計誤差均方差陣分別為Xg^(k)=[Pg(k)P1-1(k)X1(k)+P2-1(k)X2(k)],---(2)]]>Pg(k)=[P1-1(k)+P2-1(k)]-1,---(3)]]>然后將全局估計結果反饋給兩個子濾波器，作為k時刻兩個子濾波器的估計值X^i(k)=X^g(k)---(4)]]>Qi-1(k)=βiQg-1(k)---(5)]]>Pi-1(k)=βiPg-1(k)---(6)]]>β1+β2＝1(i＝1，20≤βi≤1)(7)其中，Q(k)＝E[w(k)w(k)T]為狀態模型噪聲的協方差陣。βi為信息分配因子。所述信息分配因子的選擇方法為滿足信息守恒公式β1+β2＝1(i＝1，20≤βi≤1)的前提下與局部濾波器的濾波精度成正比，采用基于估計誤差矩陣戶的范數的動態分配信息因子的算法，令βi(k)=(||Pi(k-1)||F)-1Σi=12(||Pi(k-1)||F)-1---(8)]]>式中，‖·‖F為Frobenius范數，即對于任意矩陣A，||A||F=Σdiag(AT·A).]]>所述天文導航方法采用直接敏感地平和間接敏感地平相結合的方法。本發明的原理是自主天文導航系統的狀態方程X(t)＝f(X，t)+w(t)(9)式中，狀態矢量X＝[xyzvxvyvz]T，x，y，z，vx，vy，vz分別為衛星在X、Y、Z三個方向的位置和速度；狀態模型噪聲w=[wx,wy,wz,wvx,wvy,wvz]T]]>如圖2所示，間接敏感地平的觀測量采用星敏感器間接測量得到的星光折射視高度ha，直接敏感地平的觀測量采用星敏感器和紅外地平儀測得的星光角距α。量測方程分別為z1=ha=r2-u2+utan(R)-Re-a+v1---(10)]]>z2=α=arccos(-rs·srs)+v2---(11)]]>其中，μ為折射指數；R為折射角(rad)；Re為地球半徑；v1、v2為高斯型量測噪聲；rs是地心慣性坐標系中航天器的位置矢量；s為導航星星光方向的單位矢量。通過測量地面站發射的固定頻率的無線電信號到達航天器時的多普勒頻移，可以獲得航天器與地面站間的相對速度ρ，其量測方程為Z3(t)=h3[X(t),t]+V3(t)=1ρ(r-R)(v-we×R)+v3---(12)]]>式中，r和R分別為航天器和地面站在地心慣性球坐標系中的位置矢量；v為航天器的速度；we為地球自轉矢量；v3為高斯型量測噪聲。用狀態方程(9)和量測方程(10)組成第一個子濾波器，狀態方程(9)和量測方程(11)組成第二個子濾波器。用Unscented卡爾曼濾波算法進行聯合濾波。當沒有折射星出現時，對第二個子濾波器進行時間更新和量測更新，第一個子濾波器只進行時間更新；當觀測到折射星時，對兩個子濾波器同時進行時間更新和量測更新。經過離散化并行運算的濾波器處理，得到的兩個局部估計值Xi(k)(i＝1，2)和估計誤差Pi(k)(k＝1，2)，在第一個主濾波器中進行融合，得到全局估計值后將全局估計結果反饋給兩個子濾波器，作為k時刻兩個子濾波器的估計值。將第一和第二主濾波器同樣用上述方法進行融合，即將其視為上述方法中的兩個子濾波器，再進行融合。信息分配因子選擇的基本原則是在滿足信息守恒公式的前提下與局部濾波器的濾波精度成正比，為了使自主天文導航系統具有更強的自適應能力和容錯能力，使用基于估計誤差矩陣P的范數的動態分配信息因子的算法。本發明與現有技術相比的優點在于本發明將直接敏感地平和星光折射間接敏感地平相結合，此天文導航方法具有相對較高的觀測精度，并能提供實時連續的觀測信息。單程多普勒方法不需轉發無線電信號，降低了設備的復雜性，且提高了系統的自主性和可靠性，將兩者相結合，并用Unscented卡爾曼濾波算法進行聯合濾波，可以有效的提高導航系統的精度和可靠性，實現地球衛星及載人航天器的全弧段精確定位。圖1為本發明的一種實施例的流程圖。圖2為本發明采用的天文導航方法——直接敏感和間接敏感地平相結合方法的觀測量示意圖。具體實施例方式如圖1所示，本發明的具體實施方法如下1、建立基于軌道動力學的航天器狀態方程。初始化位置、速度，按如下方程建立軌道動力學模型(系統狀態方程)dxdt=vxdydt=vydzdt=vzdvxdt=-μxr3[1-J2(Rer)(7.5z2r2-1.5)]+ΔFxdvydt=-μyr3[1-J2(Rer)(7.5z2r2-1.5)]+ΔFydvzdt=-μzr3[1-J2(Rer)(7.5z2r2-4.5)]+ΔFz---(13)]]>r=x2+y2+z2]]>簡寫為X(t)＝f(X，t)+w(t)(14)式中，狀態矢量X＝[xyzvxvyvz]T，x，y，z，vx，vy，vz分別為航天器在X、Y、Z三個方向的位置和速度；μ是地心引力常數；r是衛星位置參數矢量；J2為地球引力系數；ΔFx，ΔFy，ΔFz為地球非球形攝動的高階攝動項和日、月攝動以及太陽光壓攝動和大氣攝動等攝動力的影響。2、建立分別以星光折射視高度ha和星光角距α為量測量的量測方程。如圖2所示，間接敏感地平導航子系統的觀測量采用星敏感器間接測量得到的星光折射視高度ha，直接敏感地平導航子系統的觀測量采用星敏感器和紅外地平儀測得的星光角距α。量測方程分別為zl=ho=r2-u2+utan(δ)-Re-α+v1---(15)]]>z2=α=arccos(-r·sr)+v2---(16)]]>其中，μ為折射指數；δ為折射角(rad)；Re為地球半徑；v1、v2為高斯型量測噪聲；rs是地心慣性坐標系中航天器的位置矢量；s為導航星星光方向的單位矢量。3、建立以多普勒頻移為量測量的量測方程。通過測量地面站發射的固定頻率的無線電信號到達航天器時的多普勒頻移，可以獲得航天器與地面站間的相對速度ρ，其具體原理如下式中，c為光速，f0為地面站發射的無線電信號的固有頻率，f′為航天器上的接收機接收到的無線電信號的頻率，δfatm為大氣層對信號的時延。δf0為由信號源本振頻率的漂移引起的誤差，由于目前地面站多采用USO(UltraStableOscillators)該誤差的量級很小，vm為儀器的量測噪聲。由于ρ＝r-R，所以令Z3＝[ρ]，則可得多普勒導航系統的量測方程為Z3(t)=h3[X(t),t]+V3(t)=1ρ(r-R)(v-we×R)+v3---(18)]]>式中，r和R分別為航天器和地面站在地心慣性球坐標系中的位置矢量，v為航天器的速度，we為地球自轉矢量；v3為綜合量測噪聲。4、對以上狀態方程及三個量測方程進行離散化。X(k+1)＝F(X(k)，u(k)，k)+w(k)(19)Z1(k)＝h1[X(k)，k]+v1(k)(20)Z2(k)＝h2[X(k)，k]+v2(k)(21)Z3(k)＝h3[X(k)，k]+v3(k)(22)式中，Z1(k)為折射視高度，Z2(k)為星光角距，Z3(k)為多普勒頻移。狀態模型噪聲的協方差陣為E[w(k)w(k)T]＝Q(k)，量測噪聲的協方差陣為E[v1(k)v1(k)T]＝R1(k)，E[v2(k)v2(k)T]＝R2(k)，w，v1，v2和v3互不相關。5、用狀態方程分別與以星光折射視高度ha為量測量的量測方程和以星光角距α為量測量的量測方程組成兩個子濾波器，并用Unscented卡爾曼濾波算法進行信息融合組成第一主濾波器。具體步驟如下a.用狀態方程(19)和量測方程(20)組成第一個子濾波器，狀態方程(19)和量測方程(21)組成第二個子濾波器。b.用自適應的遺傳粒子濾波算法進行聯合濾波。當沒有折射星出現時，對第二個子濾波器進行時間更新和量測更新，第一個子濾波器只進行時間更新；當觀測到折射星時，對兩個子濾波器同時進行時間更新和量測更新。在濾波過程中得到的兩個局部估計值Xi(k)(i＝1，2)和估計誤差Pi(k)(k＝1，2)，在主濾波器中按下式進行融合，得到全局狀態估計值和全局估計誤差均方差為分別Xg^(k)=Pg(k)[P1-1(k)X1(k)+P2-1(k)X2(k)]---(23)]]>Pg(k)=[P1-1(k)+P2-1(k)]-1---(24)]]>c.將全局估計結果反饋給兩個子濾波器，作為k時刻兩個子濾波器的估計值X^i(k)=X^g(k)---(25)]]>Qi-1(k)=βiQg-1(k)---(26)]]>Pi-1(k)=βiPg-1(k)---(27)]]>β1+β2＝1(i＝1，20≤βi≤1)(28)其中，βi為信息分配因子。d.信息分配因子選擇的基本原則是在滿足信息守恒公式的前提下與局部濾波器的濾波精度成正比，為了使自主天文導航系統具有更強的自適應能力和容錯能力，使用基于估計誤差矩陣戶的范數的動態分配信息因子的算法。令βi(k)=(||Pi(k-1)||F)-1Σi=12(||Pi(k-1)||F)-1---(29)]]>式中，‖·‖F為Frobenius范數，即對于任意矩陣A，||A||F=Σdiag(AT·A)]]>6、用狀態方程與以多普勒頻移為量測量的量測方程組成第二主濾波器。將第一和第二主濾波器同樣用上述方法進行融合，即將其視為上述方法中的兩個子濾波器，用步驟5中的算法再次進行融合。7、輸出位置，速度信息。按照上述步驟1～6進行計算機仿真，建立軌道動力學方程，量測方程利用Unscented卡爾曼濾波即可完成對地球衛星的位置、速度估計。輸出狀態矢量X＝[xyzvxvyvz]T的估計值X^=x^y^z^v^xv^yv^zT,]]>其中分別是對航天器在X、Y、Z三個方向的位置和速度x，y，z，vx，vy，vz的估計；并輸出估計方差矩陣P=[px,py,pz,pvx,pvv,pvz]T,]]>其中px，py，pz，pvx，pvy，pvz分別是航天器在X、Y、Z三個方向位置和速度的估計誤差方差。本發明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業技術人員公知的現有技術。權利要求1.一種航天器天文/多普勒組合導航方法，其特征在于分別采用天問導航方法和單程多普勒方法得到航天器的位置和速度參數，采用Unscented卡爾曼濾波方法對用天文導航方法獲得的航天器的位置和速度參數和用多普勒方法獲得的航天器的位置和速度參數進行聯合濾波，得到航天器的位置和速度參數，根據所述通過聯合濾波得到的航天器的位置和速度參數對航天器進行導航。2.根據權利要求1所述的航天器天文/多普勒組合導航方法，其特征在于具體包括以下步驟(1)建立基于軌道動力學的航天器狀態方程；(2)建立分別以星光折射視高度ha和星光角距α為量測量的量測方程；(3)建立以多普勒頻移為量測量的量測方程；(4)對以上狀態方程及三個量測方程進行離散化；(5)用狀態方程分別與以星光折射視高度ha為量測量的量測方程和以星光角距α為量測量的量測方程組成兩個子濾波器，并用Unscented卡爾曼濾波算法聯合濾波組成第一主濾波器；(6)用狀態方程與以多普勒頻移為量測量的量測方程組成第二主濾波器；(7)用Unscented卡爾曼濾波算法對所述第一主濾波器和第二主濾波器進行聯合濾波，并輸出導航信息。3.根據權利要求2所述的航天器天文/多普勒組合導航方法，其特征在于所述的步驟(2)中星光折射視高度ha同實際高度hg之間的關系如下ha＝Re(μg-1)+μghg，其中，Re為地球半徑；μg為高度hg處的折射指數。4.根據權利要求2所述的航天器天文/多普勒組合導航方法，其特征在于所述步驟(3)中的多普勒頻移量測量采用單程多普勒方法實現在航天器上安裝一個接收機，用于接收地面站或跟蹤與數據中繼衛星發射的無線電信號。5.根據權利要求2所述的航天器天文/多普勒組合導航方法，其特征在于所述步驟(5)中的兩個子濾波器，在濾波過程中得到的兩個局部估計值Xi(k)(i＝l，2)和估計誤差Pi(k)(k＝1，2)，在主濾波器中按下式進行融合，得到全局狀態估計值和全局估計誤差均方差分別為X^g(k)=Pg(k)[P1-1(k)X1(k)+P2-1(k)X2(k)],]]>Pg(k)＝[P1-1(k)+P2-1(k)]-1，然后將全局估計結果反饋給兩個子濾波器，作為k時刻兩個子濾波器的估計值X^i(k)=X^g(k)]]>Qi-1(k)＝βiQg-1(k)Pi-1(k)＝βiPg-1(k)β1+β2＝1(i＝1，20≤βi≤1)其中，Q(k)＝E[w(k)w(k)T]為狀態模型噪聲的協方差陣。βi為信息分配因子。6.根據權利要求5所述的航天器天文/多普勒組合導航方法，其特征在于所述信息分配因子的選擇方法為滿足信息守恒公式β1+β2＝1(i＝1，20≤βi≤1)的前提下與局部濾波器的濾波精度成正比，采用基于估計誤差矩陣戶的范數的動態分配信息因子的算法，令βi(k)=(||Pi(k-1)||F)-1Σi=12(||Pi(k-1)||F)-1]]>式中，為Frobenius范數，即對于任意矩陣A，||A||F=Σdiag(AT·A).]]>7.根據權利要求1所述的航天器天文/多普勒組合導航方法，其特征在于所述天文導航方法采用直接敏感地平和間接敏感地平相結合的方法。全文摘要一種航天器天文/多普勒組合導航方法，涉及一種地球衛星及載人航天器的自主導航方法。該方法將自主天文導航和多普勒方法相結合，其中天文導航采用直接敏感地平和間接敏感地平相結合的方法，多普勒方法采用單程多普勒。并采用Unscented卡爾曼濾波(UKF)方法進行聯合濾波，估計航天器的位置、速度導航信息。可用于對地觀測、通訊、定位導航等地球衛星、載人航天器導航參數的精確確定。文檔編號G01C21/02GK1987356SQ200610165578公開日2007年6月27日申請日期2006年12月22日優先權日2006年12月22日發明者房建成,寧曉琳,武瑾媛,楊照華,宋婷婷申請人:北京航空航天大學