基于低軌平臺跟蹤測量的大橢圓機動航天器自主導航方法
【專利摘要】本發明提供了基于低軌平臺跟蹤測量的大橢圓機動航天器自主導航方法，其包括步驟為：獲得軌道參數的最優估計值；建立濾波模型；分析對自主導航精度的影響。運用布置于低軌道的天基平臺通過高精度伺服跟蹤機構實時控制自帶光學敏感器跟蹤拍攝軌道機動航天器并計算測量航天器與背景恒星的星光角距，天基平臺通過星上測距通信系統完成與軌道機動航天器的距離測量；將測量信息發送至大橢圓軌道機動航天器；最后大橢圓軌道機動航天器結合星載SINS預估狀態信息根據最優濾波算法估計得到航天器的軌道參數最優值。本發明能實現高軌段高精度自主導航，能有效消除軌道動力學特性急劇變化以及大范圍機動特性對傳統自主導航帶來的影響。
【專利說明】基于低軌平臺跟蹤測量的大橢圓機動航天器自主導航方法
[0001]
【技術領域】
[0002]本發明涉及航天器自主導航系統，尤其是一種基于低軌平臺跟蹤測量的大橢圓軌道大范圍機動航天器自主導航方法。
[0003]【背景技術】
[0004]目前，較為成熟的航天器自主導航方案主要有基于GNSS導航系統的衛星自主導航方案，基于紅外地平儀/星敏測量的天文自主導航方案以及一些基于測量地球地理數據的低軌航天器自主導航方案。對于基于GNSS的大橢圓軌道航天器自主導航方案，由于其高軌段軌道高度高于GNSS導航系統軌道故只能接收到地球背面的GNSS信號，故GNSS導航系統不適用于大橢圓軌道航天器高軌段，一般由于地球遮擋和鏈路損耗其有效可見導航信號不會超過4個且可見時段不長，該方法只有當徹底解決弱信號檢測及捕獲問題才能有效應用于實際工程。對于傳統的基于星光角距測量的自主導航方案其導航精度取決于紅外地平儀測量精度故精度不高，對于高軌衛星其定位精度理論上一般只能達到千米級別，對于大橢圓軌道衛星而言在高軌道運行期間其面臨與高軌道衛星同樣的問題，并且大橢圓軌道衛星在軌運行過程中其地球敏感視場變化范圍從十幾度變化至近百度，在此期間地平儀很難準確捕獲地球地心矢量；另外對于大范圍機動的大橢圓軌道運行的航天器其不斷的機動修正引起的動態性也很容易導致地心矢量的不準確捕獲，故基于大橢圓軌道航天器上述局限性傳統天文自主導航方案很難達到一理想導航精度，因此有必要在傳統自主導航理論基礎上開發新的適用于大橢圓軌道航天器大范圍機動情形的自主導航方案。
[0005]
【發明內容】
[0006]針對現有航天器自主導航存在的不足之處，本發明的目的是提供基于低軌平臺跟蹤測量的大橢圓機動航天器自主導航方法，它能實現大橢圓軌道大范圍機動特性運行的自主導航，提高大橢圓軌道機動航天器自主運行能力。
[0007]為達到上述發明目的，本發明的基于低軌平臺跟蹤測量的大橢圓機動航天器自主導航方法，包括如下步驟:
步驟一，獲得軌道參數的最優估計值；
步驟二，建立濾波模型；
步驟三，分析對自主導航精度的影響。
[0008]所述的步驟一中，軌道參數的最優估計值的獲得，是運用布置于低軌道的天基平臺，對大橢圓軌道機動航天器實時跟蹤測量，得到的背景恒星星光角距信息和偽距測量信息作為量測信息，去校正星載SINS系統狀態預估誤差，得到軌道參數的最優估計值。
[0009]所述的步驟二中，建立地心慣性系下的SINS誤差方程作為大橢圓軌道機動航天器自主導航的狀態方程，以平臺跟蹤測量得的機動航天器背景恒星星光角距和距離測量信息與星載SINS系統估計的星光角距信息和距離測量信息差值方程作為量測方程，濾波算法采用反饋間接卡爾曼濾波算法。
[0010]所述的步驟三中，分析自主導航精度，大橢圓機動航天器自主導航的定軌精度除受觀測敏感器測量精度影響外，還與天基平臺自主定軌精度有關。
[0011]本發明采用的導航方法，與現有技術相比，其優點和有益效果是:
I)在低軌平臺高精度自主定軌的前提下，大橢圓機動航天器能依靠接收的航天器星光角距測量信息和距離測量信息結合星載SINS系統預估信息實現大橢圓軌道高軌段高精度自主導航。
[0012]2)能有效消除軌道動力學特性急劇變化以及大范圍機動特性對傳統自主導航帶來的影響。
[0013]
【專利附圖】
【附圖說明】
[0014]圖1.是本發明的基于低軌平臺跟蹤測量的自主導航示意圖；
圖2.是本發明的自主導航算法原理圖。
[0015]
【具體實施方式】
[0016]本發明自主導航方法，提出了一種基于低軌平臺跟蹤觀測的大橢圓機動航天器自主導航方案，利用布置于低軌道具備高精度自主定軌能力的天基平臺對大橢圓軌道機動航天器的實時跟蹤測量完成大橢圓軌道航天器自主導航。本方法可有效解決大橢圓軌道航天器大范圍機動運行自主導航問題。
[0017]I)獲得軌道參數的最優估計值:
如圖1所示，基于低軌天基平臺實時跟蹤觀測的大橢圓軌道機動航天器自主導航方法，其主要原理和過程為:首先天基平臺通過高精度伺服控制裝置實時控制自帶光學敏感器跟蹤拍攝軌道機動航天器并計算天基平臺與軌道機動航天器的連線矢量坐標BA ,同時光學敏感器通過星圖匹配算法解算拍攝背景恒星矢量信息SC ,與平臺機動航天器連線矢量構成星光角距<2測量信息，同時天基平臺通過星上測距通信系統完成與軌道機動航天器的偽距測量；一旦天基平臺完成對機動航天器的拍攝測量即將所測得星光角距量測信息，偽距測量信息以及天機平臺實時軌道參數和所觀測背景恒星星歷信息發送至軌道機動航天器；最后航天器根據接收的量測信息結合星載SINS預估的狀態信息根據最優濾波算法估計得軌道機動航天器的軌道根數最優估計值。
[0018]基于天基平臺觀測的軌道機動航天器自主導航其星光角距測量為:
【權利要求】
1.基于低軌平臺跟蹤測量的大橢圓機動航天器自主導航方法，其特征在于包括如下步驟: 步驟一，獲得軌道參數的最優估計值； 步驟二，建立濾波模型； 步驟三，分析對自主導航精度的影響。
2.如權利要求1所述的航天器自主導航方法，其特征在于:所述的步驟一中，軌道參數的最優估計值的獲得，是運用布置于低軌道的天基平臺，對大橢圓軌道機動航天器實時跟蹤測量，得到的背景恒星星光角距信息和偽距測量信息作為量測信息，去校正星載SINS系統狀態預估誤差，得到軌道參數的最優估計值。
3.如權利要求1所述的航天器自主導航方法，其特征在于:所述的步驟二中，建立地心慣性系下的SINS誤差方程作為大橢圓軌道機動航天器自主導航的狀態方程，以平臺跟蹤測量得的機動航天器背景恒星星光角距和距離測量信息與星載SINS系統估計的星光角距信息和距離測量信息差值方程作為量測方程，濾波算法采用反饋間接卡爾曼濾波算法。
4.如權利要求1所述的航天器自主導航方法，其特征在于:所述的步驟三中，分析自主導航精度，大橢圓機動航天器自主導航的定軌精度除受觀測敏感器測量精度影響外，還與天基平臺自主定軌精度有關。
【文檔編號】G01C21/24GK103968844SQ201310040914
【公開日】2014年8月6日 申請日期:2013年2月4日 優先權日:2013年2月4日
【發明者】陳少華, 韓飛, 彭楊, 楊文博, 賀亮, 吳蕊 申請人:上海新躍儀表廠