[发明专利]利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统

说明书

技术领域

本发明涉及航天器制导、导航技术领域，具体地说，是指一种利用背景天文参考信息的航天器相对导航方法。

背景技术

航天器相对导航制导技术一直是航天领域的一项关键技术，在航天器自主交会/接近任务中应用尤为突出。上世纪50年代美、苏为探月任务进行了航天器交会对接试验，那时主要依靠雷达和航天员参与完成相对导航和制导。从上世纪90年代开始，空间交会逐渐趋于自主化，日本进行了“工程试验-7”(ETS-VII)自主交会试验任务、美国进行了为航天器在轨服务的“自主交会技术验证”(DART)和“轨道快车”(Orbital Express)任务、欧空局进行了为空间站建设的“自主转移飞行器”(ATV)任务、美国和日本分别进行了“深度撞击”(Deep Impact)和“隼鸟”(Hayabusa)，美国还进行具有军事意义的XSS-10/11自主接近任务，中国也进行了“实践-12”自主交会试验任务。随着这些任务的开展，航天器相对导航技术及相关设备也得到了大力的发展。微波雷达或激光雷达(Lidar)可以测量得到目标的视线矢量方向角(方位角和俯仰角)和相对距离信息，为相对导航提供充足的信息，可以滤波解算出精确的目标相对位置和相对速度。视觉敏感器(AVGS)则只能感知目标的视线矢量方向角，但利用双目视觉成像原理，也可以滤波解算出目标的相对位置和姿态运动信息。对于合作目标间的航天器相对导航，还可以利用GPS信号差分解算出目标的相对运动信息。

然而，现有相对导航敏感器都是在其安装坐标系下测量目标视线矢量，获得的是导航敏感器安装坐标系下的目标方位角和俯仰角。为了解算惯性坐标系下或轨道坐标系下目标的相对位置，必须将敏感器安装坐标系下测量得到的目标视线矢量转换到惯性坐标系或轨道坐标系下，因此就会引入敏感器的安装误差和航天器的姿态确定误差，影响相对导航的精度。

发明内容

为了解决现有引入敏感器的安装误差和航天器的姿态误差对相对导航精度的影响，本发明设计了一种通过可见光敏感器测量目标航天器100及目标天文背景300的信息，然后利用参考天体400在惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的指向，以及目标航天器100与参考天体400之间的夹角，最后结合目标航天器100相对于追踪航天器200的距离，采用滤波方法计算出目标航天器100在追踪航天器200的惯性坐标系O_CX_CY_CZ_C下的相对运动状态。本发明是一种利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的系统，该相对导航系统包括有目标航天器及参考天体的识别单元231、星图匹配识别单元232、焦平面上夹角关系确定单元233、相对轨道运动关系单元234和卡尔曼滤波解算单元235；该系统保存在导航计算机203的处理器内。

目标航天器及参考天体的识别单元231第一方面接收可见光敏感器201获得的目标天文背景300中的图像信息PC；第二方面采用基于局部熵的星体位置提取方法对图像信息PC，再通过线性内插方法获得目标航天器100在光学系统焦平面坐标系O_SX_SY_SZ_S上的目标航天器-像位置(x₁₀₀，y₁₀₀，0)和参考天体400在光学系统焦平面坐标系O_SX_SY_SZ_S上的参考天体-像位置第三方面将目标航天器-像位置(x₁₀₀，y₁₀₀，0)和参考天体-像位置输出给焦平面上夹角关系确定单元233；第四方面将参考天体-像位置输出给星图匹配识别单元232；