[发明专利]基于低轨平台跟踪测量的大椭圆机动航天器自主导航方法

权利要求书

1.基于低轨平台跟踪测量的大椭圆机动航天器自主导航方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一，获得轨道参数的最优估计值；运用布置于低轨道的天基平台，对大椭圆轨道机动航天器实时跟踪测量，得到的背景恒星星光角距信息和伪距测量信息作为量测信息，去校正星载SINS系统状态预估误差，得到轨道参数的最优估计值；

步骤二，建立滤波模型；(1)系统SINS误差状态方程：

其中，X(t)为组合导航系统的状态变量，F(t)为系统状态矩阵，G(t)为系统噪声驱动矩阵，W(t)为系统噪声向量；

X=[δx,δy,δz,δvx,δvy,δvz,φx,φy,φz,ϵbx,ϵby,ϵbz,ϵrx,ϵry,ϵrz,▿rx,▿ry,▿rz]]]>

其中，(δ_x，δ_y，δ_z)为三轴位置误差，(δv_x，δv_y，δv_z)为三轴速度误差，(φ_x，φ_y，φ_z)为三轴姿态角误差，(ε_bx，ε_by，ε_bz)为陀螺常值偏差，(ε_rx，ε_ry，ε_rz)为陀螺一阶马尔科夫误差，为加速计一阶马尔科夫误差；

F(t)=FN(t)FS(t)0FM(t)]]>

F_N(t)为位置误差、速度误差和姿态角误差间的系统矩阵；

FN(t)=03×3I3×303×3E3×303×3f3×303×303×303×3]]>

式中μ为地心引力常数；

为加速计测量值在本体系中的投影；

为本体系到坐标系转换矩阵；

T_g和T_a分别为陀螺和加速度计的一阶马尔科夫相关时间；

G(k)为系统噪声驱动矩阵：

G(t)≈000000Cbn000000l3×3000l3×3,]]>

系统的噪声向量：

W(t)＝[w_gx，w_gy，w_gz，w_rx，w_ry，w_rz，w_Vx，w_Vy，w_Vz]其中w_g、w_r、w_V分别为陀螺的测量白噪声，一阶马尔科夫测量白噪声和加速计一阶马尔科夫白噪声；

(2)低轨平台跟踪测量方程：

天基平台导航测量量包括星光角距测量和伪距测量，其量测方程如下：

星光角距测量方程：

Z₁(k)＝[Δt₁，....Δt_i]^T＝H₁(k)X+w₁(k)

H₁(k)为i×18维矩阵，i为所利用的恒星个数，w₁(k)为星光角距测量噪声，其中，

∂α∂x=-(sx·XB2+(sy·YB+sz·ZB)·XB-sx·bp)bp·bp-ap2]]>

∂α∂y=-(sx·YB2+(sx·XB+sz·ZB)·YB-sy·bp)bp·bp-ap2]]>

∂α∂z=-(sz·ZB2+(sx·XB+sy·YB)·ZB-sz·bp)bp·bp-ap2]]>

其中，ap＝X_B·s_x+Y_B·s_y+Z_B·s_z，bp＝X_B²+Y_B²+Z_B²，X_B＝x-x_B，Y_B＝y-y_B，Z_B＝z-z_B；

测距量测方程为：

Z₂(k)＝H₂(k)X+w₂(k)

其中，H₂(k)矩阵为1×18维矩阵，且非零元素；

H21(k)=xbp,H22(k)=ybp,H23(k)=zbp;]]>

步骤三，分析对自主导航精度的影响。