[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

说明书

技术领域

本发明涉及航天器自主导航系统，尤其是一种基于低轨平台跟踪测量的大椭圆轨道大范围机动航天器自主导航方法。

背景技术

目前，较为成熟的航天器自主导航方案主要有基于GNSS导航系统的卫星自主导航方案，基于红外地平仪/星敏测量的天文自主导航方案以及一些基于测量地球地理数据的低轨航天器自主导航方案。对于基于GNSS的大椭圆轨道航天器自主导航方案，由于其高轨段轨道高度高于GNSS 导航系统轨道故只能接收到地球背面的GNSS信号，故GNSS导航系统不适用于大椭圆轨道航天器高轨段，一般由于地球遮挡和链路损耗其有效可见导航信号不会超过4个且可见时段不长，该方法只有当彻底解决弱信号检测及捕获问题才能有效应用于实际工程。对于传统的基于星光角距测量的自主导航方案其导航精度取决于红外地平仪测量精度故精度不高，对于高轨卫星其定位精度理论上一般只能达到千米级别，对于大椭圆轨道卫星而言在高轨道运行期间其面临与高轨道卫星同样的问题，并且大椭圆轨道卫星在轨运行过程中其地球敏感视场变化范围从十几度变化至近百度，在此期间地平仪很难准确捕获地球地心矢量；另外对于大范围机动的大椭圆轨道运行的航天器其不断的机动修正引起的动态性也很容易导致地心矢量的不准确捕获，故基于大椭圆轨道航天器上述局限性传统天文自主导航方案很难达到一理想导航精度，因此有必要在传统自主导航理论基础上开发新的适用于大椭圆轨道航天器大范围机动情形的自主导航方案。

发明内容

针对现有航天器自主导航存在的不足之处，本发明的目的是提供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，它能实现大椭圆轨道大范围机动特性运行的自主导航，提高大椭圆轨道机动航天器自主运行能力。

为达到上述发明目的，本发明的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，包括如下步骤：

步骤一，获得轨道参数的最优估计值；

步骤二，建立滤波模型；

步骤三，分析对自主导航精度的影响。

所述的步骤一中，轨道参数的最优估计值的获得，是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。

所述的步骤二中，建立地心惯性系下的SINS误差方程作为大椭圆轨道机动航天器自主导航的状态方程，以平台跟踪测量得的机动航天器背景恒星星光角距和距离测量信息与星载SINS系统估计的星光角距信息和距离测量信息差值方程作为量测方程，滤波算法采用反馈间接卡尔曼滤波算法。

所述的步骤三中，分析自主导航精度，大椭圆机动航天器自主导航的定轨精度除受观测敏感器测量精度影响外，还与天基平台自主定轨精度有关。

本发明采用的导航方法，与现有技术相比，其优点和有益效果是：

1）在低轨平台高精度自主定轨的前提下，大椭圆机动航天器能依靠接收的航天器星光角距测量信息和距离测量信息结合星载SINS系统预估信息实现大椭圆轨道高轨段高精度自主导航。

2）能有效消除轨道动力学特性急剧变化以及大范围机动特性对传统自主导航带来的影响。

附图说明

图1.是本发明的基于低轨平台跟踪测量的自主导航示意图；

图2.是本发明的自主导航算法原理图。

具体实施方式

本发明自主导航方法，提出了一种基于低轨平台跟踪观测的大椭圆机动航天器自主导航方案，利用布置于低轨道具备高精度自主定轨能力的天基平台对大椭圆轨道机动航天器的实时跟踪测量完成大椭圆轨道航天器自主导航。本方法可有效解决大椭圆轨道航天器大范围机动运行自主导航问题。

1)获得轨道参数的最优估计值：

如图1所示，基于低轨天基平台实时跟踪观测的大椭圆轨道机动航天器自主导航方法，其主要原理和过程为：首先天基平台通过高精度伺服控制装置实时控制自带光学敏感器跟踪拍摄轨道机动航天器并计算天基平台与轨道机动航天器的连线矢量坐标，同时光学敏感器通过星图匹配算法解算拍摄背景恒星矢量信息，与平台机动航天器连线矢量构成星光角距测量信息，同时天基平台通过星上测距通信系统完成与轨道机动航天器的伪距测量；一旦天基平台完成对机动航天器的拍摄测量即将所测得星光角距量测信息，伪距测量信息以及天机平台实时轨道参数和所观测背景恒星星历信息发送至轨道机动航天器；最后航天器根据接收的量测信息结合星载SINS预估的状态信息根据最优滤波算法估计得轨道机动航天器的轨道根数最优估计值。