[发明专利]一种基于阵列天线的微小卫星编队自主相对导航方法

说明书

技术领域

本发明属于微小卫星编队自主导航领域，涉及一种基于阵列天线的微小卫星编队自主相对导航方法。

背景技术

随着先进的微电子、数据处理与存储、遥感和智能计算等技术的发展，现代小卫星有了飞跃式的发展。现代小卫星不仅具有体积小、重量轻、技术含量高和研制周期短等一系列优点，还具有可以采用标准化星体及模块化设计技术，能够在流水线上批量生产并储存、便于机动发射等优点，且可以用分布式的星座，或者引入人工智能等新技术成果，用智能星群完成复杂的任务，甚至完成大卫星不能完成的任务。现代小卫星广泛应用于商业通信、航天遥感、空间科研、行星探测、国防军事等领域。在不依赖地面支持的情况下，利用星上敏感器实现微小卫星编队飞行自主相对导航，是实现卫星编队自主运行和执行任务的基础。

传统的导航设备如星敏感器，不仅体积大，而且价格昂贵，重量和成本大，不适合用在对体积和重量要求都很高的微小卫星上。现有的相对导航方法还有基于视觉的相对导航方法，这种方法基于Texas A&M University开发的基于视觉的导航传感器系统(NISNAV)。利用光学敏感器感知光源，得到敏感器到光源之间的LOS向量，这种传感器不可避免地增加了微小卫星的重量，并且只能测量LOS向量，没有距离信息。除此之外还有基于全球导航定位系统(Global Positioning System,GPS)的相对导航方法，当卫星轨道高于GPS卫星时，便不能接收到GPS信号，基于GPS的方法不再适用。相对状态的测量，也就是说对于深空编队任务，基于GPS的方法将不再适用。还有基于相机的相对导航方法，这类方法利用识别及追踪机载相机拍摄的图像中的特征点来进行相对导航，这种方法依赖于比较复杂的图像处理方法，非常耗时，并且对光照条件又要求，在黑暗环境下在这种方法失效，空间实用率较差。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供了一种基于阵列天线微小卫星编队自主相对导航方法，该方法成本低，耗时短，并且空间使用率。

为达到上述目的，本发明所述的基于阵列天线微小卫星编队自主相对导航方法包括以下步骤：

1)在主航天器上安装作为接收端的阵列天线，并在各从航天器上安装作为发射端的单个天线，然后建立主航天器的轨道坐标系及本体坐标系，并构建各从航天器的发射信号；

2)根据步骤1)中主航天器的轨道坐标系构建主航天器与从航天器的相对运动学方程，并将主航天器与从航天器的相对运动学方程作为扩展卡尔曼滤波器的系统方程；

3)根据步骤1)中各从航天器的发射信号利用码分多址技术对各从航天器进行辨识，得到各从航天器的信道冲激响应向量，然后根据各从航天器的信道冲激响应向量确定各从航天器与主航天器之间通信链路直达径的波达角及相对距离；

4)设主航天器的本体坐标系与轨道坐标系重合，利用步骤3)确定得到的各从航天器与主航天器之间通信链路直达径的波达角及相对距离构造扩展卡尔曼滤波器的测量方程；

5)根据步骤2)得到的扩展卡尔曼滤波器的系统方程及步骤4)得到的扩展卡尔曼滤波器的测量方程对各从航天器的相对位置及相对速度进行滤波，将滤波的相对位置和相对速度分别作为从航天器相对于主航天器最终的相对位置和相对速度，完成基于阵列天线的微小卫星编队自主相对导航。

步骤1)中，主航天器C上安装的阵列天线含有N个振元，主航天器C的本体坐标系的原点位于主航天器的几何中心处，主航天器C的本体坐标系中y_b轴的方向与天线阵列所在的平面相垂直并指向该平面，航天器C的本体坐标系中的z_b轴指向主航天器C的正上方，航天器C的本体坐标系中x_b轴由右手准则得到；

主航天器上天线阵列的坐标系原点位于天线阵列的几何中心处，主航天器上天线阵列的坐标系中的x_s轴、y_s轴及z_s轴分别与主航天器C的本体坐标系x_b轴、y_b轴及z_b轴的指向相同；

主航天器C的轨道坐标系的原点位于主航天器的几何中心处，主航天器C的轨道坐标系中x_o轴的方向与地心到主航天器的方向相同，主航天器C的轨道坐标系中的y_o轴在轨道平面内，且主航天器C的轨道坐标系中的y_o轴与主航天器C的速度指向相同，主航天器C的轨道坐标系中的z_o轴垂直于轨道平面且通过右手准则得到。