[发明专利]一种深空探测器测角/差分测速/差分测距组合导航方法

说明书

本发明涉及一种深空探测器测角/差分测速/差分测距组合导航方法。首先根据轨道动力学建立航天器的状态模型，再分别利用测角敏感器获得星光角距量测量，利用X射线脉冲星探测器获得脉冲到达时间量测量，利用光谱仪获得天文多普勒速度量测量，之后根据这些量测量分别建立星光角距量测模型、差分脉冲到达时间量测模型及差分天文多普勒速度量测模型。离散化后使用UKF滤波估计航天器的位置和速度。本发明属于航天器自主导航领域，本发明估计精度高，对航天器自主导航具有重要的实际意义。

技术领域

本发明属于航天器自主导航领域，涉及一种基于星光角距、差分脉冲到达时间、差分天文多普勒速度等量测量的自主天文导航方法。

背景技术

我国计划于2020年发射一颗火星探测器，因此火星探测将吸引越来越多的关注。对于深空探测任务而言，导航精度对于任务的成败有着重要影响。目前主要通过地面测控站为航天器提供导航信息。随着航天器与地球之间距离的增加，通过地面测控站进行信号传输的双程时延将越来越大。另外，日凌将造成信号中断。因此，需要提高航天器的自主导航能力。

可用于深空探测器的自主导航方法主要有天文测角导航方法、X射线脉冲星测距导航方法及天文多普勒测速导航方法。天文测角导航方法通过测量航天器与近天体及导航恒星之间的夹角获得航天器的位置信息。但是，这种方法的导航精度随着航天器与近天体间距离的增加而下降。X射线脉冲星测距导航可以提供高精度的位置信息，且导航精度不受航天器与天体间位置的影响。但是，由于X射线脉冲星的信号比较微弱，通常需要通过较长时间的历元折叠以得到量测量。另外，脉冲星角位置误差及星载原子钟钟差将影响导航精度。天文多普勒测速导航通过测量由航天器与恒星间径向运动造成的光谱频移获得航天器的速度信息。但是，这种方法无法提供位置信息，且恒星光谱的动态变化将影响其导航精度。

发明内容

本发明提出一种深空探测器测角/差分测速/差分测距组合导航方法，利用星光角距量测量提供绝对位置信息，利用时间差分X射线脉冲星脉冲到达时间量测量减弱系统误差的影响，提供相对位置信息，利用时间差分天文多普勒速度量测量减弱恒星光谱动态变化的影响，提供速度信息。将三种量测量通过UKF滤波组合，为深空探测器提供高精度的导航信息。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案为：根据轨道动力学建立航天器的状态模型，利用测角敏感器获得星光角距量测量，利用X射线脉冲星探测器获得脉冲到达时间量测量，利用光谱仪获得天文多普勒速度量测量，根据这些量测量分别建立星光角距量测模型、差分脉冲到达时间量测模型及差分天文多普勒速度量测模型。离散化后使用UKF滤波估计航天器的位置和速度。

具体包括以下步骤：

1.建立基于轨道动力学的系统状态模型

将航天器在火星接近段的运动描述为以太阳为中心天体的受摄三体模型，将其他扰动视为过程噪声。在太阳中心惯性坐标系(J2000.0)下的动力学模型可写为：

其中||·||表示矢量的2范数，||·||³表示||·||的立方，r和v是航天器相对太阳的位置和速度。μ_s和μ_m分别是太阳和火星的引力常数，r_m是火星相对太阳的位置矢量，r_sm＝r-r_m是航天器相对火星的位置矢量。w是各种扰动造成的过程噪声。可由上式得到状态模型如下：

其中状态量X＝[r,v]^T为航天器在太阳惯性坐标系下的位置及速度，为状态量X的导数，为时刻t的f(X(t),t)为系统非线性连续状态转移函数，w为过程噪声，w(t)为时刻t的w。

2.判断是否有脉冲到达时间量测量