[发明专利]一种航天器星光折射和单轴旋转调制惯性组合导航方法

说明书

本发明涉及一种航天器星光折射和单轴旋转调制惯性组合导航方法。首先根据捷联惯性导航系统的误差方程建立航天器的状态模型，然后利用星敏感器获得星点像素坐标量测量并建立量测模型，使用UKF滤波估计航天器的位置、速度和姿态，对航天器的姿态误差和位置误差进行修正。本发明属于航天器自主导航领域，可为航天器提供高精度的位置及速度信息，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，涉及一种基于星点像素坐标量测量的航天器自主导航方法。

背景技术

航天器在导航、信息通讯以及军事国防等领域发挥着极其重要的作用。传统的航天器导航系统需要来自地面测控站的帮助。但随着航天领域技术的加速发展，航天器的数量急剧增加，导致地面测控站的负荷快速增加。航天器实现自主运行进而实现自主导航不仅可以减轻地面测控站的压力，也可以增强航天器的在轨生存能力，提高运行的可靠性。但是由于惯性测量元件中常值偏差的影响，水平基准的精度较低，影响星光折射导航的定位精度，进而会降低组合导航系统的导航精度，因此采用IMU旋转调制技术以提高捷联惯性导航系统的导航精度。然而由于系统初始误差的影响，单轴旋转调制式捷联惯性导航系统的导航误差随时间积累，难以满足航天器对长时间、长距离和高精度自主导航任务的要求。天文自主导航技术在精度，自主性，可靠性以及抗干扰能力等很多方面具有优势，并且它的误差不受时间和距离的影响，可有效修正惯性导航的误差。

影响天文导航性能的一个比较重要的条件是地平测量精度，航天器的自主天文导航可分为直接敏感地平和利用星光折射间接敏感地平两种方法。直接敏感地平航天器自主天文导航原理简单且易于实现，但是地球敏感器测量精度低，是影响导航性能的主要原因。星光折射间接敏感地平方法只需要星敏感器本身就可以获得量测信息，且现阶段的星敏感器的测量精度要远高于地球敏感器，这可以使得导航精度有大幅的改善。因此，惯性导航和星光折射具有很好的优势互补特性，对于长时间、长距离的探测器自主导航任务，利用星光折射信息辅助惯性导航实现航天器的自主导航是一种可行的方法。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服单独使用某种导航方法存在的缺点，为航天器提供一种将星光折射与单轴旋转调制惯性导航结合的自主导航方法，提供高精度的位置和速度信息。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案为：一种航天器星光折射和单轴旋转调制惯性组合导航方法，包括以下步骤：

步骤1：基于单轴旋转调制捷联惯导系统的误差方程建立航天器的状态方程；

步骤2：利用星敏感器获得折射星星点像素坐标量测量，根据量测量建立基于星点像素坐标的量测方程；

步骤3：由于步骤1得出的状态方程和步骤2的量测方程都为非线性，所以使用UKF滤波估计航天器的位置、速度和姿态，并修正航天器的姿态误差和惯性器件误差。

具体步骤如下：

1、以捷联惯导系统的误差方程作为系统状态方程：

单轴旋转调制式捷联惯导系统的捷联解算流程与捷联惯导相同，单轴旋转调制式捷联惯导系统的误差方程也与传统捷联惯导系统一致。根据组合滤波原理，选取捷联惯性导航系统的误差方程作为系统的状态方程，用表示状态量，根据惯性导航原理，其状态方程为：

式中φ＝[φ_E φ_N φ_U]^T是姿态误差，是速度误差，是地理坐标系下各轴向的速度误差；δr_n＝[δL δλ δH]^T是位置误差，δL是经度误差δλ是纬度误差δH是高度误差，是加速度计的输出在n系中的投影，是加速度计测得的比力，是IMU的姿态矩阵，通过姿态矩阵和旋转矩阵的乘积得到