[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

摘要

本发明提供了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，其包括步骤为获得轨道参数的最优估计值；建立滤波模型；分析对自主导航精度的影响。运用布置于低轨道的天基平台通过高精度伺服跟踪机构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测量航天器与背景恒星的星光角距，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距离测量；将测量信息发送至大椭圆轨道机动航天器；最后大椭圆轨道机动航天器结合星载SINS预估状态信息根据最优滤波算法估计得到航天器的轨道参数最优值。本发明能实现高轨段高精度自主导航，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。

主权项

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，(δx，δy，δz)为三轴位置误差，(δvx，δvy，δvz)为三轴速度误差，(φx，φy，φz)为三轴姿态角误差，(εbx，εby，εbz)为陀螺常值偏差，(εrx，εry，εrz)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)]]>FN(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；Tg和Ta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)＝[wgx，wgy，wgz，wrx，wry，wrz，wVx，wVy，wVz]其中wg、wr、wV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，....Δti]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＝XB·sx+YB·sy+ZB·sz，bp＝XB2+YB2+ZB2，XB＝x‑xB，YB＝y‑yB，ZB＝z‑zB；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。