[发明专利]一种深空探测器X射线脉冲星/时间差分天文多普勒组合导航方法

摘要

本发明涉及一种深空探测器X射线脉冲星/时间差分天文多普勒组合导航方法。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脉冲到达时间量测模型及时间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，可为深空探测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。

主权项

1.一种深空探测器X射线脉冲星/时间差分天文多普勒组合导航方法，其特征在于：根据轨道动力学建立航天器的状态模型，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，对前后时刻获得的天文多普勒速度量测量通过差分得到时间差分天文多普勒速度，减弱恒星光谱动态变化对导航精度的影响，根据量测量分别建立脉冲到达时间量测模型及时间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：/n①建立基于轨道动力学的系统状态模型/n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下的动力学模型可写为：/n /n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：/n /n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；/n②判断是否有脉冲到达时间量测量/n由于脉冲信号需要的观测周期较长，固与天文多普勒速度量测量相比，脉冲到达时间量测量的采样周期较长；因此，以天文多普勒速度量测量的采样周期作为滤波周期；当滤波时刻没有脉冲到达时间量测量时，对由状态模型及时间差分天文多普勒速度量测模型构成的系统模型通过UKF滤波获得惯性系下航天器相对太阳的后验状态估计以及后验误差协方差；当滤波时刻有脉冲到达时间量测量时，对由状态模型、脉冲到达时间量测模型及时间差分天文多普勒速度量测模型构成的系统模型通过UKF滤波获得惯性系下航天器相对太阳的后验状态估计以及后验误差协方差；/n③建立时间差分天文多普勒速度的量测模型/n利用光谱仪获得太阳光谱频移，并根据频移获得航天器相对太阳的径向速度，以此作为量测量建立量测模型：/n /n其中v_r表示航天器相对太阳的径向速度量测量，v_rt表示航天器相对太阳的径向速度真实值，υ_p表示由于太阳光谱频率波动造成的扰动项，υ_m表示天文多普勒速度量测噪声；/n建立时间差分天文多普勒速度的量测模型/n /n其中v_r(t)及v_r(t-1)分别是t时刻及t-1时刻航天器相对太阳的径向速度量测量，v_rt(t)及v_rt(t-1)分别是t时刻及t-1时刻航天器相对太阳的径向速度真实值，υ_p(t)及υ_p(t-1)分别是t时刻及t-1时刻太阳光谱频率波动造成的扰动项，υ_m(t)及υ_m(t-1)分别是t时刻及t-1时刻的量测噪声，Δυ_p(t)＝υ_p(t)-υ_p(t-1)是差分后υ_p的残差，Δυ_m(t)＝υ_m(t)-υ_m(t-1)是差分后υ_m的残差；/n把时间差分天文多普勒速度作为量测量Z₁＝[v_r(t)-v_r(t-1)]，可建立时间差分天文多普勒速度量测模型的表达式：/nZ₁＝[v_r(t)-v_r(t-1)]＝h₁[X(t),X(t-1)]+v₁(t) (5)/n其中h₁(·)表示时间差分天文多普勒速度的非线性连续量测函数，v₁(t)表示t时刻时间差分天文多普勒速度的量测误差， 用t-1时刻的后验状态估计代替X(t-1)，则差分脉冲到达时间量测模型的表达式可写为：/nZ₁＝h₁[X(t),t]+v₁(t) (6)/n④建立脉冲到达时间的量测模型/n利用X射线脉冲星探测器获得脉冲到达时间量测量，以脉冲到达时间作为量测量建立量测模型：/n /n 表示第i颗脉冲星脉冲到达太阳系质心的时间，表示第i颗脉冲星脉冲到达航天器的时间，r_S表示航天器相对太阳系质心的位置矢量，c表示光速，nⁱ表示第i颗脉冲星在惯性系下的方向矢量，表示第i颗脉冲星到太阳系质心的距离，b表示太阳系质心相对太阳的位置矢量；/n设脉冲到达时间量测量可建立脉冲到达时间量测模型的表达式：/n /n其中h₂(·)表示脉冲到达时间的非线性连续量测函数，v₂(t)表示t时刻脉冲到达时间的量测噪声；/n⑤进行离散化/n当滤波时刻没有脉冲到达时间量测量时，导航系统模型为：/n /n对其进行离散化：/n /n其中X_k及Z_1k分别表示k时刻系统的状态量及时间差分天文多普勒速度量测量，F(X_k-1,k-1)为f(X(t),t)离散后的非线性状态转移函数，H₁(X_k,k)为h₁[X(t),t]离散化后的非线性量测函数，W_k及V_1k分别表示w(t)及v₁(t)离散后的等效噪声；/n当滤波时刻有脉冲到达时间量测量时，设导航系统的量测量Z＝[Z₁,Z₂]^T，量测噪声v＝[v₁,v₂]^T，此时导航系统模型为：/n /n其中h(·)表示导航系统的非线性连续量测函数；对式进行离散化：/n /n其中Z_k表示k时刻系统的量测量，H(X_k,k)为h[X(t),t]离散后的非线性量测函数，V_k表示v(t)离散后的等效噪声；/n⑥进行UKF滤波获得航天器的位置速度估计/n当滤波时刻没有脉冲到达时间量测量时，对离散化后的系统模型式通过UKF进行滤波获得惯性系下航天器相对太阳的后验状态估计以及后验误差协方差其中分别为第k时刻航天器相对太阳的位置、速度后验估计， 当滤波时刻有脉冲到达时间量测量时，对离散化后的系统模型式通过UKF进行滤波获得及将及输出，同时将估计值返回滤波器，用于获得k+1时刻的输出。/n