一种深空探测器测角/差分测速/差分测距组合导航方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN107024211A(43)申请公布日2017.08.08(21)申请号201710478722.1(22)申请日2017.06.22(71)申请人北京航空航天大学地址100191北京市海淀区学院路37号(72)发明人宁晓琳桂明臻吴伟仁房建成刘刚孙晓函(74)专利代理机构北京科迪生专利代理有限责任公司11251代理人杨学明顾炜(51)Int.Cl.G01C21/24(2006.01)权利要求书4页说明书10页附图2页(54)发明名称一种深空探测器测角/差分测速/差分测距组合导航方法(57)摘要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。CN107024211ACN107024211A权利要求书1/4页1.一种深空探测器测角/差分测速/差分测距组合导航方法，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。μs和μm分别是太阳和火星的引力常数，rm是火星相对太阳的位置矢量，rsm＝r-rm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由于脉冲信号需要的观测周期较长，固与星光角距量测量及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，以星光角距量测量和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，对由状态模型及星光角距量测模型、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，对由状态模型及星光角距量测模型、差分天文多普勒速度量测模型、差分脉冲到达时间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；③建立星光角距的量测模型利用测角敏感器获得航天器与火卫一、火卫二及其背景恒星间的星光角距，以这些星光角距作为量测量建立量测模型：2CN107024211A权利要求书2/4页其中αp1及αp2分别是航天器与火卫一及两颗背景恒星间的星光角距，αd1及αd2分别是航天器与火卫二及两颗背景恒星间的星光角距，rsp、rsd分别是火卫一、火卫二相对于航天器的位置矢量，s1、s2分别是惯性系下两颗恒星的方向矢量，rp、rd分别是火卫一、火卫二相对于太阳的位置矢量；T把这些星光角距作为量测量Z1＝[αp1,αp2,αd1,αd2]，可建立星光角距量测模型的表达式：TZ1＝[αp1,αp2,αd1,αd2]＝h1[X(t),t]+v1(t)(4)其中h1(·)表示星光角距的非线性连续量测函数，v1(t)表示t时刻星光角距的量测噪声；④建立差分天文多普勒速度的量测模型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：其中vr表示航天器相对太阳的径向速度量测量，vrt表示航天器相对太阳的径向速度真实值，υp表示由于太阳光谱频率波动造成的扰动项，υm表示天文多普勒速度量测噪声；建立差分天文多普勒速度的量测模型：其中vr(t)及vr(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，vrt(t)及vrt(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，υp(t)及υp(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，υm(t)及υm(t