一種平動(dòng)點(diǎn)星座的自主導(dǎo)航方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航天技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種平動(dòng)點(diǎn)星座的自主導(dǎo)航方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 平動(dòng)點(diǎn)最初是由Eul er和Lagrange在限制性三體問(wèn)題中發(fā)現(xiàn)。太陽(yáng)-地球的平動(dòng)點(diǎn) 附近是觀測(cè)宇宙、研究天文的理想場(chǎng)所;共線平動(dòng)點(diǎn)附近的Halo軌道和Lissajous軌道是執(zhí) 行特殊任務(wù)的深空探測(cè)器的理想位置;共線的不穩(wěn)定拉格朗日點(diǎn)可以成為太空基地和星際 航行港。
[0003] X射線脈沖星是一種高速旋轉(zhuǎn)的中子星，其遠(yuǎn)離地球并能產(chǎn)生X波段的電磁輻射。X 射線脈沖星的自轉(zhuǎn)周期長(zhǎng)期穩(wěn)定，具有極高的長(zhǎng)期穩(wěn)定度。自1981年Chester和Butman在國(guó) 際上第一次正式提出利用X射線脈沖星進(jìn)行航天器導(dǎo)航的思想，迄今已有三十多年。X射線 脈沖星在深空探測(cè)中具有自己顯著的優(yōu)勢(shì)，X射線脈沖星作為自然天體，其運(yùn)行特性不會(huì)受 人為的干擾與破壞，其信號(hào)全天區(qū)可見(jiàn)，不受空間范圍的限制;相對(duì)于地面導(dǎo)航可以擺脫對(duì) 地面測(cè)控站的依賴，避免了巨大的信號(hào)傳播時(shí)延?；赬射線脈沖星的導(dǎo)航可靠、穩(wěn)定、精度 高、抗干擾的特性，可以作為平動(dòng)點(diǎn)導(dǎo)航星座可靠的信標(biāo)。
[0004] 目前在軌的航天器使用的均是地基測(cè)控的導(dǎo)航，現(xiàn)有的導(dǎo)航方法如下：
[0005] 申請(qǐng)?zhí)枮?00710005043.9的專利申請(qǐng)公開(kāi)了一種基于X射線脈沖星的導(dǎo)航衛(wèi)星自 主導(dǎo)航系統(tǒng)與方法，該方法使用脈沖星輻射的X射線光子作為外部信息輸入，通過(guò)提取脈沖 到達(dá)時(shí)間與角位置信息實(shí)現(xiàn)星座自主導(dǎo)航，但該方法沒(méi)有使用基于脈沖星的相對(duì)測(cè)量方 法，航天器在二體環(huán)境下運(yùn)動(dòng)，沒(méi)有實(shí)現(xiàn)平動(dòng)點(diǎn)星座的自主導(dǎo)航。
[0006] 申請(qǐng)?zhí)枮?01410543034.5的專利申請(qǐng)公開(kāi)了一種基于脈沖星的導(dǎo)航星座時(shí)間同 步和定向參數(shù)測(cè)量方法。該方法采用較差觀測(cè)發(fā)在選定的兩顆衛(wèi)星上觀測(cè)同一顆脈沖星或 任何X射線變?cè)?，利用最小二乘法求解星座定向參?shù);利用脈沖星實(shí)現(xiàn)二體動(dòng)力學(xué)模型下的 星座自主導(dǎo)航。
[0007] 隨著新的平動(dòng)點(diǎn)探測(cè)器付諸使用，DSN將承受巨大負(fù)擔(dān)甚至崩潰，因此，實(shí)現(xiàn)平動(dòng) 點(diǎn)探測(cè)器的自主導(dǎo)航是保證平動(dòng)點(diǎn)航天器自主性的必要前提。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008] 本發(fā)明目的在于提供一種基于脈沖星的平動(dòng)點(diǎn)星座的自主導(dǎo)航方法，該方法的基 本思路是:首先，基于航天器在平動(dòng)點(diǎn)的動(dòng)力學(xué)特性，構(gòu)建星座中航天器在平動(dòng)點(diǎn)軌道的狀 態(tài)方程;其次，通過(guò)星座中航天器上的探測(cè)器觀測(cè)脈沖星，以脈沖信號(hào)到達(dá)兩航天器的相對(duì) 時(shí)延為測(cè)量量，解算出兩顆航天器的基線矢量與脈沖星絕對(duì)方向矢量的夾角信息，以此為 基礎(chǔ)構(gòu)建系統(tǒng)的觀測(cè)方程;最后，通過(guò)濾波算法對(duì)平動(dòng)點(diǎn)處的動(dòng)力學(xué)模型與觀測(cè)信息進(jìn)行 處理。具體技術(shù)方案如下：
[0009] -種平動(dòng)點(diǎn)星座的自主導(dǎo)航方法，包括以下步驟：
[0010]第一步：建立航天器軌道動(dòng)力學(xué)方程，具體是：基于航天器在平動(dòng)點(diǎn)的動(dòng)力學(xué)特 性，構(gòu)建航天器軌道動(dòng)力學(xué)方程；
[0011] 第二步:建立脈沖星導(dǎo)航觀測(cè)方程，具體是:通過(guò)星座中航天器上的探測(cè)器觀測(cè)脈 沖星，以脈沖信號(hào)到達(dá)兩航天器的相對(duì)時(shí)延為測(cè)量量，解算出兩顆航天器的基線矢量與脈 沖星絕對(duì)方向矢量的夾角信息，構(gòu)建系統(tǒng)的觀測(cè)方程；
[0012] 第三步:利用濾波算法處理動(dòng)力學(xué)模型與觀測(cè)信息，通過(guò)時(shí)間更新和測(cè)量更新信 息獲得航天器的位置和速度信息。
[0013] 以上技術(shù)方案中優(yōu)選的，第一步中建立航天器軌道動(dòng)力學(xué)方程的具體過(guò)程如下：
[0014] 在日地旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系中，航天器的軌道動(dòng)力學(xué)的狀態(tài)方程為表達(dá)式1):
[0015] -i： = Ax：+ w ι).
[0016] 對(duì)于包含^^顆航天器的星座，選擇狀態(tài)變量X=[X1 X2 ... XN]T，其中第i顆航天器 的狀態(tài)矢量為[Xi yi Zi Vix Viy Viz];
[0017] 將航天器的軌道動(dòng)力學(xué)模型作為星座在平動(dòng)點(diǎn)軌道的狀態(tài)方程f = /〇〇+ W 其中，f(x)為表達(dá)式為/U-)二LfU) ./;」（x) ，·，/」u)|f其中fi(x)為表達(dá)式2): ' dx. -ir = + at dv； -=V . + w . dt yl yl dz. --=v . + w . dt zi :Z1
[0018] i , = 2vyi + X. + fxi (x,r) + wVf^ dvvj , \ = +y + f)i{x.yiz) + wv^ ^ = fyi(x,y,z) + wVd L ai 2),
[0019] 其中，：^(1，7,2；)、：^(1，7,2；)以及：^(1，7,2；)為表達(dá)式3):
[0020] fxi (x,y,z) =--j-(xi+ l·1)- ~r(x/ _ 1+ β) rU r2 r f \ f 1 ~ ju .jd
[0021] = - ?/* V -U f 2i J
[0022] Λ Λ r ( 、 丄一/i 11 ,/z/(x〇；,z) =---+- ^ "心J 3):
[0023] 其中，化=^/(X, + ")2 + 兄2 + Z,2，~=：+ # - l)2 + χ2 + A2 rn ? 和r2l分別為航天器相對(duì)于太陽(yáng)與航天器相對(duì)于地球的距離;ms、mE分別為太陽(yáng)與地球質(zhì)量， γγ? ^ =---為系統(tǒng)的質(zhì)量比參數(shù);W為狀態(tài)噪聲，做零均值白噪聲處理，該噪聲的方差 ms +m,.· 陣為Q;
[0024] 由此可得航天器軌道動(dòng)力學(xué)方程為表達(dá)式4):
[0025] X ~ f(x) + w 4 ) 〇：
[0026] 以上技術(shù)方案中優(yōu)選的，所述第二步中建立系統(tǒng)觀測(cè)方程的具體過(guò)程是：
[0027] 脈沖到達(dá)航天器時(shí)間與脈沖到達(dá)SSB時(shí)間的轉(zhuǎn)換方程為表達(dá)式5):
[0028] i. [ i + ⑷ + (")(~?| + %n +1 SB iC c c 2D, 2D0 D0 D0 (r， n.b + b
[0029] 其中，tsc為脈沖信號(hào)到達(dá)航天器的時(shí)間;n為脈沖星位置矢量;rsc為航天器相對(duì)于 SSB的位置矢量;c為光速;Do為脈沖星在基準(zhǔn)傳播時(shí)間To時(shí)的位置;b為SSB相對(duì)于太陽(yáng)質(zhì)心 的位置矢量;ys為太陽(yáng)引力常數(shù)；
[0030] 取i、j兩顆航天器時(shí)，由表達(dá)式5)可知，到達(dá)航天器的時(shí)間轉(zhuǎn)換到SSB的絕對(duì)測(cè)量 模型可以分別表示為表達(dá)式6)以及7):
[0031]
7)；
[0033]由表達(dá)式6)以及7)可得脈沖星到達(dá)兩航天器相對(duì)觀測(cè)模型的表達(dá)式8):
[0034] η · Δ rij = c · 3tlj 8)，
[0035] 其中δ?為所接收脈沖信號(hào)的時(shí)延；
[0036] 基于脈沖星相對(duì)觀測(cè)的觀測(cè)方程表示為表達(dá)式9):
[0037] y = h(x)+v 9),
[0038] 其中：v為觀測(cè)噪聲，h(x)由各航天器的觀測(cè)矩陣組成，即Μχ) = [1η(χ) h2(x) ... hN(x)]T;
[0039] 其中，hi(x) = [η · Δ rij η · Δ r2j · · · η · Δ rnj]T。
[0040] 以上技術(shù)方案中優(yōu)選的，所述第三步中的濾波算法包括準(zhǔn)備步驟，所述準(zhǔn)備步驟 具體是：
[0041] 初始化狀態(tài)量式和方差陣Po,所采用的表達(dá)式為表達(dá)式14):
[0042] ?0 = ￡(? ) P0 = ￡ (χ? - - i：0f 14 ) ；：
[0043]構(gòu)建sigma采樣點(diǎn)和權(quán)重，具體是：
[0044] 根據(jù)Li構(gòu)造 s igma點(diǎn)集合，具體是:狀態(tài)變量為6n X 1維，采樣點(diǎn)X、均值權(quán)重 以及方差權(quán)重V均取12n+l個(gè)，得到采樣點(diǎn)的表達(dá)式15):
[0045] r Λ ^C〇rk~i ~ λα-ι 'Xi,k-\ = -^A-1 + + ^ x i sl^k-} ), f = 1,2, L , /2 _ _: 15), Xi+n,k-i ^ - -Jn + λ x(s/r^7), i^n + \rL92n
[0046] UT變換后得到均值與方差的權(quán)重系數(shù)為表達(dá)式16): 0 η + λ
[0047] " = -· + (?-〇?' + β) η + λ ν ! of' = of = ---= ,2η 2(?-?-Α) 、 1 ν } 163；
[0048] 其中，η為狀態(tài)量的維數(shù)，丨=1，."，211，1]狀濾波參數(shù)人=€[2(11+10-11，其中 ：€[的取值 為0到1之間；Κ取3-η ;β為與狀態(tài)先驗(yàn)分布有關(guān)的參數(shù)，取值為2;當(dāng)Pk-i = ΑΤΑ時(shí)， 的第i行；當(dāng)Pk-i=AAT時(shí)，取A的第i列。
[0049] 以上技術(shù)方案中優(yōu)選的，所述第三步中所述航天器的位置和速度信息具體是：
[0050] 時(shí)間更新詳見(jiàn)表達(dá)式17)、18)、19)、20)以及21):
[0051] xk|k-i = f(xk-l) 17)； 2 η
[0052] klk_, 18)； ?-? 2η Γ
[0053] Pk = XiMk.A -xk _ _xum.x -xk _ + Qk 19)_ / 二0 ，
[0054] Zi，k|k-i = H(Xi，k|k-i，Uk，k) 20)； 2n
[0055] zk = ZLMk_{ ^ /=0 -1)，
[0056] 測(cè)量更新詳見(jiàn)表達(dá)式22)、23)、24)、25)以及26): _] = IX卜丨-4-] IX…丨-ij + 22>; 2fi
[0058] Ps z = 2 ω] [_xi k. , - x/f ]- Zk ] + Rk. 23).
[0059] Kk = ^ 24)；
[0060] X, =X, +K^ (Z, -Zk ) 25).
[0061] ^=^-KkPZtZK： 26).
[0062] 應(yīng)用本發(fā)明的技術(shù)方案，具有以下有益效果：
[0063] (1)采用基于脈沖星的平動(dòng)點(diǎn)星座的自主導(dǎo)航方法，彌補(bǔ)現(xiàn)有的平動(dòng)點(diǎn)星座導(dǎo)航 方式的不足，可以實(shí)現(xiàn)平動(dòng)點(diǎn)處導(dǎo)航星座的自主導(dǎo)航。
[0064] (2)與基于星間鏈路觀測(cè)的導(dǎo)航方式相比，基于脈沖星的導(dǎo)航方式能夠?qū)崿F(xiàn)更快 速度與更高精度的星座定向，這是由于基于相對(duì)觀測(cè)的脈沖星導(dǎo)航可以降低地球星歷誤 差、星表誤差等因素對(duì)導(dǎo)航不確定性的影響，從而提高導(dǎo)航精度。
[0065] 除了上面所描述的目的、特征和優(yōu)點(diǎn)之外，本發(fā)明還有其它的目的、特征和優(yōu)點(diǎn)。 下面將參照?qǐng)D，對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的說(shuō)明。
【附圖說(shuō)明】
[0066] 構(gòu)成本申請(qǐng)的一部分的附圖用來(lái)提供對(duì)本發(fā)明的進(jìn)一步理解，本發(fā)明的示意性實(shí) 施例及其說(shuō)明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對(duì)本發(fā)明的不當(dāng)限定。在附圖中：
[0067] 圖1是本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例1的平動(dòng)點(diǎn)星座的自主導(dǎo)航方法結(jié)合對(duì)比實(shí)施例1星間鏈 路觀測(cè)方法進(jìn)行模擬時(shí)的流程圖；
[0068] 圖2是在有兩顆航天器觀測(cè)三顆脈沖星的情形時(shí)基于星間鏈路觀測(cè)與本發(fā)明脈沖 星觀測(cè)下的定位效果比較圖。
【具體實(shí)施方式】
[0069] 以下結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明，但是本發(fā)明可以根據(jù)權(quán)利要求限 定和覆蓋的多種不同方式實(shí)施。
[0070] 實(shí)施例1:
[0071] -種基于脈沖星的平動(dòng)點(diǎn)星座導(dǎo)航方法，星座中含有兩顆航天器(航天器A和航天 器B)，觀測(cè)三顆脈沖星，在日地旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系中，利用特征長(zhǎng)度和特征時(shí)間對(duì)距離與時(shí)間無(wú)量 綱處理。航天器在日地旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系中的初始狀態(tài)為（146407196.6km，0km，-800000km)和 (Om/s，356.83m/s，Om/s)，觀測(cè)時(shí)間間隔為1小時(shí)，總仿真時(shí)間150天。脈沖星星表位置誤差 為0.111^8，導(dǎo)航初始誤差為（101〇11，101〇11，101〇11)和（10111/8，10111/8，10111/8)。動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)模型噪 聲取值為位置qi = ΚΓ8，速度qi = ΚΓ1()。DT0A觀測(cè)噪聲取值為1〇Λ
[0072] 具體包括以下步驟，詳見(jiàn)圖1:
[0073]第一步：建立航天器軌道動(dòng)力學(xué)方程，具體是：基于航天器在平動(dòng)點(diǎn)的動(dòng)力學(xué)特 性，構(gòu)建星座的航天器在Halo軌道的狀態(tài)方程，詳情如下：
[0074] 在日地旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系中，航天器的軌道動(dòng)力學(xué)的狀態(tài)方程為表達(dá)式1):
[0075] x-Ax + w |).
[0076] 對(duì)于包含三顆航天器的星座，系統(tǒng)的狀態(tài)向量為X=[XA yA ZA VAx VAy VAz XB yB ZB VBx VB