The invention discloses a method for autonomous navigation of HEO Satellite Formation Flying Based on star sensor inter satellite link. Based on the HEO satellite for earth observation task needs, the design of the two satellite formation flying configuration and orbital parameters, then according to the geocentric inertial coordinate system under the relative orbit dynamics model of ruler, the establishment of autonomous navigation system state model; secondly, meet the needs of the main star sensor observation star theory illumination and imaging conditions. The relative theory calculation of star star azimuth and pitch angle, adjustment of the main axis and the direction of the real star sensor theory, on the real star observations, based on relative unit vector and distance measurements for the observation equation; finally use the Unscented Calman filter to estimate satellite position and velocity, the invention can effectively modify the relative position error to improve the precision of the relative navigation satellite, very suitable for Satellite Autonomous navigation.
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航天器编队飞行空间测量领域，尤其涉及一种基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法。
技术介绍
大椭圆轨道(HighEllipticalOrbit，HEO)卫星的轨道偏心率大于0.6，近地点高度在300千米～1000千米之间，远地点处的高度要高于地球静止轨道卫星(36000千米)。HEO卫星具有覆盖区域广，覆盖时间长的特点，因此在很多领域都得到了应用，例如导弹预警，气象探测，导航定位，空间科学探索等。早期的HEO卫星主要应用于军事领域，其中的典型代表有俄罗斯的“闪电”系列卫星；美国的“折叠椅”，“军号”卫星。可以说，尽管目前世界各国研究的重点仍然是低轨卫星和中轨卫星，但HEO卫星由于其自身独特的轨道特点，可以做为现有卫星的补充，必将拥有广泛的应用前景。HEO卫星群在空间运行过程中所经历的空间环境比较复杂，要想实现其高精度的自主导航，必须解决两方面问题：一方面，当噪声的分布并不确定时，所采用的滤波算法是否具有较强的自适应能力使得滤波结果收敛，并且保证足够高的精度；另一方面，HEO卫星的速度和加速度在近地点附近会出现较为剧烈的变化，即存在着高速度高动态的问题，它会导致滤波结果出现波动的情况。为了HEO卫星进行编队飞行以及共位控制，必须首先能实时获得卫星的位置和姿态信息，并且不能对临星产生干扰，由于HEO卫星远地点通常在36000km高度，HEO卫星存在导航观测信号不足的问题：(1)常用GNSS导航方式存在导航信号弱、地球遮挡和可见卫星少等严重问题；(2)其它导航方式：地磁场无法使用，雷达高度计仅限于近地轨道导航，都难以作为观测信息满...
【技术保护点】
一种基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法，其特征在于，步骤如下：(1)以HEO卫星对地观测为任务需求，将两个HEO卫星分别设为主星和子星，设计主星和子星编队飞行构型及轨道参数；(2)根据地心惯性坐标系下卫星相对轨道动力学模型，建立自主导航系统状态模型；(3)根据计算的主星和子星相对距离，判断子星否满足星敏感器观测距离要求，满足则进入步骤(4)，否则进入步骤(12)；(4)根据解算的太阳、地球和子星三者位置关系，判断子星是否处在太阳光照区，是则进入步骤(5)，否则进入步骤(12)；(5)根据解算的地球、主星和子星三者位置关系，判断地球否进入星敏感器视场，是则进入步骤(6)，否则进入步骤(12)；(6)根据计算的子星可视星等，判断子星可视星等是否小于星敏感器可观测阈值，是则进入步骤(7)，否则进入步骤(12)；(7)根据计算的子星相对主星方向矢量与星敏感器光轴指向夹角，判断子星是否在星敏感器视场范围内，是则进入步骤(8)，否则计算利用万向轴调整星敏感器光轴指向后，继续判断，是则进入步骤(8)，否则进入(12)；(8)根据计算的子星在星敏感器二维像面阵坐标，判断子星是否在星...
【技术特征摘要】
1.一种基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法，其特征在于，步骤如下：(1)以HEO卫星对地观测为任务需求，将两个HEO卫星分别设为主星和子星，设计主星和子星编队飞行构型及轨道参数；(2)根据地心惯性坐标系下卫星相对轨道动力学模型，建立自主导航系统状态模型；(3)根据计算的主星和子星相对距离，判断子星否满足星敏感器观测距离要求，满足则进入步骤(4)，否则进入步骤(12)；(4)根据解算的太阳、地球和子星三者位置关系，判断子星是否处在太阳光照区，是则进入步骤(5)，否则进入步骤(12)；(5)根据解算的地球、主星和子星三者位置关系，判断地球否进入星敏感器视场，是则进入步骤(6)，否则进入步骤(12)；(6)根据计算的子星可视星等，判断子星可视星等是否小于星敏感器可观测阈值，是则进入步骤(7)，否则进入步骤(12)；(7)根据计算的子星相对主星方向矢量与星敏感器光轴指向夹角，判断子星是否在星敏感器视场范围内，是则进入步骤(8)，否则计算利用万向轴调整星敏感器光轴指向后，继续判断，是则进入步骤(8)，否则进入(12)；(8)根据计算的子星在星敏感器二维像面阵坐标，判断子星是否在星敏感器二维像面阵内，是则进入步骤(9)，否则进入步骤(12)；(9)计算子星相对主星的理论方向矢量和方位角与俯仰角，进入步骤(10)；(10)调整星敏感器真实光轴指向与理论方向矢量一致，对子星进行真实观测，计算子星相对卫星真实方向矢量，建立以单位方向矢量和距离为观测量的观测方程，进入步骤(11)；(11)对所建立的状态方程和观测方程离散化，利用Unscented卡尔曼滤波算法估计卫星位置和速度；(12)结束观测。2.根据权利要求1所述的基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法，其特征在于：所述步骤(1)中的轨道参数包括轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω、过近地点时刻tp。3.根据权利要求1所述的基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法，其特征在于，所述步骤(2)中建立自主导航系统状态模型过程如下：在地心惯性坐标系下，当主星位置距离大于子星与主星相对距离的时候，建立卫星相对目标子星轨道动力学模型δr·(10)=δv(10)---(1a)]]>δv·(10)=-μe|r(0)|3[δr(10)-3((r(0))Tδr(10)|r(0)|2)r(0)]+af---(1b)]]>其中，δr(10)和δv(10)为子星相对卫星方向矢量，r(0)和r(1)为卫星和子星位置矢量，μe为地球引力常数，af为摄动力影响；定义状态变量x＝[(δr(10))T(δv(10))T]T，建立自主导航系统状态模型；x·t=f(xt,ut)+wt---(2)]]>其中，f[x(t),t]为系统非线性连续状态转移函数，w(t)为状态噪声。4.根据权利要求1所述的基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法，其特征在于：所述步骤(3)中判断子星是否满足星敏感器观测距离要求过程如下：计算主星相对子星距离δr(10)，判断其是否满足条件Lmin≤δr(10)≤Lmax(1)其中，δr(10)＝|δr(10)|＝|r(1)-r(0)|，r(0)和r(1)为主星和子星位置矢量；Lmin和Lmax为星间观测所需最小和最大距离。5.根据权利要求1所述的基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法，其特征在于：所述步骤(4)中判断子星是否处在太阳光照区过程如下：分析地球阴影范围以及子星运行穿过该阴影范围的临界条件，设子星位置矢量r(1)与太阳位置矢量r(sun)夹角为ψ，子星进入和离开地球阴影范围的临界夹角为ψcri，则子星处在太阳光照区需要满足条件：ψ＜ψcri(2)。6.根据权利要求1所述的基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法，其特征在于：所述步骤(5)中判断地球是否进入星敏感器视场过程如下：设主星位置矢量r(0)和主星相对子星方向矢量δr(10)的夹角为θ，被地球遮挡导致背景光线过弱的临界条件...
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