考虑航天器动态效应及系统偏差的X射线脉冲星导航方法技术方案

本发明专利技术公开了一种考虑航天器动态效应及系统偏差的X射线脉冲星导航方法，该方法使用脉冲星的脉冲相位、多普勒频率以及相位差作为导航观测量，利用航天器轨道动力学模型传播轨道，以光子到达航天器的联合概率密度函数为似然函数估计出一对分别由航天器初始位置误差和速度误差引起的相位偏移量和多普勒频率，同时以相位、多普勒频率以及相邻观测周期的相位差作为导航观测量，通过UKF更新航天器的位置和速度。联合估计相位和多普勒频率可以有效降低航天器轨道动态效应的影响；相位差观测量的引入可以有效降低脉冲星角位置误差、脉冲星距离误差及星载原子钟钟差对导航精度的影响。

X-ray Pulsar Navigation Method Considering Spacecraft Dynamic Effect and System Deviation

【技术实现步骤摘要】
考虑航天器动态效应及系统偏差的X射线脉冲星导航方法
本专利技术属于航天器自主导航领域，涉及一种考虑航天器动态效应及系统偏差的X射线脉冲星导航方法。
技术介绍
深空探测作为一个国家科学技术发展水平和综合国力的重要特征与标志，已引起世界各国的极大关注。目前主要通过甚长基线干涉测量技术配合测距和多普勒测速实现深空探测器的3维导航，但该技术需要探测器与地面观测台建立通信链路，需要全球布站，传输数据有限，且随着航天器与地球之间距离的增加，通信误差增大。因此，需要提高航天器的自主导航能力。X射线脉冲星导航(XPNAV)是一种新型自主导航方式，其导航精度不受航天器与天体相对位置的影响，是未来最具潜力的深空导航方式。但是，XPNAV的精度受限于航天器轨道动态效应的影响，且由于当前测量水平有限，存在脉冲星角位置误差、脉冲星距离误差及星载原子钟钟差，这些因素都会降低XPNAV的导航精度。
技术实现思路
为了解决XPNAV面临的上述问题，提高导航精度，本专利技术提出一种考虑航天器动态效应及系统偏差的X射线脉冲星导航方法。该方法使用脉冲星的脉冲相位、多普勒频率以及相位差作为导航观测量，利用航天器轨道动力学模型传播轨道，以光子到达航天器的联合概率密度函数为似然函数估计出一对分别由航天器初始位置误差和速度误差引起的相位偏移量和多普勒频率，同时以相位、多普勒频率以及相邻观测周期的相位差作为导航观测量，通过UKF更新航天器的位置和速度。联合估计相位和多普勒频率可以有效降低航天器轨道动态效应的影响；相位差观测量的引入可以有效降低脉冲星角位置误差、脉冲星距离误差及星载原子钟钟差对导航精度的影响。本专利技术方法包括以下步骤：步骤(1)、建立基于航天器轨道动力学模型的状态方程以航天器在太阳系质心坐标系下的位置r和速度v为导航滤波所要估计的状态量,建立基于航天器轨道动力学模型的状态方程其中：X＝[rTvT]T为航天器的状态矢量，f(·)表示轨道动力学函数；W(t)为扰动噪声矢量，其被建模为零均值的高斯白噪声过程。对式(1)进行积分计算，即可得到航天器在任意时刻的运动状态。步骤(2)、利于预估轨道信息计算光子到达时间对应的相位值令表示观测时段内航天器处的光子到达时间序列。已知初始预估位置和速度，利用状态方程传播轨道，首先得到航天器在所有时刻相对于太阳系质心SSB的预估位置接着计算所有时刻对应的相位值：其中：φSSB为脉冲星在SSB处的相位模型；n为脉冲星的方向向量；c为光速；和分别为周年视差，夏皮洛延迟以及爱因斯坦延迟。步骤(3)、进行脉冲相位和多普勒频率的联合估计以光子到达时间序列的联合概率密度函数为似然函数，利用最大似然法估计由观测初始时刻位置误差所引入的脉冲相位Δp和由观测初始时刻速度误差所引入的多普勒频率Δf，代价函数为：其中αSSB和βSSB分别为脉冲星辐射光子和X射线背景光子到达航天器的平均速率，ts为该观测时段的起始观测时刻，h(·)表示脉冲星的标准轮廓。对多普勒频率Δf的建模和估计可以在很大程度上消除航天器轨道动态效应对导航精度的影响。步骤(4)、建立导航系统的观测方程令观测时段为[ts,te]，以te时刻为状态量更新时刻，建立脉冲相位的观测方程：其中Tobs＝te-ts为滤波周期，up(te)为相位观测噪声，即为相位观测量。对式(4)求导，得到多普勒频率的观测方程：其中uf(te)为多普勒频率观测噪声，频率观测量由下式计算得到：由于相邻观测周期的相位差可以抵消大部分由脉冲星角位置误差、脉冲星距离误差及星载原子钟钟差所引起的系统偏差，因此引入相位差观测量可以减弱系统偏差对导航精度的影响。将当前观测周期的相位观测量与前一个观测周期的相位观测量相减，得到相位差观测方程：步骤(5)、利用无迹卡尔曼滤波器进行融合滤波将系统状态方程写为矩阵形式Xk＝f(Xk-1)+Wk(8)其中Xk为系统状态向量，Wk为扰动噪声矢量。将脉冲相位和多普勒频率观测方程也写为矩阵形式：Pk＝h1(Xk)+Vk(9)Fk＝h2(Xk)+Uk(10)其中Pk和Fk分别为相位和多普勒频率观测向量，h1(Xk)、h2(Xk)分别为相位和多普勒频率的观测函数，Vk和Uk分别为相位和多普勒频率观测噪声。满足：E(·)是均值函数。由于相位差观测方程中用到前一个滤波周期的状态向量Xk-1，不满足卡尔曼滤波的假设条件，因此将当前滤波周期的状态向量Xk写为前一个滤波周期的状态向量估计值与其误差向量ΔXk-1的和，进而得到相位差观测方程：其中：Γk＝-Hk-1ΔXk-1+Vk-Vk-1(13)Dk为相位差观测向量。满足相位差噪声的均方误差阵为：其中Kk-1为增益矩阵。以式(8)为状态方程，以式(9)-(11)为观测方程，利用标准无迹卡尔曼滤波更新航天器的位置和速度。本专利技术的有益效果是：本专利技术的关键在于同时使用脉冲相位、多普勒频率以及相邻观测周期的相位差作为X射线脉冲星导航的观测量。其中：联合估计相位和多普勒频率并将两者同时作为导航观测量可以有效降低航天器轨道动态效应的影响；相位差观测量的引入可以有效降低脉冲星角位置误差、脉冲星距离误差及星载原子钟钟差对导航精度的影响。附图说明图1为本专利技术考虑航天器动态效应及系统偏差的X射线脉冲星导航方法的流程图图2为本专利技术考虑航天器动态效应及系统偏差的X射线脉冲星导航方法的原理图下面结合具体实施例对本专利技术做进一步的描述。本实施例以绕地高轨卫星为例，在利用所提的基于X射线脉冲星脉冲相位/多普勒频率/相位差联合观测的航天器自主导航方法进行导航中具体包括以下步骤，如图1和图2所示：步骤(1)、建立基于航天器轨道动力学模型的状态方程以航天器在J2000.0地球质心惯性坐标系下的位置x和速度ε为导航滤波所要估计的状态量,建立基于航天器轨道动力学模型的状态方程其中：为扰动噪声矢量，建模为零均值的高斯白噪声过程；航天器在ECI坐标系下的加速度a为a＝aearth+asun+amoon+aJ2(2)其中：aearth为地球二体引力加速度；asun和amoon分别为太阳和月亮的三体引力加速度；aJ2为地球非球形引力摄动加速度的J2项。步骤(2)、利于预估轨道信息计算光子到达时间对应的相位值令表示当前滤波周期内航天器处的光子到达时间序列。以上一个滤波周期的滤波结果作为初始位置和速度，利用状态方程式1传播轨道，得到航天器在所有时刻的预估位置接着计算所有时刻对应的相位值：其中：φSSB为脉冲星在SSB处的相位模型；n为脉冲星的方向向量；c为光速；和分别为周年视差，夏皮洛延迟以及爱因斯坦延迟。步骤(3)、进行脉冲相位和多普勒频率的联合估计利用最大似然法估计由初始位置误差引入的脉冲相位Δp和由初始速度误差引入的多普勒频率Δf，代价函数为：其中αSSB和βSSB分别为脉冲星辐射光子和X射线背景光子到达航天器的平均速率，ts为当前滤波周期的起始时刻，h(·)表示脉冲星的标准轮廓。步骤(4)、建立导航系统的观测方程令te表示为当前滤波周期的结束时刻，建立脉冲相位的观测方程：其中Tobs＝te-ts为滤波周期，up(te)为相位观测噪声。建立多普勒频率观测方程：其中uf(te)为多普勒频率观测噪声将当前观测周期的相位观测量与前一个观测周期的相位观测量相减，得到相位差观测方程：步骤(5)本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.考虑航天器动态效应及系统偏差的X射线脉冲星导航方法，其特征在于，该方法具体包括以下步骤：步骤(1)、建立基于航天器轨道动力学模型的状态方程以航天器在太阳系质心坐标系下的位置r和速度v为导航滤波所要估计的状态量,建立基于航天器轨道动力学模型的状态方程

【技术特征摘要】
1.考虑航天器动态效应及系统偏差的X射线脉冲星导航方法，其特征在于，该方法具体包括以下步骤：步骤(1)、建立基于航天器轨道动力学模型的状态方程以航天器在太阳系质心坐标系下的位置r和速度v为导航滤波所要估计的状态量,建立基于航天器轨道动力学模型的状态方程其中：X＝[rTvT]T为航天器的状态矢量，f(·)表示轨道动力学函数；W(t)为扰动噪声矢量，其被建模为零均值的高斯白噪声过程；对式(1)进行积分计算，即可得到航天器在任意时刻的运动状态；步骤(2)、利于预估轨道信息计算光子到达时间对应的相位值令表示观测时段内航天器处的光子到达时间序列；已知初始预估位置和速度，利用状态方程传播轨道，首先得到航天器在所有时刻相对于太阳系质心SSB的预估位置接着计算所有时刻对应的相位值：其中：φSSB为脉冲星在SSB处的相位模型；n为脉冲星的方向向量；c为光速；和分别为周年视差，夏皮洛延迟以及爱因斯坦延迟；步骤(3)、进行脉冲相位和多普勒频率的联合估计以光子到达时间序列的联合概率密度函数为似然函数，利用最大似然法估计由观测初始时刻位置误差所引入的脉冲相位Δp和由观测初始时刻速度误差所引入的多普勒频率Δf，代价函数为：其中αSSB和βSSB分别为脉冲星辐射光子和X射线背景光子到达航天器的平均速率，ts为该观测时段的起始观测时刻，h(·)表示脉冲星的标准轮廓；...

【专利技术属性】
技术研发人员：薛梦凡，彭冬亮，郭云飞，申屠晗，骆吉安，陈志坤，
申请(专利权)人：杭州电子科技大学，
类型：发明
国别省市：浙江,33