基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法技术

本发明专利技术提供了一种基于地球高轨‑地月平动点异构星座的航天器导航方法，首先利用脉冲星探测器与星间测距观测设备，获取相应的脉冲星与星间测距观测量，实现地球高轨‑地月平动点异构星座的自主导航；当异构星座实现自主导航以后，航天器上只要安装星间测距观测设备，观测异构星座就可以获取相应的位置信息，通过相应的导航方法确定自身的位置与速度，实现航天器的自主导航。与依靠地面测控系统进行导航的方法相比，本发明专利技术的基于异构星座的航天器自主导航方法具有通信时延小、信号衰减少、定位精度高、导航效率高的特点。

【技术实现步骤摘要】
基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法
本专利技术涉及航天器导航方法，特别的，涉及一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的地月空间航天器导航方法。
技术介绍
导航定位是深空探测任务中的关键技术之一。当前，航天器的导航信息大多通过地面测控系统提供。然而对于深空航天器来说，较大的通信延迟使其无法实时获得导航信息；信号的极大衰弱也降低了深空航天器的定位精度。为了降低运营成本，提高航天器的自主性与生存能力，实现深空航天器的自主导航十分必要。在已有的专利技术方法中，申请号为201310377058.3的专利提出了一种深空自主导航系统信标布置及自主导航方法，该方法仅说明了深空自主导航系统的信标如何进行空间配置，对信标的自主导航方法及如何应用没有具体说明；申请号为201010144459.0的专利提出了一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法，该方法利用脉冲星为编队航天器提供绝对位置信息，该方法以脉冲到达时间作为观测量，其观测量是绝对观测，定位精度低、定位误差较大，另有中国专利201510824899.3公开了一种对月球空间无缝覆盖的拉格朗日导航星座及其构建方法，该星座只对导航星座的构型进行了说明，而没有对导航星座自身如何实现导航进行说明。因此，现有技术中需要一种通信时延小、信号衰减少且定位精度高的方案来实现深空航天器的导航。
技术实现思路
本专利技术目的在于提供一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器自主导航方法，以解决
技术介绍
中提出的问题。为实现上述目的，本专利技术提供了一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步，对异构星座进行空间配置：将航天器配置在地球的高轨与地月平动点处，由地球高轨与地月平动点处的航天器共同构成异构星座；第二步，实现异构星座的自主导航：2.1)根据异构星座中各航天器的动力学模型建立异构星座的状态方程；2.2)使异构星座中的两颗航天器接收同一脉冲星的脉冲信号，同时该两颗航天器进行星间测距，建立基于脉冲差分观测和星间测距观测的异构星座观测方程；2.3)采用非线性滤波算法处理动力学模型与观测信息，对异构星座中的各航天器状态进行估计，实现异构星座的自主导航；第三步，实现地月空间航天器的自主导航：以实现了自主导航的异构星座作为地月空间航天器的导航基准，地月空间航天器通过与异构星座中的航天器相互通信，即可获得相应的导航信息，实现自主导航。第2.1步中建立异构星座的状态方程具体为：根据式1所示的地球高轨动力学方程及式2所示的平动点轨道动力学方程，建立式4所示的异构星座的状态方程；式1中，μE为地球的引力常数，ri为第i个航天器距离地球质心的距离，vi为第i个航天器的速度；式2中：x、y、z分别为地月旋转坐标系中，地月平动点航天器的位置矢量在坐标系三轴的分量，vx,vy,vz为地月平动点处航天器的速度矢量在坐标系三轴的分量，wx,wy,wz、为状态噪声；分别为地月平动点处的航天器相对于地球与月亮的距离，μ＝m2/(m1+m2)为系统的质量比参数，m1、m2分别为地球与月亮的质量；根据上述式1的二体轨道动力学模型和式2的圆形限制性三体轨道的动力学模型，可以分别得到异构星座中位于地球高轨与地月旋转坐标系的航天器的状态方程，记为式4：第2.2步中建立异构星座的观测方程具体为：异构星座中的两颗航天器接收同一脉冲星的脉冲信号，基于式5计算两个航天器的脉冲到达时间的差分量，该时间差分量反映了两颗航天器相对于SSB的位置在该脉冲星方向的投影距离，即得到两航天器的相对位置与该脉冲星之间的位置关系，基于该位置关系构建观测方程：其中，脉冲到达航天器的时间与脉冲到达SSB时间的转换方程如式5：式5中，tSC是脉冲信号到达航天器的时间；n是脉冲星位置矢量；rSC是航天器相对于SSB的位置矢量；c是光速；D0是脉冲星在基准传播时间T0时的位置；b是SSB(太阳系质心)相对于太阳质心的位置矢量；μs为太阳引力常数；对于航天器A与航天器B，到达航天器的时间转换到SSB的绝对测量模型分别表示为式6与式7：式6与式7两式相减，得到脉冲到达两航天器相对观测模型的一阶简化表达式如式8：n·ΔrAB＝c·δtAB(式8)式8中，ΔrAB为两颗航天器之间的相对距离，n为脉冲星的方向矢量，δtAB为两颗航天器接收脉冲信号的时延；异构星座中的两颗航天器接收同一脉冲星的脉冲信号时，同时进行星间测距观测，星间测距原理如式10如示，基于此建立基于星间测距的观测方程，记为式9：zt＝g(xt)+vt(式9)g(xt)＝||rA-rB||+c(δtA-δtB)(式10)式10中，rA、rB分别为航天器A、B的位置，δtA、δtB分别为航天器A、B的钟差，c为光速。进一步的，利用非线性滤波算法对系统的状态进行估计，在此，选择扩展卡尔曼滤波(EKF)对系统的状态进行估计，扩展卡尔曼滤波器的计算流程包括以下步骤：4.1)滤波初始化，根据航天器的状态估计信息，给出状态变量及其相应误差协方差仿真初始值P0|0；4.2)时间更新，根据前一时刻给出的状态伏计值和误差方差阵，结合轨道动力学模型，更新当前时刻的状态变量和相应的误差方差阵，具体如式11：4.3)观测更新，根据观测量对当前时刻状态的预估值进行修正，得到当前状态的估计值及其相应的误差协方差阵，具体如式12：4.4)结果输出，输出当前时刻系统状态估计值和协方差矩阵P1|1。在所述地月空间航天器上搭载星间测距设备，地月空间航天器通过与异构星座中的航天器之间进行星间测距，获得相应的导航信息，实现导航。地月空间航天器观测异构星座中的航天器进行测距，具体为：先根据地月空间航天器的轨道动力学方程建立地月空间航天器的状态方程，并根据星间测距原理建立如式13所示的地月空间航天器观测方程：gA,H(x)＝||rH-rA||+c(δtH-δtA)(式13)式13中，rA为异构星座航天器A的位置矢量，rH为地月空间航天器H的位置矢量，δtA、δtH分别为异构星座航天器A与地月空间航天器H的钟差，c为光速。再利用扩展卡尔曼滤波器对地月空间航天器的动力学信息与观测信息进行处理，实现地月空间航天器的自主导航。有益效果：本专利技术首先利用脉冲星探测器与星间测距观测设备，获取相应的脉冲星与星间测距观测量，实现地球高轨-地月平动点异构星座的自主导航。其次，当异构星座实现自主导航以后，地月空间航天器上只要安装星间测距观测设备，观测异构星座就可以获取相应的位置信息，通过相应的导航方法确定自身的位置与速度，实现地月空间航天器的自主导航。应当指出，星间测距实现星座自主导航的重要方式，然而由于缺少绝对的位置信息，仅依靠星间测距不能抑制星座中多颗航天器的整体旋转，因此本专利技术在星间测距的基础上增加脉冲星观测量作为绝对的空间信息，两者综合，实现异构星座中多航天器位置的完全确定，从而提高异构星座的定位精度，有效的保证地月空间航天器的高质高效导航。与依靠地面测控系统进行导航的方法相比，本专利技术的基于异构星座的航天器自主导航方法具有通信时延小、信号衰减少、定位精度高、导航效率高的特点。本专利技术提出的方法还具有以下优点：采用脉冲星与星间测距作为观测量，实现了异构星座的完全自主导航，克服了现有的地月空间航天器必须依赖地面测控系统进行导本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于地球高轨‑地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步，对异构星座进行空间配置：将航天器配置在地球的高轨与地月平动点处，由地球高轨与地月平动点处的航天器共同构成异构星座；第二步，实现异构星座的自主导航：2.1)根据异构星座中各航天器的动力学模型建立异构星座的状态方程；2.2)使异构星座中的两颗航天器接收同一脉冲星的脉冲信号，同时该两颗航天器进行星间测距，建立基于脉冲差分观测和星间测距观测的异构星座观测方程；2.3)采用非线性滤波算法处理动力学模型与观测信息，对异构星座中的各航天器状态进行估计，实现异构星座的自主导航；第三步，实现地月空间航天器的自主导航：以实现了自主导航的异构星座作为航天器的导航基准，地月空间航天器通过与异构星座中的航天器相互通信，即可获得相应的导航信息，实现自主导航。

【技术特征摘要】
1.一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步，对异构星座进行空间配置：将航天器配置在地球的高轨与地月平动点处，由地球高轨与地月平动点处的航天器共同构成异构星座；第二步，实现异构星座的自主导航：2.1)根据异构星座中各航天器的动力学模型建立异构星座的状态方程；2.2)使异构星座中的两颗航天器接收同一脉冲星的脉冲信号，同时该两颗航天器进行星间测距，建立基于脉冲差分观测和星间测距观测的异构星座观测方程；2.3)采用非线性滤波算法处理动力学模型与观测信息，对异构星座中的各航天器状态进行估计，实现异构星座的自主导航；第三步，实现地月空间航天器的自主导航：以实现了自主导航的异构星座作为航天器的导航基准，地月空间航天器通过与异构星座中的航天器相互通信，即可获得相应的导航信息，实现自主导航。2.根据权利要求1所述的一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，第2.1步中建立异构星座的状态方程具体为：根据式1所示的地球高轨动力学方程及式2所示的平动点轨道动力学方程，建立式4所示的异构星座的状态方程；式1中，μE为地球的引力常数，ri为第i个航天器距离地球质心的距离，vi为第i个航天器的速度；式2中：x、y、z分别为地月旋转坐标系中，地月平动点航天器的位置矢量在坐标系三轴的分量，vx,vy,vz为地月平动点处航天器的速度矢量在坐标系三轴的分量，wx,wy,wz、为状态噪声；分别为地月平动点处的航天器相对于地球与月亮的距离，μ＝m2/(m1+m2)为系统的质量比参数，m1、m2分别为地球与月亮的质量；根据上述式1的二体轨道动力学模型和式2的圆形限制性三体轨道的动力学模型，可以分别得到异构星座中位于地球高轨与地月旋转坐标系的航天器的状态方程，记为式4：3.根据权利要求2所述的一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，第2.2步中建立异构星座的观测方程具体为：异构星座中的两颗航天器接收同一脉冲星的脉冲信号，基于式5计算两个航天器的脉冲到达时间的差分量，该时间差分量反映了两颗航天器相对于SSB的位置在该脉冲星方向的投影距离，即得到两航天器的相对位置与该脉冲星之间的位置关系，基于该位置关系构建观测方程：其中，脉冲到达航天器的时间与脉冲到达SSB时间的转换方程如式5：式5中，tSC是脉冲信号到达航天器的时间；n是脉冲星位置矢量；rSC是航天器相对于SSB的位置矢量；c是光速；D0是脉冲星在基准传播时间T0时的位置；b是SSB相对...

【专利技术属性】
技术研发人员：郑伟，张璐，王奕迪，张大鹏，信世军，汤国建，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科学技术大学，
类型：发明
国别省市：湖南,43