一种基于太阳震荡时间延迟的自主天文导航方法技术

本发明专利技术涉及一种基于太阳震荡时间延迟的自主天文导航方法。利用太阳震荡引起的太阳光谱线心波长的剧烈变化作为特征，分别记录特征在直接被朝向太阳的原子鉴频仪接收的时刻及经过反射天体反射后被朝向反射天体的原子鉴频仪接收的时刻，获得时间延迟量测量，提供航天器的导航信息。根据轨道动力学建立航天器的状态模型，根据太阳震荡时间延迟建立含有非线性方程的隐式量测模型，使用包含二分法的隐式无迹卡尔曼滤波估计航天器的位置和速度。本发明专利技术属于航天器自主导航领域，适用于太阳系内行星探测转移轨道或环绕轨道的导航定位。

An autonomous celestial navigation method based on time delay of solar oscillation

The invention relates to an autonomous celestial navigation method based on solar shock time delay. The dramatic changes of solar spectral lines caused by the sun oscillation center wavelength as features were recorded time feature is received in the receiving frequency meter directly by atomic moment and the sun reflected by objects after reflecting the reflection of atomic frequency towards the celestial instrument, to obtain the time delay measurement, to provide navigation information of spacecraft. According to the established state model of spacecraft orbital dynamics, according to the sun shock time delay to establish the implicit nonlinear equations contains the test model, using the implicit unscented filter contains dichotomy Calman estimates the position and velocity of the spacecraft. The invention belongs to the field of autonomous navigation of spacecraft, and is suitable for navigation and positioning of planets in the solar system by detecting, transferring orbits or orbiting orbits.

【技术实现步骤摘要】
一种基于太阳震荡时间延迟的自主天文导航方法
本专利技术属于航天器自主导航领域，涉及一种利用太阳震荡引起的光谱波长变化作为特征提供航天器位置信息的天文导航方法，适用于太阳系内行星探测转移轨道或环绕轨道的导航定位。
技术介绍
对于深空探测任务而言，航天器的制导与控制需要依赖导航信息，导航精度对于任务的成败有着重要影响。导航即获得航天器的位置及速度信息，确定轨道参数。目前，一般通过地面测控站为航天器提供导航信息。然而，随着航天器与地球之间距离的增加，信号传输的双程时延将越来越大。另外，日凌将造成信号中断。随着航天器数目不断增加，成本和资源等方面也受到限制。天文导航是一种自主导航方法，能够通过观测天体信息获得实时准确的导航信息。目前常用的天文导航方法包括测角导航、基于X射线脉冲星测距导航和天文多普勒测速导航。测角导航是一种传统、成熟的天文导航方法，通过测量航天器与近天体及导航恒星之间的夹角获得航天器的位置信息。但是，这种方法的导航精度随着航天器与近天体间距离的增加而下降。基于X射线脉冲星测距导航可以提供高精度的位置信息，且导航精度不受航天器与天体间位置的影响。但是，由于X射线脉冲星的信号比较本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于太阳震荡时间延迟的自主天文导航方法，其特征在于：利用太阳震荡引起的太阳光谱线心波长的剧烈变化作为特征，分别记录特征在直接被朝向太阳的原子鉴频仪接收的时刻及经过反射天体反射后被朝向反射天体的原子鉴频仪接收的时刻，获得时间延迟量测量，提供航天器的导航信息；根据轨道动力学建立航天器的状态模型，根据太阳震荡时间延迟建立含有非线性方程的隐式量测模型，使用包含二分法的隐式无迹卡尔曼滤波估计航天器的位置和速度，具体包括以下步骤：①获取太阳震荡时间延迟量测量利用原子鉴频仪检测光谱线心波长的变化，第一原子鉴频仪朝向太阳安装，测量直接观测太阳光的线心波长，并标记时间；同时，第二原子鉴频仪朝向反射天体安装，...

【技术特征摘要】
1.一种基于太阳震荡时间延迟的自主天文导航方法，其特征在于：利用太阳震荡引起的太阳光谱线心波长的剧烈变化作为特征，分别记录特征在直接被朝向太阳的原子鉴频仪接收的时刻及经过反射天体反射后被朝向反射天体的原子鉴频仪接收的时刻，获得时间延迟量测量，提供航天器的导航信息；根据轨道动力学建立航天器的状态模型，根据太阳震荡时间延迟建立含有非线性方程的隐式量测模型，使用包含二分法的隐式无迹卡尔曼滤波估计航天器的位置和速度，具体包括以下步骤：①获取太阳震荡时间延迟量测量利用原子鉴频仪检测光谱线心波长的变化，第一原子鉴频仪朝向太阳安装，测量直接观测太阳光的线心波长，并标记时间；同时，第二原子鉴频仪朝向反射天体安装，测量经反射太阳光的线心波长，并标记时间，由于航天器与太阳或反射天体之间的相对运动，会引起光谱的多普勒频移，考虑到它们之间的相对径向速度的变化是缓慢呈趋势的，因此可以通过平滑获得其长期趋势，并获得仅反映太阳震荡的去趋势的线心波长；由于太阳光的传播路径不同，太阳光谱线心波长的变化将先后被两个原子鉴频仪记录；太阳震荡引起的波长变化特征被第二原子鉴频仪在t时刻记录，通过特征匹配确定此特征被第一原子鉴频仪记录的时刻t1，可得到太阳震荡时间延迟量测量如下：Z＝[△t]＝[t-t1](1)其中Z是选取的量测量，△t是时刻t及t1间的时间延迟；②建立基于轨道动力学的天文导航系统状态模型航天器的状态模型如下：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)为系统非线性连续状态转移函数，w...

【专利技术属性】
技术研发人员：宁晓琳，桂明臻，房建成，刘刚，张杰，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11