一种基于星间测距的地球‑Lagrange联合星座自主定轨方法技术

本发明专利技术公开了一种基于星间测距的地球‑Lagrange联合星座自主定轨方法，包括以下几个步骤：步骤一：建立地球‑Lagrange联合星座自主定轨系统的状态方程；步骤二：建立地球‑Lagrange联合星座自主定轨系统的测量方程；步骤三：确定实现轨道参数估计的滤波方法；步骤四：基于选定滤波算法的地球‑Lagrange联合星座自主定轨方法的具体实现。本发明专利技术通过引入Lagrange卫星，有效解决了仅利用星间测距信息进行自主定轨时存在的“亏秩”问题，减轻了系统设备的复杂性；通过自适应非线性滤波算法在线实时估计系统噪声的统计特性，对噪声先验信息要求较低，提高了自主定轨滤波算法的稳定性，提高了自主定轨精度。

An autonomous orbit determination of inter satellite ranging earth satellite constellation based on Lagrange

The invention discloses an inter satellite ranging the earth Lagrange constellation based on autonomous orbit determination method, including the following steps: step one: the establishment of the state equation of earth Lagrange constellation autonomous orbit determination system; step two: the establishment of the earth Lagrange combined constellation self measurement equation main rail system; step three: determine the filtering method to estimate the orbital parameters; step four: implementation method selected filtering algorithm of the earth orbit Lagrange constellation based on independent set. By introducing the Lagrange satellite, effectively solved using only range information of autonomous orbit determination of the rank deficient problem between stars, reduce the complexity of system equipment; the statistical characteristic of noise on-line algorithm with adaptive nonlinear filter real-time estimation system, low noise of prior information requirements, improve the stability of autonomous orbit determination filtering algorithm, improves the precision of autonomous orbit determination.

【技术实现步骤摘要】
一种基于星间测距的地球-Lagrange联合星座自主定轨方法
本专利技术属于地球卫星星座的自主定轨领域，具体来说，是一种仅利用地球-拉格朗日(Lagrange)联合星座内的星间测距信息，基于自适应滤波实现地球卫星星座自主定轨的方法。
技术介绍
近几十年来，卫星导航在国民经济和军事斗争领域中发挥着越来越重要的作用，提高卫星自主运行能力对于减轻地面测控负担、降低卫星运行费用、提高卫星生存能力和扩展航天器的应用潜力等方面具有重要意义。卫星的自主定轨技术是实现卫星自主控制的前提，对保障其自主运行发挥着至关重要的作用，也成为当今卫星导航与控制技术的发展趋势。目前星座的自主定轨方法主要分为各卫星独立自主定轨和星座整体自主定轨两类方法。前者是通过卫星上搭载的各种惯性器件、星敏感器和导航接收机等获取卫星相对于其他自然天体或者导航星的距离、方向等信息来对自身位置进行在线估计，系统构成简单，运算量小，但其定轨精度受到自然天体表面的不规则程度以及敏感器的测量精度等因素的限制，单独使用难以达到导航级别应用的精度；后者则是充分利用星座内部各卫星间的相对测量信息来实现星座的整网定轨，短弧段定轨精度高，但存在着“亏秩”问题，即仅利用星间相对测量信息无法确定星座在惯性空间中的整体性方向旋转，造成星座卫星的长弧段定轨精度随时间增长而逐步下降。为了解决“亏秩”问题，国外有学者指出当星座或卫星编队所处的引力场高度不对称时，便会由轨道的“唯一性”引入绝对信息，从而解决星座整体旋转的不可观问题。研究发现，在众多非对称摄动引力场中，第三体引力的相对强度最大，特别是在L1和L2两个Lagrange点附近区域，因此通过联合地球卫星星座和Lagrange点星座进行联合自主定轨可以解决“亏秩”问题。利用此种自主定轨方法可以大大降低航天器自主导航系统的复杂性，减少导航测量设备，提高自主定轨精度。同时，Lagrange导航星座还可以作为深空探测导航基站，为其他深空探测器提供导航信息，从而有效解决地面深空探测网在深空导航精度、实时性、安全性等方面存在的问题，因此研究地球-Lagrange联合星座的自主定轨具有重大意义。目前，国内外关于地球-Lagrange联合星座的自主定轨方法中主要以批处理算法、扩展卡尔曼滤波(ExtendKalmanFilter，EKF)算法和无迹卡尔曼滤波(UnscentedKalmanFilter，UKF)算法等常规算法为基础。但是，批处理算法往往用于事后处理，不适用于实时定轨；常规的EKF和UKF算法虽然采用了便于实时计算的递推形式，但往往要求系统噪声和测量噪声的先验信息已知，否则将造成系统性能下降甚至引起滤波发散。由于在轨卫星的实际受力情况复杂，特别是Lagrange卫星，难以获得较为精确的噪声统计特性，而且卫星轨道维持的机动等导致的不规律建模误差也会造成统计特性的改变，使得先验信息失去意义，因此研究能够根据测量信息序列自适应调整的自主导航算法对于提高自主定轨系统的鲁棒性，保证自主定轨精度有着重要意义。
技术实现思路
本专利技术为了解决上述问题，提出一种基于星间测距的地球-Lagrange联合星座自主定轨方法，该方法仅利用星间链路获取的星-星距离测量信息，利用自适应非线性滤波(AdaptiveNonlinearFilter,ANF)算法，采用集中式结构融合有效测量信息，实现地球-Lagrange联合星座中各个卫星位置和速度的解算。该星座定轨方法首先采用集中式结构建立地球-Lagrange联合星座自主定轨的系统模型，其中地球导航卫星的状态方程主要基于地心惯性直角坐标系下的受摄二体问题动力学模型来建立，Lagrange导航卫星的状态方程主要基于质心会合坐标系下的圆型限制性三体问题动力学模型来建立，测量方程采用地心惯性直角坐标系下的星间距离测量模型；然后，采用自适应非线性滤波算法对有效测量信息进行融合实现地球-Lagrange联合星座的自主定轨；最后以3颗中地球轨道(MEO)卫星和2颗Lagrange卫星组成的联合星座为例验证方法的有效性。一种基于星间测距的地球-Lagrange联合星座自主定轨方法，具体包括以下几个步骤：步骤一：在集中式结构下，建立地球-Lagrange联合星座自主定轨系统的状态方程；步骤二：在集中式结构下，建立地球-Lagrange联合星座自主定轨系统的测量方程；步骤三：在集中式结构下，根据上述建立的地球-Lagrange联合星座自主定轨系统模型，确定实现轨道参数估计的滤波方法；步骤四：在集中式结构下，基于选定滤波算法的地球-Lagrange联合星座自主定轨方法的具体实现。本专利技术的优点在于：(1)通过引入Lagrange卫星为系统提供绝对信息，有效解决“亏秩”问题，提高了地球-Lagrange联合星座长期自主定轨精度；(2)仅利用星间测距信息，减轻了系统设备的复杂性；(3)Lagrange导航星座对地球导航星座的覆盖率高，提高了自主定轨精度；(4)利用自适应非线性滤波算法在线实时估计系统噪声的统计特性，提高了自主定轨的滤波算法精度和稳定性，从而提高自主定轨精度。附图说明图1为基于星间测距的地球-Lagrange联合星座自主定轨系统构成示意图；图2为基于星间测距的地球-Lagrange联合星座自主定轨方法结构图；图3为基于自适应非线性滤波的自主导航算法流程图；图4为实施例系统精度随bQ、bC、bq变化趋势图；图5为实施例GNSS卫星的位置误差曲线图。具体实施方式下面将结合附图和实施例对本专利技术作进一步的详细说明。本专利技术是一种基于星间测距的地球-Lagrange联合星座自主定轨方法，其系统构成见图1，图中显示该联合星座定轨系统由地球导航星座及其星间链路测距、Lagrange导航星座及其星间链路测距以及两星座卫星间的星间链路测距构成，其中地球导航星座由m颗中/高轨卫星组成，编号依次为1,2,…,i,…m；Lagrange导航星座由n颗运行在L1和L2点附近Halo周期轨道上的卫星组成，编号依次为1,2,…,k,…n。一种基于星间测距的地球-Lagrange联合星座自主定轨方法的基本实现过程参见图2，图中显示该定轨方法的基本实现过程主要包括测量信息获取和星座轨道参数估计。其中获取的测量信息包括地球导航星座内部的星间距离测量信息、Lagrange导航星座内部的星间距离测量信息以及地球导航卫星和Lagrange导航卫星间的距离测量信息三类距离测量信息；在进行星座轨道参数估计时，①基于地球卫星和Lagrange卫星的简化轨道动力学模型建立联合星座定轨系统的状态方程，②建立三类距离测量信息的测量方程，③利用由状态方程和测量方程构成的系统模型，采用合适的自适应非线性滤波算法，实现轨道参数的估计；最后，输出估计得到的星座中卫星的位置和速度。在地心惯性坐标系和质心会和坐标系下，采用直角坐标描述法(即用位置和速度分量来表示卫星当前的运行状态)，利用自适应非线性滤波估计方法，结合根据轨道动力学方程和测量信息建立的系统模型，实现地球-Lagrange联合星座的自主定轨，具体步骤为：步骤一：在集中式结构下，建立地球-Lagrange联合星座自主定轨系统的状态方程；准确的系统模型是保障星座运行状态参数估计精度的主要因素之一。本专利技术基于卫星轨道动力学本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于星间测距的地球‑Lagrange联合星座自主定轨方法，包括以下几个步骤：步骤一：在集中式结构下，建立地球‑Lagrange联合星座自主定轨系统的状态方程；步骤二：建立地球‑Lagrange联合星座自主定轨系统的测量方程；步骤三：在集中式结构下，根据上述建立的基于星间距离测量的地球‑Lagrange联合星座自主定轨系统模型，确定实现轨道参数估计的滤波方法；步骤四：在集中式结构下，基于选定滤波算法的地球‑Lagrange联合星座自主定轨。

【技术特征摘要】
1.一种基于星间测距的地球-Lagrange联合星座自主定轨方法，包括以下几个步骤：步骤一：在集中式结构下，建立地球-Lagrange联合星座自主定轨系统的状态方程；步骤二：建立地球-Lagrange联合星座自主定轨系统的测量方程；步骤三：在集中式结构下，根据上述建立的基于星间距离测量的地球-Lagrange联合星座自主定轨系统模型，确定实现轨道参数估计的滤波方法；步骤四：在集中式结构下，基于选定滤波算法的地球-Lagrange联合星座自主定轨。2.根据权利要求1所述的一种基于星间测距的地球-Lagrange联合星座自主定轨方法，所述的步骤一，具体为：(1)建立地球导航卫星轨道动力学模型在地心直角惯性坐标系下，联合星座中待测地球卫星i进行定轨的状态方程如下：式中，待测地球卫星i对应的状态向量为[xEi,yEi,zEi]T和分别为该地球卫星的位置矢量和速度矢量；FE为系统状态函数，WEi(t)为系统噪声，满足均值为qEi(t)，方差为QEi(t)的高斯白噪声；式(1)可以进一步详细写为：其中，和为x、y、z三轴速度噪声分量，和是x、y、z三轴加速度等效噪声分量，包括未建模摄动项和噪声项；和分别为地球卫星i对应的已建模速度矢量和加速度矢量，其中加速度主要考虑地球中心引力加速度a0,Ei、J2摄动项加速度和日月引力摄动加速度aMS,Ei，具体表达式如下：1)卫星i的地球中心引力加速度a0,Ei满足：式中，为待测卫星i的地心距，μ为地球质量与引力常数G的乘积，即地球引力常数；2)J2摄动项加速度满足：式中，Re为地球赤道半径，J2为二阶带谐系数；日月引力引起的摄动加速度aMS,Ei满足：式中，(xS,yS,zS)和(xM,yM,zM)分别为太阳和月球在地心直角惯性坐标系下的三维位置坐标，和分别为卫星i到太阳和月球的距离，和分别为地心到太阳和月球的距离，μS和μM分别为太阳引力常数和月球引力常数；(2)Lagrange导航卫星轨道动力学模型在质心会合坐标系下，建立对Lagrange星座中待测月球卫星k进行定轨的状态方程：式中，待测Lagrange月球卫星k对应的状态向量为[xLk,yLk,zLk]T和分别为该星的无量纲位置矢量和速度矢量，其特征质量、特征长度和特征时间如式(7)所示，其中ME和MM分别为地球质量和月球质量，L为地月距离；FL为系统状态函数，WLk(t)为系统噪声，满足均值为qLk(t)，方差为QLk(t)的高斯白噪声；式(6)写为：其中，为Lagrange卫星k对应的已建模速度矢量，μ0＝MM/(MM+ME)，ΔE,Lk、ΔM,Lk分别为卫星的地心距和月心距，和为x、y、z三轴速度噪声分量，和是x、y、z三轴加速度等效噪声分量，包括未建模摄动项和噪声项；(3)地球-Lagrange联合星座自主定轨系统的状态方程假设整个自主导航系统包含m颗地球卫星和n颗Lagrange卫星，根据上述单颗卫星定轨的状态方程(1)和(6)，建立集中式结构的星座定轨状态方程如下：即：式中，为状态向量，F为整个星座定轨系统的状态函数矢量，W(t)表示均值为q(t)，方差为Q(t)的系统噪声。3.根据权利要求1所述的一种基于星间测距的地球-Lagrange联合星座自主定轨方法，所述的步骤二，具体为：(1)地球导航卫星间的星间距离测量模型对于地球导航卫星，记卫星i和卫星j之间的距离观测量为ρEi,Ej，则有：ρEi,Ej＝hE(XEi,XEj)+vEi,Ej，i≠j(11)其中vEi,Ej为卫星i和卫星j之间的等效测量噪声，包括建模误差和量测噪声；(2)Lagrange导航卫星间的星间距离测量模型记Lagrange卫星i和j之间的距离观测量为ρLi,Lj，有：ρLi,Lj＝hL(XLi,XLj)+vLi,Lj，i≠j(12)其中vLi,Lj为Lagrange卫星i和j之间的等效测量噪声，包括建模误差和量测噪声；(3)地球导航卫星和Lagrange卫星间的测量模型将GNSS卫星i和Lagrange卫星k在同一坐标系中表示，则有：其中，是Lagrange卫星在地心惯性坐标系中的坐标，它是关于Lagrange卫星在质心会合坐标系中的无量纲坐标XLk的函数，其转换关系为：其中，R表示由质心会合坐标系到地心惯性坐标系的旋转矩阵，表达式如下：其中uM＝ωM+θM，iM、ΩM、ωM和θM分别表示月球绕地轨道的轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角以及真近点角；(4)地球-Lagrange联合星座自主定轨系统的测量方程根据上述测量方程(11)、(12)和(13)，建立集中式结构的星座定轨测量方程如下：Z(t)＝h[X(t),t]+V(t)(16)即：其中V(t)为均值为零，方差为R(t)的等效测量噪声。4.根据权利要求1所述的一种基于星间测距的地球-Lagrange联合星座自主定轨方法，所述的步骤三，采用EKF方法或者SPKF方法，具体的：(1)当采用自适应EKF方法对经过离散化后的非线性系统进行状态估计，其具体步骤如下：1)时间更新计算一步预测状态：式中，为k时刻的系统噪声均值的估计值，为利用动力学方程进行的状态一步递推，一种方法是通过离散化和线性化后的方程(19)计算得到，其中为k时刻的状态估计，为(k+1)时刻的一步预测状态估计，Δt为积分步长；另一种方法是通过4阶Runge-Kutta方法直接对连续状态方程(9)数值积分计算得到；计算状态转移矩阵：式中，Φk+1/k为从k时刻到(k+1)时刻的状态转移矩阵；计算一步预测误差协方差矩阵：

【专利技术属性】
技术研发人员：杨静，卢帅，
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