【技术实现步骤摘要】
一种深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法
本专利技术涉及深空天文导航
，具体是一种基于星敏与光学敏感器的深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法，用于飞行器在轨实时导航。
技术介绍
现有的地球卫星和月球探测飞行器由于离地球较近，对地测控延时较短，对地测控链路建立有较多敏感器可用，地面测定轨的可靠性高。深空探测飞行器距离地球远，对地测控延时有时长达三十分钟，地面测定轨需要可靠的器地测控链路，深空探测飞行器具备一定的自主导航能力，有利于器地测控链路的建立。飞行器在轨运行期间不仅要进行姿态控制，还要进行轨道控制，轨道控制需要轨道参数；星敏测量给出相对J2000系的姿态，而目标姿态一般是相对轨道系的，由星敏计算相对轨道系姿态需要轨道参数。直接基于陀螺和加表惯性导航，导航误差随时间累积，不能长时间应用。惯性导航一般与GNSS兼容机、磁强计、脉冲星敏感器、行星敏感器、太敏、星敏等组合导航。但是，GNSS兼容机、磁强计在深空探测不可用；基于脉冲星导航需要配置复杂且昂贵的脉冲星敏感器。深空探测飞行器轨道确定一般基于地面测定...
【技术保护点】
1.一种深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法，其特征在于，包含步骤：/nS1、建立日心惯性坐标系、建立日心轨道坐标系；基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量；/nS2、计算地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量；/nS3、根据惯导测量结果，解算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；/nS4、计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量；/nS5、基于方向矢量误差采用PI滤波估计位置/速度误差修正量；/nS6、基于位置/速度误差修正量惯性-天文组合导航。/n
【技术特征摘要】
1.一种深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法，其特征在于，包含步骤：
S1、建立日心惯性坐标系、建立日心轨道坐标系；基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量；
S2、计算地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量；
S3、根据惯导测量结果，解算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；
S4、计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量；
S5、基于方向矢量误差采用PI滤波估计位置/速度误差修正量；
S6、基于位置/速度误差修正量惯性-天文组合导航。
2.如权利要求1所述的深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法，其特征在于，步骤S1中所述基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量，具体包含步骤：
S11、根据光学敏感器测量的敏感器量测系下滚动角俯仰角θs，解算飞行器太阳矢量在飞行器本体的滚动角俯仰角θ；其中ψH为光学敏感器在水平面内安装角度；
S12、根据飞行器太阳矢量在飞行器本体的滚动角俯仰角θ，计算飞行器本体相对太阳在本体系的方向矢量
S13、解算飞行器本体相对太阳在日心惯性系的方向矢量
其中，CJ2000←b为飞行器本体至J2000惯性系旋转矩阵，其由星敏感器测量得到的本体相对惯性系四元数计算得到，
3.如权利要求1所述的深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法，其特征在于，步骤S2中计算地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量的具体方法为：
其中为地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量，为太阳矢量在J2000惯性系的方向矢量。
4.如权利要求1所述的深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法，其特征在于，步骤S3中，计算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量的具体方法为：
其中，为飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；rb_J2000为根据惯导测量得到的飞行器在J2000惯性系位置。
5.如权利要求4所述的深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法，其特征在于，步骤S4中，计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量的具体方法为：
其中，为飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量，为地球相对太阳在日心惯性系方向矢量。
6.如权利要求5所述的深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法，其特征在于，步骤S5具体包含：
S51、计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向误差其中
S52、采用PI滤波估计位置误差修正量；对位置误差Δr进行限幅，惯导解算第k步位置误差...
【专利技术属性】
技术研发人员：王献忠，张肖，刘宇，张国柱，张丽敏，施常勇，刘赟，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31
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