基于扩张观测器与辅助信息估计的机动目标相对导航方法技术

基于扩张观测器与辅助信息估计的机动目标相对导航方法，包括如下步骤：步骤一、建立两星的轨道动力学状态方程和观测方程；步骤二、根据操控飞行器和目标飞行器之间的绳系作用力解算绳系拖曳力造成的目标飞行器加速度；步骤三、将两星相对加速度作为增加的状态量，建立扩张观测器；步骤四、求解扩张观测器，实现在对目标飞行器机动加速度未知的情况下对两星相对位置速度的准确估计。本发明专利技术在不需要增加跟瞄设备测量信息的前提下，实现对机动目标位置速度的准确估计，提高了采用绳系装置对空间碎片进行拖曳过程中的相对导航精度。

Relative navigation method of maneuvering target based on extended observer and auxiliary information estimation

【技术实现步骤摘要】
基于扩张观测器与辅助信息估计的机动目标相对导航方法
本专利技术涉及一种采用绳系装置对空间碎片进行拖曳过程中的相对导航方法，尤其涉及一种基于扩张观测器与辅助信息融合估计的机动目标相对导航方法，属于非合作机动目标相对导航领域。
技术介绍
GEO轨道因其相对地面静止的特殊性具有广泛的应用价值，是一项非常重要的稀缺资源，在各航天国的空间战略中具有举足轻重的地位。随着各国对通信、广播、气象、导航等领域需求的增长，进入这一有限空间内的飞行器越来越多，愈加拥挤，GEO轨道垃圾清除的需求显得尤为迫切。空间碎片的存在严重地威胁着在轨运行航天器的安全，它们和航天器的碰撞将改变航天器的性能，造成表面器件损伤，导致航天器系统故障，影响航天器寿命。通过飞网捕获目标并将目标拖曳至坟墓轨道，是一种新兴的清理轨道垃圾的方案，并且由于其适应性强，可重复使用等特点受到了广泛的关注和研究。绳网捕获目标后，操控飞行器和目标飞行器构成以系绳为连接介质的柔性组合体，如何有效将空间碎片拖至目标轨道，同时保证操控飞行器的安全涉及到轨道动力学的一系列复杂问题，对目标的导航是其中关键的一环。空间碎片作为一个非合作目标，在拖曳过程中产生未知机动，操控飞行器如果无法及时识别目标的机动情况，会严重影响系统的导航精度。目前对机动目标导航应用的方法多基于没有物理连接的两飞行器，因此所依靠的信息有限，只能通过建立复杂的状态方程或者观测方程估计目标机动情况，导致系统的导航精度低。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于扩张观测器与辅助信息估计的机动目标相对导航方法，在不增加测量信息的情况下实现对机动目标位置速度的准确估计，提高了采用绳系装置对空间碎片进行拖曳过程中的相对导航精度。本专利技术的技术解决方案是：基于扩张观测器与辅助信息估计的机动目标相对导航方法，包括如下步骤：步骤一、建立两星的轨道动力学状态方程和观测方程，所述两星是指操控飞行器和目标飞行器；步骤二、根据操控飞行器和目标飞行器之间的绳系作用力解算绳系拖曳力造成的目标飞行器加速度；步骤三、将两星相对加速度作为增加的状态量，建立扩张观测器；步骤四、求解扩张观测器，实现在对目标飞行器机动加速度未知的情况下对两星相对位置速度的准确估计。所述步骤一中，对两星进行相对运动动力学建模，建立轨道动力学状态方程；近圆轨道下，目标飞行器第二轨道坐标系下两星相对运动动力学方程如下：其中，[xyz]为两星相对位置，为两星相对速度，ω为目标飞行器的平均轨道角速度，ax、ay、az为两星的三轴轨控相对加速度；把作为状态量，把两星相对运动动力学方程写成状态方程形式，有：简写后，得到两星的轨道动力学状态方程：其中U＝[axayaz]T；μ为地心引力常数，r0为目标飞行器轨道半径。所述步骤一中，按照如下方法建立观测方程：设ρ、α、β分别为两星的相对距离、高低角、方位角，则若Z＝[ρ,α,β]T，故有非线性测量模型：Z＝h(X)+W式中，W为观测噪声，将Z＝h(X)线性化得观测方程：Z＝HX+W其中H为对非线性函数h(X)进行线性化后的系数矩阵；为上一拍的状态量估计值；根据上述状态方程和观测方程建立如下线性系统：所述步骤二的实现方式如下：目标飞行器受到的拖曳力的方向是从绳结点指向目标飞行器质心，目标飞行器受到的拖曳力大小FT＝-FS，FS为操控飞行器受到的绳子的拉力，建模时假设力的方向沿目标飞行器的质心指向操控飞行器质心，再结合目标飞行器的质量，利用如下公式计算出绳系拖曳力造成的目标飞行器加速度mT为目标飞行器的质量，为操控飞行器本体系下两星的相对位置。设操控飞行器的质量为mS，推力器对组合体施加的力为Fzong，加表测得的组合体的加速度为azong；操控飞行器成功抓捕目标飞行器后，与目标飞行器形成组合体，组合体的质量为则目标飞行器的质量mT＝mzong-mS。为卡尔曼滤波得到的目标星轨道下两星相对位置，为目标星轨道系到惯性系下的转换矩阵，为惯性系到操控飞行器本体系下的转换矩阵。所述步骤三的实现方式如下：实际的目标飞行器可能会进行主动机动，即产生未知的加速度，因此U是一个时变的非线性函数，设U＝f(X)，并将其作为系统的一个状态量，忽略观测噪声，则根据状态方程和观测方程建立的线性系统忽略观测噪声，变为如下非线性系统：其中Z＝[ραβ]T，进一步整理为：其中X1＝[xyz]T，B1＝I3×3对该系统构建得到如下扩张观测器：其中Z1、Z2、Z3分别是X1、X2、U的估计值，e为状态量的估计误差，β01、β02、β03为常数参数，函数fal(e,ε,δ)满足β01＝100,β02＝β03＝200。所述步骤四的实施方式如下：利用步骤三建立的扩张观测器对X1、X2、U进行估计，采用欧拉积分法，即令扩张观测器的初始值为Z1(0)＝0、Z2(0)＝0、Z3(0)＝0，然后把扩张观测器离散化成如下递推公式：其中h为采样周期，δ＝0.01，采用上述递推公式，即可对状态量X1、X2、U进行估计。与现有技术相比，本专利技术具有如下有益效果：由于本专利技术采用了基于绳系作用力和建立扩张观测器结合的方法，在不需要增加跟瞄设备测量信息的前提下，利用绳系作用力对目标飞行器受到的拖曳力进行估计，再将两种方法计算出的加速度进行融合后引入导航滤波算法中，从而降低模型误差，提高相对导航的精度。附图说明图1为本专利技术方法流程图。具体实施方式本专利技术为基于扩张观测器与绳系辅助信息估计的机动目标相对导航方法，不需增加观测信息，目标机动状态估计准确。如图1所示，本专利技术包括如下的步骤：步骤一、建立两星的轨道动力学状态方程和观测方程，所述两星是指操控飞行器和目标飞行器；步骤二、根据操控飞行器和目标飞行器之间的绳系作用力解算绳系拖曳力造成的目标飞行器加速度；步骤三、将两星相对加速度作为增加的状态量，建立扩张观测器；步骤四、求解扩张观测器，实现在对目标飞行器机动加速度未知的情况下对两星相对位置速度的准确估计。上述步骤一具体的实现步骤如下：a)对两星进行相对运动动力学建模，建立轨道动力学状态方程近圆轨道下，目标航天器第二轨道坐标系下两星相对运动动力学方程如下：其中，[xyz]为两星相对位置，为两星相对速度，为目标飞行器的平均轨道角速度，μ为地心引力常数，r0为目标航天器轨道半径，ax、ay、az为两星的三轴轨控相对加速度；把作为状态量，把两星相本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.基于扩张观测器与辅助信息估计的机动目标相对导航方法，其特征在于包括如下步骤：/n步骤一、建立两星的轨道动力学状态方程和观测方程，所述两星是指操控飞行器和目标飞行器；/n步骤二、根据操控飞行器和目标飞行器之间的绳系作用力解算绳系拖曳力造成的目标飞行器加速度；/n步骤三、将两星相对加速度作为增加的状态量，建立扩张观测器；/n步骤四、求解扩张观测器，实现在对目标飞行器机动加速度未知的情况下对两星相对位置速度的准确估计。/n

【技术特征摘要】
1.基于扩张观测器与辅助信息估计的机动目标相对导航方法，其特征在于包括如下步骤：
步骤一、建立两星的轨道动力学状态方程和观测方程，所述两星是指操控飞行器和目标飞行器；
步骤二、根据操控飞行器和目标飞行器之间的绳系作用力解算绳系拖曳力造成的目标飞行器加速度；
步骤三、将两星相对加速度作为增加的状态量，建立扩张观测器；
步骤四、求解扩张观测器，实现在对目标飞行器机动加速度未知的情况下对两星相对位置速度的准确估计。


2.如权利要求1所述的基于扩张观测器与辅助信息估计的机动目标相对导航方法，其特征在于：所述步骤一中，对两星进行相对运动动力学建模，建立轨道动力学状态方程；
近圆轨道下，目标飞行器第二轨道坐标系下两星相对运动动力学方程如下：









其中，[xyz]为两星相对位置，为两星相对速度，ω为目标飞行器的平均轨道角速度，ax、ay、az为两星的三轴轨控相对加速度；
把作为状态量，把两星相对运动动力学方程写成状态方程形式，有：



简写后，得到两星的轨道动力学状态方程：



其中U＝[axayaz]T；


3.如权利要求2所述的基于扩张观测器与辅助信息估计的机动目标相对导航方法，其特征在于：μ为地心引力常数，r0为目标飞行器轨道半径。


4.如权利要求2所述的基于扩张观测器与辅助信息估计的机动目标相对导航方法，其特征在于：所述步骤一中，按照如下方法建立观测方程：
设ρ、α、β分别为两星的相对距离、高低角、方位角，则



若Z＝[ρ,α,β]T，故有非线性测量模型：
Z＝h(X)+W
式中，W为观测噪声，



将Z＝h(X)线性化得观测方程：
Z＝HX+W



其中H为对非线性函数h(X)进行线性化后的系数矩阵；为上一拍的状态量估计值；
根据上述状态方程和观测方程建立如下线性系统：





5.如权利要求4所述的基于扩张观测器与辅助信息估计的机动目标相对导航方法，其特征在于：所述步骤二的实现方式如下：
目标飞行器受到的拖曳力的方向是从绳结点指向目标飞行器质心，目标飞行器受到的拖曳力大小FT＝-FS，FS为操控飞行器受到的绳子的拉力，建模时假设力的方向沿目标飞行器的质心指向操控飞行器质心，...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘付成，张晓彤，张丽敏，刘礼城，詹鹏宇，吕若宁，
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