一种基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法技术

本发明专利技术涉及一种基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法，首先建立基于太阳和八大行星的轨道动力学模型作为航天器的状态模型；其次根据导航天体至航天器的单位矢量与导航天体之间的单位矢量获取方位角量测量，并建立量测量的角度约束模型，在对系统非线性不等式角度约束建模的基础上利用序列二次规划(SQP)非线性规划方法辅助减小航天器自主导航系统的量测误差，之后建立方位角量测模型作为航天器的量测模型；根据航天器的状态模型和量测模型都呈现非线性特性，且系统噪声为非高斯噪声的特点，采用UKF滤波方法，估计航天器位置、速度，获得相对于导航天体的航天器位置和速度。

【技术实现步骤摘要】
一种基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法
本专利技术属于航天导航
，可在线估计航天器的位置和速度，适用于航天器的转移段和捕获段；具体涉及在航天器进行天文测量时，基于航天器和导航天体之间的角度约束信息，对量测量进行优化的自主天文导航方法，是一种非常适用于航天器的导航方法。
技术介绍
21世纪初，世界主要航天集团都提出了未来的深空探测计划。我国的首个火星探测器“天问一号”已于2020年7月23日发射升空，并成功进入预定轨道。深空探测器距离地球较远，飞行速度较快，飞行距离远，时间长，环境未知性较强，传统上依靠地面测控的深空探测器导航与控制方法在实时性、成本和资源上受到种种限制，存在很多不足，很难满足深空探测一些特殊任务对高精度导航与控制的需要，因而对自主导航的要求更为迫切。自主天文导航已成为深空探测的关键技术。自主天文导航系统需要在同一时刻观测至少两个导航天体，通过两个天体的位置信息确定探测器的位置和速度。导航系统测量误差是制约深空探测自主天文导航精度的重要影响因素，因此，有效抑制敏感器的测量误差是深空探测器高精度自主天文导航的关键。传统量测量误差修正方法主要有两种，一种是敏感器标定方法，可以去除敏感器测量中的常值误差，另一种是滤波方法，减小天文光学敏感器测量时的随机误差。但是这两种方法都没有利用航天器自主天文导航系统的内在系统约束，导航估计结果并不是最优的。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是：减小自主天文导航测量误差对导航精度的影响，弥补现有测量手段难以自主减小随机测量误差的不足，提供一种基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法，有效利用航天器自主天文导航系统满足的内在系统约束，为航天器提供一种高精度测量信息的自主天文导航方法。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案为：一种基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法，首先建立基于太阳和八大行星的轨道动力学模型作为天文导航系统的状态模型；其次根据导航天体至航天器的单位矢量与导航天体之间的单位矢量获取方位角量测量，并建立量测量的角度约束模型，在对系统非线性不等式角度约束建模的基础上利用序列二次规划(SQP)非线性规划方法辅助减小航天器自主导航系统的量测误差，之后建立方位角量测模型作为天文导航系统的量测模型；根据航天器的状态模型和量测模型都呈现非线性特性，且系统噪声为非高斯噪声的特点，采用UKF滤波方法，估计航天器位置、速度，获得相对于导航天体的航天器位置和速度，提高航天器自主天文导航精度。在实际航空任务中，航天器自主天文导航系统满足一定的内在系统约束。这些约束是实际复杂物理系统内在的固有特性，对这些内在约束建模将提高系统估计性能。已有航天器自主天文导航方法都尚未考虑导航系统量测量所满足的多种约束条件，更未对约束条件建模优化、导致系统模型中信息相互孤立，并未完全利用所含信息。因此需要对航天器自主天文导航系统量测量的角度约束条件进行建模、并针对约束模型，利用约束模型规划算法，辅助优化测量信息，进而可实现航天器高精度自主天文导航。具体包括以下步骤：1、建立航天器天文导航系统的状态模型考虑太阳和火星、地球等八大行星对航天器的引力作用，建立基于太阳和八大行星引力轨道动力学模型，选取目标天体为中心的惯性坐标系，可得航天器在目标天体为中心的惯性坐标系中的状态模型：式中，x,y,z为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴位置，vx,vy,vz为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴速度，为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴位置的微分，为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴速度的微分，μs、μm和μic分别为太阳、目标天体和第ic颗行星的引力常数；rps为日心到航天器的距离；rpm为目标天体质心到航天器的距离；rms为日心到目标天体质心的距离；为第ic颗行星到航天器的距离；rmi为第ic颗行星质心到火心的距离；(xs,ys,zs)，分别为太阳、第ic颗行星在目标天体质心惯性坐标系中的三轴位置坐标，可根据时间由行星星历表获得，wx,wy,wz分别为状态模型中航天器三轴的状态模型误差；ic表示太阳和八大行星中从内至外的第ic颗行星，如目标天体为火星，则ic＝1,2,3...,N(ic≠4)，N＝8，由于ic＝4表示第4颗行星(火星)，因此不包含在求和表达式中。式(1)中的各变量都是与时间t有关的变量，航天器天文导航系统的状态模型可以简写为：式中，X(t)＝[x,y,z,vx,vy,vz]T为状态模型的状态向量，x,y,z,vx,vy,vz分别为航天器在目标天体质心为中心的惯性坐标系中三轴的位置和速度，为X(t)的微分，h(X(t),t为状态模型的系统非线性连续状态转移函数，w(t)＝[000wxwywz]T为航天器天文导航系统状态模型误差；2、方位角量测量的获取以导航天体与航天器之间的方位角作为航天器天文导航系统的量测量Z＝[θ12S,θ23S,θ31S]T，可根据导航天体至航天器的单位矢量与导航天体之间的单位矢量计算获得。航天器和第i颗导航天体之间的方位角θijSi,j∈{1,2,3}(i≠j)表达式为：θijS＝arccos[LiS·Lij]+eijS(3)式中，eijS是θijS的测量噪声，LiS是导航天体到航天器的单位矢量，Lij是导航天体之间的单位矢量，可表示为：式中，ri、rj和rS分别为导航天体和航天器在以目标天体质心为中心的惯性坐标系中的位置矢量。3、建立量测量角度约束模型在同一时刻，三个导航天体到航天器的矢量方向不共线(如图2所示)，即并且i≠j,我们可以通过以下方式确定与其相关的六个角度。式中，i,j∈{1,2,3},i≠j。为导航天体与目标天体间的方位角估计值，ei为误差，真正的方位角φiS满足φij是准确的导航天体之间的方位角，φij∈[0,2π)。定义角度θijS＝(φiS-φij)，θijS∈(-π,π]。从几何上讲，我们可以把θijS解释为从连接导航天体i和目标S的线段到从连接导航天体i和j的线段顺时针旋转光线获得的角度。因此，很明显θijS＝-θiSj。由于θijS和θjiS的定义意味着这两个量的符号相反，根据正弦定理，可以得出以下方程组：Asin(θ12S)+Bsin(θ21S)＝0Bsin(θ23S)+Csin(θ32S)＝0Asin(θ13S)+Csin(θ31S)＝0(6)消除A、B、C可得：sin(θ12S)sin(θ23S)sin(θ31S)+sin(θ21S)sin(θ32S)sin(θ13S)＝0(7)公式(7)是三角形系统的角度之间的关系。把公式(5)代入公式(7)，可得测量误差的约束方程(8)：式中，是误差。约束条件(8)的优点是只包含测量的角度值作为参数。航天器天文测角导航测量误差的角度约束，可以采用基于约束最优问题的最优化方法对测量误差进行进一步限制，从而减小测量误差对导航精度本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法，其特征在于：/n第一步，建立基于太阳和八大行星的轨道动力学模型作为航天器的状态模型；/n第二步，根据导航天体至航天器的单位矢量与导航天体之间的单位矢量获取方位角量测量，并建立量测量的角度约束模型，在对系统非线性不等式角度约束建模的基础上利用序列二次规划(SQP)非线性规划方法辅助减小航天器自主导航系统的量测误差，建立方位角量测模型作为航天器的量测模型；/n第三步，根据航天器的状态模型和量测模型均呈现非线性特性，且系统噪声为非高斯噪声的特点，采用UKF滤波方法，估计航天器位置、速度，获得相对于导航天体的航天器位置和速度，提高航天器自主天文导航系统的精度。/n

【技术特征摘要】
1.一种基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法，其特征在于：
第一步，建立基于太阳和八大行星的轨道动力学模型作为航天器的状态模型；
第二步，根据导航天体至航天器的单位矢量与导航天体之间的单位矢量获取方位角量测量，并建立量测量的角度约束模型，在对系统非线性不等式角度约束建模的基础上利用序列二次规划(SQP)非线性规划方法辅助减小航天器自主导航系统的量测误差，建立方位角量测模型作为航天器的量测模型；
第三步，根据航天器的状态模型和量测模型均呈现非线性特性，且系统噪声为非高斯噪声的特点，采用UKF滤波方法，估计航天器位置、速度，获得相对于导航天体的航天器位置和速度，提高航天器自主天文导航系统的精度。


2.根据权利要求1所述的基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法，其特征在于：所述第一步骤中，建立基于太阳和八大行星的轨道动力学模型作为天文导航系统的状态模型具体如下：
基于太阳和火星、地球等八大行星对航天器的引力作用，建立基于太阳和八大行星引力轨道动力学模型，选取目标天体为中心的惯性坐标系，得到航天器在目标天体为中心的惯性坐标系中的状态模型：



式中，x,y,z为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴位置，vx,vy,vz为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴速度，为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴位置的微分，为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴速度的微分，μs、μm和μic分别为太阳、目标天体和第ic颗行星的引力常数；rps为日心到航天器的距离；rpm为目标天体质心到航天器的距离；rms为日心到目标天体质心的距离；为第ic颗行星到航天器的距离；rmi为第ic颗行星质心到火心的距离；(xs,ys,zs)，分别为太阳、第ic颗行星在目标天体质心惯性坐标系中的三轴位置坐标，根据时间由行星星历表获得，wx,wy,wz分别为状态模型中航天器三轴的状态模型误差；ic表示太阳和八大行星中从内至外的第ic颗行星；
式(1)中的各变量都是与时间t有关的变量，航天器天文导航系统的状态模型简写为：



式中，X(t)＝[x,y,z,vx,vy,vz]T为状态模型的状态向量，x,y,z,vx,vy,vz分别为航天器在目标天体质心为中心的惯性坐标系中三轴的位置和速度，为X(t)的微分，h(X(t),t为状态模型的系统非线性连续状态转移函数，w(t)＝[000wxwywz]T为航天器天文导航系统状态模型误差。


3.根据权利要求1所述的基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法，其特征在于：所述第二步具体实现如下：
(1)方位角量测量的获取为：
以导航天体与航天器之间的方位角作为航天器天文导航系统的量测量Z＝[θ12S,θ23S,θ31S]T，根据导航天体至航天器的单位矢量与导航天体之间的单位矢量计算获得，航天器和第i颗导航天体之间的方位角θijSi,j∈{1,2,3}(i≠j)表达式为：
θijS＝arccos[LiS·Lij]+eijS(3)
式中，eijS是θijS的测量噪声，LiS是导航天体到航天器的单位矢量，Lij是导航天体之间的单位矢量，表示为：






式中，ri、rj和rS分别为导航天体和航天器在以目标天体质心为中心的惯性坐标系中的位置矢量；
(2)建立量测量角度约束模型
在同一时刻，三个导航天体到航天器的矢量方向不共线，即：

并且i≠j,通过以下方式确定与其相关的六个角度；



式中，i,j∈{1,2,3},i≠j，为导航天体与目标天体间的方位角估计值，ei为误差，真正的方位角φiS满足φi...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄月清，宁晓琳，
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