一种航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航方法技术

本发明专利技术涉及一种航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航方法，将惯性导航与多普勒测速方法相结合，首先根据惯性导航系统的误差方程建立系统状态模型，然后利用光谱仪获得的太阳多普勒速度作为量测量，并建立太阳多普勒速度量测模型，最后使用UKF滤波估计航天器的位置、速度和姿态。本发明专利技术属于航天器自主导航领域，可为航天器提供高精度的位置、速度及姿态信息，对航天器导航具有重要的实际意义。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航方法
本专利技术属于航天器自主导航领域，涉及一种航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航方法。
技术介绍
航天器的发展在国防、信息通讯与科技创新中占有重要地位，而导航系统作为航天器上的重要设备，为航天器的操作或控制系统提供有关运动参数，从而引导航天器按所需速度和轨迹从起始点运动到目的地，对航天器的飞行任务有着不可忽视的作用。惯性导航根据惯性测量单元(InertialMeasurementUnit,IMU)中陀螺仪和加速度计的输出，利用积分的方法确定航天器的位置、速度和姿态，具有独立性强、输出频率高、隐蔽性好、较为成熟等特点。由于具有优良性能，被广泛的应用在各类航天器中，但由于惯性测量单元中的陀螺和加速度计不可避免的存在误差，并随时间累积，严重影响导航精度，因此常与其他导航系统组合起来用以改善导航性能。天文导航误差不随时间积累，和惯导具有互补性，因此常选用天文导航加以辅助，惯性/天文组合导航成为自主导航中的有效手段。传统的惯性/天文组合导航是利用天文导航中星敏感器提供的姿态信息来修正惯导的姿态误差和陀螺漂移，从而得到高精度姿态，并不能直观修正惯性导航速度与位置误差。而不管在什么领域，速度信息都至关重要，会对导航精度产生巨大影响，因此迫切需要寻找一种合适的天文导航方法来校正惯导的速度信息。研究发现，在航海领域的自主水下航行器导航系统中，常常使用多普勒计程仪器来修正惯性导航的速度，能够显著提升航行器的速度精度，据此提出在航天器导航中使用太阳多普勒速度信息辅助惯导，以此来修正速度，提高航天器速度与位置精度。在深空探测任务中，研究一种全自主、高精度的导航方法具有十分重要的意义。本专利技术提出的一种航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航方法，在传统惯性导航的基础上，辅助太阳多普勒速度导航，能够实现两种导航方法的优势互补，既保留惯导自主性强、输出信息全面的特点，也能够直接提高速度精度，间接修正位置，大幅度提高导航系统的准确性与可靠性。考虑到它们在工作原理与信息来源上的互补特性，对于长时间、长距离的航天器自主导航任务，利用太阳多普勒速度信息辅助惯性导航实现航天器自主导航是一种可行且值得深入研究的方法。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是：传统的惯性/天文组合导航方法，大多利用星敏感器输出的姿态信息来修正惯导的姿态，无法直观修正惯导的速度与位置误差，而速度信息至关重要，会对导航精度产生巨大影响。为解决航天器导航中传统惯性/天文组合导航方法无法直观修正惯导速度的问题，为航天器提供一种将惯性导航与太阳多普勒速度导航结合起来的自主导航方法，利用太阳多普勒速度导航辅助惯导获得高精度速度信息。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案为：一种航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航方法，实现为：第一步，根据惯性导航系统的误差方程建立系统状态模型；第二步，利用光谱仪获得太阳多普勒速度，并建立太阳多普勒速度量测模型；第三步，基于第一步中的状态模型和第二步中的量测模型，采用UKF滤波估计航天器的位置、速度和姿态。具体包括以下步骤：1、建立基于惯性导航误差方程的系统状态模型惯性导航通过惯性测量单元IMU测量航天器相对惯性空间的角速率和加速度信息，利用牛顿运动定律自动推算航天器的瞬时速度和位置信息。在捷联惯性导航系统下，IMU通常由三个正交加速度计和三个正交陀螺仪组成，整个组件直接安装在航天器本体上。根据惯性导航原理，系统的状态模型为：其中，φ＝[φEφNφU]T是姿态误差角，φE、φN、φU分别表示n系内东、北、天向的姿态误差；是航天器速度，vE、vN、vU分别表示n系内东、北、天向的速度，是航天器速度误差，δvE、δvN、δvU分别表示n系内东、北、天向的速度误差；rn＝[Lλh]T是航天器位置，L、λ、h分别表示n系下纬度、经度及高度，δrn＝[δLδλδh]T是航天器位置误差，δL、δλ、δh分别表示n系下纬度误差、经度误差及高度误差；fn是加速度计的输出在n系中的投影；表示航天器在n系下的地球自转角速率，是航天器在n系下wie的误差；是n系相对e系的旋转角速率在n系中的表示，其中Rx和Ry分别为卯酉圈和子午圈的主曲率半径，是n系下wen的误差；表示n系相对i系的转动角速度在n系中的表示，是n系下ωin的误差；ε＝(εxεyεz)T是惯性导航系统x、y、z三个方向的陀螺仪常值漂移；是惯性导航系统x、y、z三个方向加速度计的常值偏置；所述n系为地理坐标系，e系是地球坐标系，i系为地心惯性坐标系，b系为航天器本体坐标系；上式状态模型写为：Xk＝F(Xk-1,k-1)+Wk-1(2)其中，状态量为分别为航天器的姿态误差角，速度、位置误差，陀螺仪的常值漂移与加速度计的常值偏置，Xk，Xk-1分别为k时刻和k-1下的状态量，F(Xk-1,k-1)为航天器惯性/太阳多普勒速度组合导航系统非线性转移函数，Wk-1为过程噪声。2、建立太阳多普勒速度量测模型利用光谱仪获得光谱频移，并根据频移获得航天器相对太阳的径向速度vr，表示为：vr＝c((frs-fes)/fes)(3)其中，c为光速，frs为航天器所接受到的太阳发出的光谱频率，fes为太阳发出的光谱频率。以航天器相对于太阳的多普勒径向速度此作为量测量，利用与航天器位置间的数学联系建立太阳多普勒速度量测模型：其中，vr表示航天器相对太阳的径向速度量测量，rps,vps分别表示航天器相对太阳的位置与速度矢量，rps＝||rps||表示位置矢量的大小，vm表示量测噪声。利用坐标变换将航天器相对太阳的位置矢量与INS中的状态量建立联系。如图3所示，在地心惯性坐标系O-xyz中，rps、vps分别为地心惯性系下航天器相对于太阳的位置、速度矢量，rpe、vpe分别为航天器相对于地球的位置、速度矢量，则有：其中，rn、vn为n系内航天器相对于地球的位置、速度矢量，δrn、δvn为位置和速度误差，由INS获得；rse与vse分别为太阳相对地球的位置和速度矢量，可以由STK工具获得；是从n系到i系的转换矩阵。由此，将量测模型中的状态量与状态模型联系起来。则太阳多普勒速度量测模型表示为：离散化后太阳多普勒速度量测模型表示为：Zk＝H(Xk,k)+Vk(7)其中，H(·)表示太阳多普勒速度的非线性连续量测函数，Vk表示k时刻太阳多普勒速度的量测误差。3、进行UKF滤波获得航天器的位置、速度及姿态估计离散后航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航系统的状态模型与量测模型为：其中，F(Xk-1,k-1)为组合导航系统非线性转移函数，H(Xk,k)为非线性量测函数，Wk-1及Vk分别表示过程与量测噪声。对系统模型式(8)通过UKF进行滤波，获得航天器的后验状态估计分别为航天器的姿态误差角，速度、位置误差，陀螺仪的常值漂移与加速度计的常值偏置，以及后验误差协方差将及输出，同时将k时刻本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：/n第一步，根据惯性导航系统的误差方程建立系统状态模型；/n第二步，利用光谱仪获得太阳多普勒速度，并建立太阳多普勒速度量测模型；/n第三步，基于第一步的系统状态模型和第二步的量测模型，采用UKF滤波估计航天器的位置、速度和姿态，从而完成航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航。/n

【技术特征摘要】
1.一种航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步，根据惯性导航系统的误差方程建立系统状态模型；
第二步，利用光谱仪获得太阳多普勒速度，并建立太阳多普勒速度量测模型；
第三步，基于第一步的系统状态模型和第二步的量测模型，采用UKF滤波估计航天器的位置、速度和姿态，从而完成航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航。


2.根据权利要求1所述的一种航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航方法，其特征在于：所述第一步，根据惯性导航系统的误差方程建立系统状态模型，包括以下步骤：
惯性导航通过惯性测量单元IMU测量航天器相对惯性空间的角速率和加速度信息，利用牛顿运动定律自动推算航天器的瞬时速度和位置信息，在捷联惯性导航系统下，IMU由三个正交加速度计和三个正交陀螺仪组成，直接安装在航天器本体上，根据惯性导航原理，系统状态模型为：



其中，φ＝[φEφNφU]T是姿态误差角，φE、φN、φU分别表示n系内东、北、天向的姿态误差；是航天器速度，vE、vN、vU分别表示n系内东、北、天向的速度，是航天器速度误差，δvE、δvN、δvU分别表示n系内东、北、天向的速度误差；rn＝[Lλh]T是航天器位置，L、λ、h分别表示n系下纬度、经度及高度，δrn＝[δLδλδh]T是航天器位置误差，δL、δλ、δh分别表示n系下纬度误差、经度误差及高度误差；fn是加速度计的输出在n系中的投影；表示航天器在n系下的地球自转角速率，是航天器在n系下wie的误差；是n系相对e系的旋转角速率在n系中的表示，其中Rx和Ry分别为卯酉圈和子午圈的主曲率半径，是n系下wen的误差；表示n系相对i系的转动角速度在n系中的表示，是n系下ωin的误差；ε＝(εxεyεz)T是惯性导航系统x、y、z三个方向的陀螺仪常值漂移；是惯性导航系统x、y、z三个方向加速度计的常值偏置；所述n系为地理坐标系，e系是地球坐标系，i系为地心惯性坐标系，b系为航天器本体坐标系；
上式系统状态模型写为：
Xk＝F(Xk-1,k-1)+Wk-1(2)
其中，状态量为分别为航天器的姿态误差角，速度、位置误差，陀螺仪的常值漂移与加速度计的常值偏置，Xk，Xk-1分别为k时刻和k-1下的状态量，F(Xk-1,k-1)为航天器惯性和太阳多普勒速度组合导航系统非线性转移函数，Wk-1为过程噪声。

【专利技术属性】
技术研发人员：宁晓琳，黄玉琳，杨雨青，房建成，
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