基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法技术

本发明专利技术公开了一种基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法。主要步骤为：导航数据输入；建立惯导系统位置、速度、姿态更新模型；判断星敏感器有无数据输出；星敏感器量测数据处理；建立组合导航系统状态方程和量测方程；组合导航系统方程离散化与卡尔曼滤波；修正惯导系统的位置、速度、姿态信息；判断导航过程是否结束，若未结束，则重复上述步骤。本发明专利技术方法针对甚短弧观测的特点，改进C

【技术实现步骤摘要】
基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法


[0001]本专利技术涉及相对导航和组合导航
，具体涉及一种基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法。

技术介绍

[0002]随着航天技术的飞速发展，越来越多的任务要求载体具有自主运行能力，这对减轻地面测控负担、降低载体运营成本、提高载体生存能力、拓展载体应用范围等方面具有重要意义与价值。自主导航技术作为载体自主运行的前提和基础，是实现载体自主运行的关键技术之一，也成为制约空间智能自主控制技术发展的瓶颈。
[0003]载体自主导航是利用载体自身携带的测量设备，结合载体运动学方程和状态估计方法确定载体位置、速度、姿态等参数的过程。目前，常用来测量空间物体之间相对状态信息的有源主动式传感器(例如激光雷达等)，由于功耗、质量和体积都比较大，且作用范围相对较小(一般小于一百千米)，使得它们难以应用在微小卫星平台上；而无源被动式传感器(例如星敏感器等)对载体的总质量和功耗设计影响很小，寿命长，隐蔽性高，实时性好，且作用范围广，可用于拍摄其视野范围内的空间目标，并根据测得的视线矢量信息执行自主导航任务。
[0004]由于单目光学敏感器只能获得方位信息，缺乏距离信息，故基于光学敏感器观测的导航定位问题可转化为仅测角光学自主导航问题。传统的仅测角光学自主导航方法利用载体携带的光学敏感器在轨获取地理标志物或星历已知的导航目标源(如恒星、行星等)的光学图像，通过图像处理从中提取导航目标源的方向信息(如星光角距、视线矢量等)，经导航算法获得载体在参考坐标系中的位置、速度等导航参数。随着通信技术的发展，一箭多星技术不断完善，近地空间人造物体数量增长迅猛，这些物体以低轨星座卫星为主，分布在高度500到2000千米的轨道。相比于恒星目标，低轨星座卫星与载体之间的相对距离有限，其位置信息可通过星历数据计算，为精确定位提供了可行性，能够作为自主光学导航过程中优秀的信息源。
[0005]载体在观测低轨星座卫星的过程中，利用对应时刻相对运动视线角信息及目标星座卫星运动信息求解载体自身运动状态，此时问题可转化为仅测角光学自主相对导航问题。仅测角相对导航技术指通过单个相机(例如星敏感器)在一段时间内测量载体和目标卫星之间的视线矢量，以推导出它们之间的相对运动状态信息。然而，相对导航方法受实际工况的影响较大，在不同工况下具有不同的简化形式，对于在近地轨道运行的载体和目标卫星，需要克服相对运动速度快(10km/s量级)，观测时间短(1分钟以内)，观测弧段为甚短弧(1
°
以内)，观测连续性差(相邻两颗目标卫星的观测间隔为1min以上)等因素的影响，因此，有必要设计开发新型基于合作目标的近地载体高精度仅测角光学自主相对导航技术，以适应近地空间的高动态环境。
[0006]单一的仅测角相对导航算法存在星间距离不可观测、视场角小、数据更新率低、观测不连续、缺乏姿态信息(相对距离很远时目标卫星在相平面上可看作质点)等问题。将载
体上既有的惯性测量单元(Inertial Measurement Unit,IMU)引入仅测角相对导航系统，不仅具有输出频率高，导航数据连续等优势，而且能够结合星历信息解算得到载体与合作目标卫星之间的潜在距离信息，大大改善仅测角导航算法的可观测性，相对导航算法输出的高精度位置、速度信息也可以修正惯导的积累误差。除此之外，基于星敏感器所拍摄的背景星图，经过解算可以获得高精度的载体姿态信息，进而对惯导的陀螺漂移(姿态)误差进行修正，从而能够克服单一测量系统存在的缺陷，具有功耗小、输出频率高、导航参数全、延迟低、隐蔽性好和精度高等优势。

技术实现思路

[0007]本专利技术的目的在于采用多种导航方式相结合，提高导航精度，本专利技术提出了一种基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法，包括以下步骤：
[0008]步骤1，导航数据输入；
[0009]输入到惯性导航系统的导航数据主要为惯性元件加速度计和陀螺仪的输出数据；
[0010]步骤2，建立惯性导航系统姿态、速度、位置更新模型；
[0011]根据惯性导航系统姿态、速度、位置更新模型，分别得到惯性导航系统的姿态ψ、速度V和位置P；
[0012]步骤3，判断星敏感器有无数据输出；
[0013]以惯性导航系统的时间步长为基准，在每个时间步长开始时刻，首先判断此时星敏感器有无数据输出，若无数据输出，则直接输出步骤2中惯性导航系统更新后的姿态、速度和位置信息；若有数据输出，则执行步骤4
‑
7；
[0014]步骤4，星敏感器量测数据处理；
[0015]S41，得到敏感器坐标系中的单位方向矢量；
[0016]S42，得到惯性坐标系和载体坐标系之间的姿态转换矩阵；
[0017]S43，得到目标卫星在载体坐标系下的观测角；
[0018]S44，得到目标卫星和载体潜在距离信息；
[0019]S45，将目标卫星单位方向矢量从载体坐标系转换到目标卫星轨道坐标系；
[0020]步骤5，建立组合导航系统状态方程和量测方程；
[0021]S51，建立组合导航系统的状态方程：
[0022][0023]其中，X为组合导航系统状态变量，为组合导航系统状态变量的一阶导，F是组合导航系统的状态转移矩阵，G为噪声驱动阵，W为系统噪声矩阵；
[0024]52，建立组合导航系统的量测方程：
[0025]选择惯性导航系统的平台误差角、北东地速度误差和经纬高位置误差作为观测量,使用组合导航系统中的星光导航系统和相对导航系统得到载体的姿态角和位置、速度，将星光导航系统和相对导航系统得到的导航信息与惯性导航系统得到的导航信息做差后，便可得到姿态角误差、速度误差和位置误差，再通过转换即可得到平台误差角、北东地速度误差和经纬高位置误差。
[0026]组合导航系统的量测方程为：
[0027][0028]在建立组合导航系统量测方程的过程中，需要以C
‑
W方程为基础建立目标卫星与载体的相对运动方程；但是，C
‑
W方程要求目标卫星与载体之间的距离较小，当相对距离大于100km时，C
‑
W方程的误差会迅速增大，因此需要改进C
‑
W方程。
[0029]记目标卫星和载体在惯性坐标系下的绝对位置矢量分别为r
t
和r
c
，在二体问题的假设下，有：
[0030][0031]其中，μ为地心引力常数，值为398600.44
×
109m3/s2,和分别为矢量r
t
和r
c
的二阶导。
[0032]载体相对于目标卫星的相对位置矢量为ρ＝r
c
‑
r
t
，|ρ|为相对位置矢量ρ的模值，则有：
[0033][0034]将式(44)转换到目标卫星轨道坐标系下，有：
[0035][003本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，导航数据输入；输入到惯性导航系统的导航数据主要为惯性元件加速度计和陀螺仪的输出数据；步骤2，建立惯性导航系统姿态、速度、位置更新模型；根据惯性导航系统姿态、速度、位置更新模型，分别得到惯性导航系统的姿态ψ、速度V和位置P；步骤3，判断星敏感器有无数据输出；以惯性导航系统的时间步长为基准，在每个时间步长开始时刻，首先判断此时星敏感器有无数据输出，若无数据输出，则直接输出步骤2中惯性导航系统更新后的姿态、速度和位置信息；若有数据输出，则执行步骤4
‑
7；步骤4，星敏感器量测数据处理；S41，得到敏感器坐标系中的单位方向矢量；S42，得到惯性坐标系和载体坐标系之间的姿态转换矩阵；S43，得到目标卫星在载体坐标系下的观测角；S44，得到目标卫星和载体潜在距离信息；S45，将目标卫星单位方向矢量从载体坐标系转换到目标卫星轨道坐标系；步骤5，建立组合导航系统状态方程和量测方程；S51，建立组合导航系统的状态方程：其中，X为组合导航系统状态变量，为组合导航系统状态变量的一阶导，F是组合导航系统的状态转移矩阵，G为噪声驱动阵，W为系统噪声矩阵；52，建立组合导航系统的量测方程：选择惯性导航系统的平台误差角、北东地速度误差和经纬高位置误差作为观测量,使用组合导航系统中的星光导航系统和相对导航系统得到载体的姿态角和位置、速度，将星光导航系统和相对导航系统得到的导航信息与惯性导航系统得到的导航信息做差后，便可得到姿态角误差、速度误差和位置误差，再通过转换即可得到平台误差角、北东地速度误差和经纬高位置误差；组合导航系统的量测方程为：在建立组合导航系统量测方程的过程中，需要以C
‑
W方程为基础建立目标卫星与载体的相对运动方程；但是，C
‑
W方程要求目标卫星与载体之间的距离较小，当相对距离大于100km时，C
‑
W方程的误差会迅速增大，因此需要改进C
‑
W方程；记目标卫星和载体在惯性坐标系下的绝对位置矢量分别为r
t
和r
c
，在二体问题的假设下，有：
其中，μ为地心引力常数，值为398600.44
×
109m3/s2,和分别为矢量r
t
和r
c
的二阶导；载体相对于目标卫星的相对位置矢量为ρ＝r
c
‑
r
t
，|ρ|为相对位置矢量ρ的模值，则有：将式(44)转换到目标卫星轨道坐标系下，有：其中，ω
t
为目标卫星轨道角速度矢量，对于近圆轨道，ω
t
的值可由平均角速度n表示，将式(45)写成分量形式，有：其中，ρ＝[x y z]；对于近圆轨道，有式(46)可简化为：当目标卫星与载体之间的相对距离远小于其轨道半径，即|r
c
|≈|r
t
|,|ρ|＜＜R
e
时，可对重力场进行一阶近似，有：进而有：μ/|r
t
|2‑
μ|r
t
|/|r
c
|3＝μ/|r
t
|2(1
‑
|r
t
|3/|r
c
|3)≈3μx/|r
t
|3ꢀꢀ
(49)在载体无轨道机动且飞行轨迹为圆轨道的假设下，根据惯性导航系统输出的信息求得轨道角速度n
’
，有：其中，|r
c
|为地心与载体之间的距离；当星敏感器光轴方向沿地心指向载体方向时，光轴方向与载体轨道坐标系的轴重合，
此时地心、载体与目标卫星可近似认为在一条直线上，即有：x≈|ρ|≈|r
t
‑
r
c
|
ꢀꢀ
(75)根据式(49)有：其中，k为比例系数，其表达式为：此时，式(47)简化为：对应的状态矩阵A'为：改进后的状态方程仍然保留了线性齐次的良好性质，依靠比例系数k对相对运动模型进行修正，以使其保持良好的精度；相对导航系统的量测方程为：步骤6，组合导航系统方程离散化与卡尔曼滤波；对通过式(32)和式(73)建立的组合导航系统的状态方程和量测方程进行离散化；离散化后的方程再通过卡尔曼滤波算法进行滤波，得到惯性导航系统的导航误差的最优估计值δφ,δV,δP；步骤7，修正惯性导航系统的位置、速度、姿态信息；步骤2中惯性导航系统得到的导航信息为ψ,V,P，利用步骤6中得到的导航误差的最优估计值δφ,δV,δP，对步骤2中惯性导航系统得到的导航信息进行修正，得到组合导航系统输出的导航信息：
其中，P
组合
、V
组合
和ψ
组合
分别为组合导航系统输出的位置、速度和姿态信息；步骤8，判断导航过程是否结束；若未结束则返回步骤1，若结束则停止导航过程。2.根据权利要求1所述的基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法，其特征在于，所述步骤2中建立惯性导航系统姿态、速度、位置更新模型具体为：S21，建立姿态更新模型；姿态矩阵和四元数之间的转换关系为：其中，表示载体坐标系到导航坐标系的姿态四元数，γ为滚转角，θ为俯仰角，为偏航角；其中，表示载体坐标系到导航坐标系的姿态旋转矩阵；导航坐标系到载体坐标系的姿态旋转矩阵为导航坐标系到载体坐标系的姿态旋转矩阵为用T
ij
(i＝1,2,3；j＝1,2,3)表示中的元素，俯仰角、滚转角和偏航角与矩阵中的元素对应关系为：
建立姿态四元数运动学微分方程为：其中，为四元数矩阵的一阶导；建立姿态更新模型为：其中，Q(q
t+Δt
)表示下一时刻的姿态四元数，Q(q
t
)表示当前时刻的姿态四元数，Δt为捷联惯性导航系统的时间步长，t为当前导航时间；I为四阶单位矩阵，Δθ＝[Δθ
x Δθ
y Δθ
z
]，为单个时间步长内的姿态变化量，[Δθ]的表达式为：S22，速度更新模型为：其中，g为地球重力加速度，为速度V的一阶导，表示载体坐标系到导航坐标系的姿态旋转矩阵，为加速度计的输出，表示载体坐标系相对于惯性坐标系的比力在载体坐标系的投影，为地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度在导航坐标系下的投影，表示导航坐标系相对于地球坐标系的旋转角速度在导航坐标系下的投影；S23，位置更新模型为：其中，h0,L0,λ0分别表示载体高度、纬度和经度的初始值，t0为导航初始时间；V
N
为地理坐标系内的北向速度、V
E
为地理坐标系内的东向速度和V
D
为地理坐标系内的地向速度；R
M
和R
N
分别为子午圈和卯酉圈的主曲率半径。3.根据权利要求1所述的基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法，
其特征在于，所述步骤7中，修正惯性导航系统的位置、速度、姿态信息，具体为：惯性导航系统输出的导航信息为ψ,V,P，利用步骤6中得到的导航误差的最优估计值δφ,δV,δP对步骤2中惯性导航系统得到的导航信息进行修正，得到组合导航系统输出的导航信息：其中，P
组合
、V
组合
和ψ
组合
分别为组合导航系统输出的位置、速度和姿态信息。4.根据权利要求1所述的基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法，其特征在于，所述步骤4星敏感器量测数据处理具体为：S41，得到敏感器坐标系中的单位方向矢量；目标在星敏感器坐标系中的单位方向矢量为：其中，s
k
为第k个目标在星敏感器坐标系的单位方向矢量；S42，得到惯性坐标系和载体坐标系之间的姿态转换矩阵；通过导航星历可以得到恒星和目标卫星在惯性坐标系中的坐标h1,h2,
···
h
n
,h
n+1
，其中h
k
＝[x
hk y
hk z
hk
]
T
(k＝1,2,
…
n+1)；则...

【专利技术属性】
技术研发人员：曾祥远，刘天赐，杜华军，郭宇飞，杨皓安，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：