一种使用多敏感器在轨自主天文导航方法技术

本发明专利技术公开了一种使用多敏感器在轨自主天文导航方法，包括如下步骤：对卫星进行主要摄动力分析，同时考虑星载计算机容量和系统实时性要求，进行近地卫星轨道动力学建模，作为状态方程；对非线性连续系统推导离散型线性卡尔曼滤波方程，采用先线性化后离散化的途径，推导状态方程的离散化表达式，并合理简化；观测量选取，获取星上地球敏感器直接测量量和星敏感器测量的姿态信息，通过坐标转换，转换到参考直角坐标系下；建立自主导航系统的观测方程，通过一阶泰勒展开将观测方程线性化，并根据状态估计中间变量获取一步递推值；在上述卡尔曼滤波器的基础上设计变增益滤波器，并进行各项参数整定，进行各轴运动状态估计，完成自主导航设计。主导航设计。主导航设计。

【技术实现步骤摘要】
一种使用多敏感器在轨自主天文导航方法


[0001]本专利技术涉及卫星自主导航
，具体涉及一种使用多敏感器在轨自主天文导航方法。

技术介绍

[0002]航天技术的发展，要求卫星能够自主定轨、在轨卫星捕获与维修以及深空探测等任务，自主导航是其关键技术。自主导航是指卫星通过星载计算机和星上测量设备，不借助地面等自主获得卫星的绝对位置和绝对速度。利用星上的姿态敏感器：星敏感器和红外地球敏感器进行卫星自主导航，将不需要额外增加其他硬件设备，从而减少卫星导航系统的成本和重量，并增加系统可靠性。特别近十几年来，随着电子技术的发展，姿态敏感器测量精度有了较大提高，这使得基于星敏感器与红外地球敏感器的卫星自主导航方法在星上应用领域有了新的发展。尤其对于高轨军事卫星，GNSS双模兼容机可能存在特殊工况GPS数据不可用或者BD通信链路不通畅现状，而地面测定轨无法实时保证，自主导航为提供卫星位置提供了有效地途径。
[0003]现有的自主导航方案采用各种空间摄动力选的卫星轨道动力学方程的作为系统方程，扩展卡尔曼滤波(EKF)、无迹卡尔曼滤波(UKF)、粒子滤波作为滤波算法。此外，自主导航的滤波算法收敛时间是影响武器作战响应的关键因素之一。自主导航的收敛过程取决于两个要素：滤波初值的选取精度、滤波算法的增益设计。
[0004]此前的算法表现出如下诸多缺点：
[0005]1)自主导航算法计算量较大，一定程度上增加了星载计算机的负担。
[0006]2)UKF、粒子滤波等滤波算法对于非线性系统滤波性能优于EKF，但其计算量较EKF增加约一个数量级，不适合星载计算机运算。
[0007]3)在滤波初值精度确定的情况，滤波系统的收敛时间由滤波系统的增益设计参数(系统噪声阵/衰减记忆因子等)唯一确定，高增益设计对应较快的系统收敛特性，但是状态方程不匹配。在状态方程和单机量测精度确定的情况下滤波系统的稳态精度由滤波系统的增益设计参数唯一确定，低增益设计对应较高的系统稳态估计精度，但是低增益会带来系统滤波收敛速度慢的缺点。

技术实现思路

[0008]为了解决或部分解决相关技术中存在的问题，本专利技术提供了一种使用多敏感器在轨自主天文导航方法，能够扩展自主导航应用范围，使其能够在更复杂的轨道、更灵活的星载单机配置下都能够滤波有效。
[0009]本专利技术提供了一种使用星敏和地球敏感器在轨自主天文导航方法，包括如下步骤：
[0010]步骤一：对卫星进行主要摄动力分析，同时考虑星载计算机容量和系统实时性要求，进行近地卫星轨道动力学建模，作为状态方程；
[0011]步骤二：对非线性连续系统推导离散型线性卡尔曼滤波方程，采用先线性化后离散化的途径，推导状态方程的离散化表达式，并合理简化；
[0012]步骤三：观测量选取，获取星上地球敏感器直接测量量和星敏感器测量的姿态信息，通过坐标转换，转换到参考直角坐标系下。根据状态估计中间变量获取一步递推值；
[0013]步骤四：建立自主导航系统的观测方程，通过一阶泰勒展开将观测方程线性化；
[0014]步骤五：在上述卡尔曼滤波器的基础上设计变增益滤波器，并进行各项参数整定，进行各轴运动状态估计，完成自主导航设计。
[0015]可选地，所述的步骤一中，状态方程的公式为：
[0016][0017]其中，状态矢量分别为卫星在x,y,z三个方向的位置和速度；w为随机白噪声，w～N(0,σ
w
)。
[0018]可选地，对所述的步骤以中的状态方程采取先进行非线性连续系统线性化，后离散化的途径，需要对离散后的各系数矩阵进行计算。利用基本解阵离散化方法，不难求得离散性干扰方程为：
[0019][0020][0021]其中，为线性干扰转移矩阵；ΔX
k
为离散状态变量；ΔZ
k
为离散观测变量，W
k
‑1为系统噪声，W～N(0,σ
w
)；V
k
为系统噪声，V～N(0,σ
v
)。
[0022]当采样周期T较小时，状态方程线性化参数可以用一次近似式表示：
[0023][0024]其中，T为采样周期；F
n
(t
k
‑1)为状态方程的雅各比矩阵，令则分别推导T
n
中各项参数如下：
[0025][0026][0027][0028][0029][0030][0031][0032][0033][0034]可选地，在应用扩展卡尔曼滤波进行卫星状态估计时，系统的观测输入包含测量值与一步递推计算值两部分。所述的步骤三中的测量值，测量值是由地球敏感器和星敏实际测量的数据计算得到。所述的步骤三中的一步递推计算值由状态估计中间变量计算得到。两组值经过比较可以得出最优估计的偏差，作为观测输入。
[0035]下面将分别分析它们的求取方法。
[0036]观测值可以表述为Z＝[α
1 α
2 α3]T
，包含三项α1,α2,α3。根据单机的工作原理，各单机输出各自测量坐标系下的数据，需要经过转换，转换到卫星本体坐标下，因此，观测值可以经各自的转换矩阵转换到相同的卫星本体坐标系后再进行计算与比较。
[0037]q
ib
＝q
is
q
sb
[0038]其中，q
is
为星敏感器输出星敏安装坐标系相对于惯性系的姿态转换四元数；q
sb
为星敏感器的安装四元数；q
ib
为卫星本体相对于惯性系的姿态转换四元数。
[0039]当卫星进入正常轨道运行阶段时，姿态角是小角度，由姿态角可以计算地心方向矢量在卫星本体坐标系的投影坐标：
[0040][0041]其中，地球敏感器测量俯仰角θ和地球敏感器测量滚动角
[0042]由以上分析得出，根据实际测量值计算的虚拟星光角距：
[0043][0044][0045][0046]一步递推计算部分可以表示为在卫星的滤波方程可以得到状态估计的中间变量x
k/k
‑1，观测输入中的一步递推计算值是由状态变量x
k/k
‑1通过计算得
到的。
[0047]由以上分析，可以就得到由一步递计算推值：
[0048][0049][0050][0051]其中，其中，为矢量的模。
[0052]可选地，由于观测方程为非线性方程，在进行卡尔曼滤波之前，首先要对观测方程进行线性化处理。前面已经给出了观测模型的方程表达式，但是敏感器的测量值并不能代入方程计算，需要对观测方程进行线性化处理。对方程式在X处进行泰勒展开，保留一次项得：
[0053][0054]上式可变为
[0055]令δZ
k+1
＝Z
k+1
‑
h(X
k+1/k
,k+1),O(2)表示与|X
k+1
...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种使用多敏感器在轨自主天文导航方法，其特征在于，包括：对卫星进行主要摄动力分析，同时考虑星载计算机容量和系统实时性要求，进行近地卫星轨道动力学建模，作为状态方程；对非线性连续系统推导离散型线性卡尔曼滤波方程，采用先线性化后离散化的途径，推导状态方程的离散化表达式，并合理简化；观测量选取，获取星上地球敏感器直接测量量和星敏感器测量的姿态信息，通过坐标转换，转换到参考直角坐标系下，根据状态估计中间变量获取一步递推值；建立自主导航系统的观测方程，通过一阶泰勒展开将观测方程线性化；在卡尔曼滤波器的基础上设计变增益滤波器，并进行各项参数整定，进行各轴运动状态估计，完成自主导航设计。2.如权利要求1所述使用多敏感器在轨自主天文导航方法，其特征在于，所述状态方程的公式为：其中，状态矢量分别为卫星在x,y,z三个方向的位置和速度；w为随机白噪声，w～N(0,σ
w
)。3.如权利要求1所述使用多敏感器在轨自主天文导航方法，其特征在于，对所述状态方程采取先进行非线性连续系统线性化，后离散化的途径，需要对离散后的各系数矩阵进行计算，利用基本解阵离散化方法，求得离散性干扰方程为：计算，利用基本解阵离散化方法，求得离散性干扰方程为：其中，为线性干扰转移矩阵；ΔX
k
为离散状态变量；ΔZ
k
为离散观测变量，W
k
‑1为系统噪声，W～N(0,σ
w
)；V
k
为系统噪声，V～N(0,σ
v
)。4.如权利要求3所述使用多敏感器在轨自主天文导航方法，其特征在于，当采样周期T较小时，状态方程线性化参数用一次近似式表示：其中，T为采样周期；F
n
(t
k
‑1)为状态方程的雅各比矩阵，令则分别推导T
n
中各项参数如下：中各项参数如下：
5.如权利要求1所述使用多敏感器在轨自主天文导航方法，其特征在于，在应用扩展卡尔曼滤波进行卫星状态估计时，系统的观测输入包含测量值与一步递推计算值两部分；所述测量值是由地球敏感器和星敏实际测量的数据计算得到；所述一步递推计算值由状态估计中间变量计算得到；两组值经过比较得出最优估计的偏差，作为观测输入。6.如权利要求1所述使用多敏感器在轨自主天文导航方法，其特征在于，观测值表述为Z＝[α
1 α
2 α3]
T
，包含三项α1,α2,α3；根据单机的工作原理，各单机输出各自测量坐标系下的数据，需要经过转换，转换到卫星本体坐标下，观测值经各自的转换矩阵转换到相同的卫星本体坐标系后再进行计算与比较；q
ib
＝q
is
q
sb
其中，q
is
为星敏感器输出星敏安装坐标系相对于惯性系的姿态转换四元数；q
sb
为星敏感器的安装四元数；q

【专利技术属性】
技术研发人员：刘笑，周维，查理，张宏兴，尹俊雄，郭正勇，丰保民，
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：