一种基于可观测度分析的深空自主导航方法技术

一种基于可观测度分析的深空自主导航方法，涉及航天航空领域。本发明专利技术为解决现有自主导航系统综合利用不同观测模型提供测量信息时，需要处理不同传感器不同类型的测量信息，从而导致观测信息的利用率降低，同时降低了自主导航系统的自适应能力和可靠性的问题，该方法建立在地月转移轨道深空探测器动力学模型的基础上，利用非线性系统可观测度分析方法给出地心视线矢量和月心视线矢量两种观测模型下深空自主导航系统的可观测度，采用基于UKF联邦滤波算法获得深空探测器的轨道参数。本发明专利技术适用于深空分离段、转移段探测器轨道参数的确定。本发明专利技术可用于提高深空自主导航系统的精度和可靠性，特别适用于多种观测模型下的信息融合自主导航技术。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种深空探测器自主轨道确定方法，属于航天航空领域。
技术介绍
自主导航技术是目前深空探测任务的研究热点。自主导航是指探测器在不依赖地面站的条件下，仅依靠星载测量设备实时地确定探测器的位置、速度以及其它参数，是探测器自主运行技术的重要组成部分和关键技术。自主导航技术能减少操作的复杂性，增强探测器的自主生存能力，并为姿态控制、机动规划和轨道控制等方面的自主能力提供支持，从而扩展深空探测器的空间应用潜力。 随着航天技术的发展，深空探测任务的科学目的和实施方式逐渐趋向多元化，这给自主导航系统提出了更高的要求。为了得到高精度的轨道参数估计结果，深空探测器上往往配置多种类型的导航敏感器，自主导航系统需要处理不同传感器不同类型的测量信息。导致不同类型的观测信息的利用率降低，同时降低了自主导航系统的自适应能力和可靠性，如何通过信息融合技术综合利用各种测量信息，提高自主导航系统的可靠性和鲁棒性是当前深空自主导航技术面临的一个重要研究方向。
技术实现思路
本专利技术的目的是为解决现有自主导航系统综合利用不同观测模型提供测量信息时，需要处理不同传感器不同类型的测量信息，从而导致观测信息的利用率降低，同时降低了自主导航系统的自适应能力和可靠性的问题，提出了。它的具体步骤为 步骤一建立深空探测器基于地月转移轨道动力学模型的深空自主导航系统的状态模型； 步骤二建立深空探测器基于地月转移轨道的地心视线矢量观测模型和月心视线矢量观测模型； 步骤三采用非线性系统可观测度分析方法对步骤一的自主导航系统的状态模型与步骤二获得的地心视线矢量观测模型和月心视线矢量观测模型进行分析；获得地心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度和月心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度； 步骤四对步骤三获得的地心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度和月心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度分别进行动态确定信息分配因子； 步骤五根据步骤四获得的信息分配因子，采用基于UKF的联邦滤波算法获得深空探测器的轨道参数； 步骤六根据步骤五获得的深空控测器的轨道参数，实现深空自主导航。 本专利技术的有益效果采用本专利技术方法的自主导航系统不需要处理不同传感器不同类型的测量信息，本专利技术为多种类型导航传感器下不同观测模型的信息融合技术提供一种有效途径；本专利技术利用不同观测模型对应的自主导航系统的可观测度动态确定信息分配因子，能够直观地反映观测时刻子系统的估计精度，提高了不同观测信息的利用率，进而提高了导航系统的自适应能力和可靠性。 附图说明 图1为本专利技术方法的流程图；图2为具体实施方式三所述的地心视线矢量和月心视线矢量的观测模型示意图；图3为本专利技术方法获得深空自主导航系统的轨道位置估计误差曲线，图4为本专利技术方法获得深空自主导航系统的轨道速度估计误差曲线。 具体实施例方式具体实施方式一结合图1说明本实施方式，本实施方式所述的，具体步骤为 步骤一建立深空探测器基于地月转移轨道动力学模型的深空自主导航系统的状态模型； 步骤二建立深空探测器基于地月转移轨道的地心视线矢量观测模型和月心视线矢量观测模型； 步骤三采用非线性系统可观测度分析方法对步骤一的自主导航系统的状态模型与步骤二获得的地心视线矢量观测模型和月心视线矢量观测模型进行分析；获得地心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度和月心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度； 步骤四对步骤三获得的地心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度和月心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度分别进行动态确定信息分配因子； 步骤五根据步骤四获得的信息分配因子，采用基于UKF的联邦滤波算法获得深空探测器的轨道参数； 步骤六根据步骤五获得的深空控测器的轨道参数，实现深空自主导航。 本实施方式步骤五所述的采用基于UKF的联邦滤波算法获得深空探测器的轨道参数，避免了对状态方程和观测方程的线性化，不存在高阶项截断误差，提高了子系统的滤波精度和稳定性，进而极大地改善了自主导航系统的性能。具体实施方式二本实施方式与实施方式一所述的的不同之处在于，步骤一中所述的深空自主导航系统的状态模型为 式中，r＝T为探测器在惯性系统内的位置，v＝T为探测器在惯性系统内的速度，X＝T为系统状态变量；μ为地球引力常数，J2为地球形状摄动引力系数，Rc为地球平均赤道半径；其中xm，ym，zm为月球在惯性系内的位置分量，rm为月球在惯性系内的矢径；rsm为月球相对于探测器的矢径；w为系统模型误差，上述深空自主导航系统的状态模型也称深空自主导航的状态方程。 本实施方式所述的深空自主导航系统的状态模型建立在J2000地心赤道惯性坐标系中，涉及参数为地球形状摄动引力系数J2和月球引力。具体实施方式三结合图2说明本实施方式，本实施方式与实施方式一所述的的不同之处在于步骤二所述的地心视线矢量观测模型和月心视线矢量观测模型，其表达式如下 所述地心视线矢量观测模型为 式中，Θe为地心方向高度角，Φe为地心方位角； 月心视线矢量观测模型为 式中，Θm为月心方向高度角，Φm为月心方位角。 本实施方式分别以地心视线矢量和月心视线矢量为量测的观测方程，姿态控制系统提供视线矢量测量所需要的姿态信息，所述地心视线矢量观测方程为 式中，Θe为地心方向高度角，Φe为地心方位角，ve1和ve2为观测误差；ve为地心视线矢量的观测噪声矢量。 相应地，地心视线矢量le表示为 le＝cos(Θe)cos(Φe)n1+cos(Θe)sin(Φe)n2+sin(Θe)n3 式中，n1，n2和n3分别为地心赤道惯性坐标系的坐标轴。 月心视线矢量观测方程为 式中，Θm为月心方向高度角，Φm为月心方位角，vm1和vm2为观测误差；vm为地心视线矢量的观测噪声矢量； 相应地，月心视线矢量lm表示为 lm＝cos(Θm)cos(Φm)n1+cos(Θm)sin(Φm)n2+sin(Θm)n3。具体实施方式四本实施方式与实施方式一所述的的不同之处在于，步骤三采用非线性系统可观测度分析方法分别给出地心视线矢量和月心视线矢量两种观测模型下自主导航系统的可观测度，通过微分几何相关理论推导出非线性系统的可观测矩阵，并利用条件数定义非线性系统的可观测度；然后，针对地心视线矢量和月心视线矢量两种观测模型所对应的深空自主导航系统，分别给出相应的深空自主导航系统的可观测度。 在不考虑轨道动力学模型误差和观测误差的情况下，所述深空自主导航系统可以表示为如下非线性系统 非线性系统的可观测矩阵为 式中，n为状态矢量X的维数；Lkfh(X)按如下方式定义 L0fh(X)＝h(X) k＝1，2，…n-1 同时，dLkfh(X)定义如下 k＝0，1，2，…n-1 非线性系统的可观测度δ(X)定义为 式中，σmin为可观测矩阵Q的最大奇异值，σmax为可观测矩阵Q的最小奇异值； 将深空自主导航系统的状态方程和地心视线矢量的观测方程代入到非线性系统的可观测度定义中，并结合观测时刻的轨道本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于可观测度分析的深空自主导航方法，其特征是，它的具体步骤为：步骤一：建立深空探测器基于地月转移轨道动力学模型的深空自主导航系统的状态模型；步骤二：建立深空探测器基于地月转移轨道的地心视线矢量观测模型和月心视线矢量观测模型；步骤三：采用非线性系统可观测度分析方法对步骤一的自主导航系统的状态模型与步骤二获得的地心视线矢量观测模型和月心视线矢量观测模型进行分析；获得地心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度和月心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度；步骤四：对步骤三获得的地心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度和月心视线矢量观测模型下自主导航系统的可观测度分别进行动态确定信息分配因子；步骤五：根据步骤四获得的信息分配因子，采用基于ＵＫＦ的联邦滤波算法获得深空探测器的轨道参数；步骤六：根据步骤五获得的深空控测器的轨道参数，实现深空自主导航。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：崔平远，崔祜涛，常晓华，徐田来，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：93