本发明专利技术提供了一种单探测器脉冲星导航方法，航天器上的X射线探测器逐一接收到来自4颗毫秒脉冲星的X射线光子，测量X射线光子到达X射线探测器的时刻，保存为原始观测信号并进行多普勒效应、相对论效应、Shapiro延迟的改正，得到脉冲轮廓基准点的到达时间，形成对该颗脉冲星的观测方程，解算后实现航天器的自主定时与定位。本发明专利技术利用单个探测器就能完成脉冲星绝对定位，且定位精度高，没有长期误差积累。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种航天器天文自主导航方法，尤其是应用于深空探测飞行器的惯性导航与天文导航技术相结合的组合导航方法。
技术介绍
目前应用于航天器的自主导航技术中，惯性导航是应用最广的一种技术，它也是一种完全自主的航天器定位与导航技术。在给定载体初始运动状态的情况下，利用惯导系统的惯性测量元件可测定载体相对于惯性空间的角速度和线加速度，经过积分计算得到载体的各项导航参数。惯性导航系统主要由陀螺仪、加速度计、导航计算机以及伺服电路等设备组成。惯性导航系统可以连续实时地提供载体的位置、速度和姿态信息，其具有短时测量精度高、技术成熟可靠、体积小、重量轻等优点，因此惯性导航系统已经成为卫星/航天器的标准配置。但惯性导航系统的测量误差会随着使用时间的增长而不断积累，必须利用其他导航系统的测量数据对惯导系统的测量数据进行定期校准与修正，这也正是惯性导航系统的主要缺点。单一的惯性导航系统往往难以满足远程高精度导航的要求，因此，在实际使用过程中，惯性导航系统经常与其他导航系统联合使用，组成组合导航系统。基于X射线脉冲星的航天器自主导航技术是一种新兴的天文自主导航技术。该技术是利用航天器上装载的X射线计时观测系统，通过对一组事先选定的X射线毫秒脉冲星进行计时观测，并利用程序化的脉冲星自主导航算法对观测数据进行处理，理论上可以解算出航天器的位置、速度、时间信息。脉冲星导航技术也是一种真正意义上的自主导航与定位技术，且其测量误差不随时间累积，可以满足深空探测飞行器高精度导航与定位的要求。在脉冲星自主导航技术中，用作导航信标的毫秒脉冲星自转周期非常稳定，被誉为自然界中最稳定的时钟。一组分布于空间各个方向的，天体测量参数和自转模型经过精确测定的毫秒脉冲星可以构成脉冲星时空参考架，可为航天器自主导航提供外部绝对时空基准。脉冲星时空参考架的建立和保持是一个长期的过程，首先需要利用地面射电望远镜对脉冲星进行长期计时观测，得到大量脉冲星的脉冲到达时间(TOA)观测资料，然后通过对TOA观测资料的分析处理得到脉冲星的自转参数(参考历元相位、自转频率及其导数)和天体测量参数(脉冲星位置、自行、视差等)。在地面利用射电望远镜进行脉冲星计时观测的原理图如附图说明图1所示。在图1中，建立在地面的射电望远镜在射电波段观测并记录下来自脉冲星的辐射信号的到达时间toa-，然后利用测站的地心位置坐标将toa-转换成脉冲信号的地球质心到达时间toae，再利用地球的质心历表计算出同一个脉冲到达太阳系质心的时刻toaSSB。在上述转换过程中要考虑Roemer延迟、Shapiro延迟、大气延迟、测站钟差、历表误差等多项延迟与误差的改正。在获得长期的toaSSB序列之后，可通过对计时残差的分析，拟合出所观测脉冲星的自转周期、自转周期一阶导数、位置、自行等参数。在获得上述参数的基础上，可以建立导航用毫秒脉冲星数据库。在导航应用时，航天器是利用X射线探测器在X射线波段对毫秒脉冲星进行计时观测的，由于辐射区域的不同，脉冲星的射电波段观测数据与X射线波段观测数据之间会存在相位零点差(射电波段TOA与X射线波段TOA之间的差值，对同一颗脉冲星而言，该差值是一个常数)。在完成脉冲星射电波段与X射线波段之间的相位零点差改正之后，便可将该数据库保存于航天器的空间计算机上，利用该数据库可以准确预报出每一颗脉冲星的脉冲到达太阳系质心(SolarSystem Barycentic, SSB)的时刻。在导航应用时，利用航天器上装备的X射线计时观测设备，对一组事先选定的毫秒脉冲星进行脉冲到达时间测量，测得每颗脉冲星的脉冲到达航天器的时刻，同时利用脉冲星钟模型可以预报出同一个脉冲到达太阳系质心的时刻，通过同一个脉冲到达航天器与太阳系质心时刻的比较，再结合这一组脉冲星的空间位置参数，就能解算出观测时刻航天器相对于太阳系质心的位置矢量(三维坐标)，其基本原理如图2所示。在图2中，航天器利用搭载的X射线脉冲星自主导航系统测量出航天器相对于太阳系质心的位置以及星载钟相对于标准时间的钟差，实现自主定位与定时。X射线脉冲星自主导航系统主要包括以下几部分4个X射线探测器，用于探测来自脉冲星的X射线脉冲信号，并在一定的积分时间内获得具有满意信噪比的积分脉冲轮廓；星载原子钟，为TOA的测量提供参考时间；X射线脉冲星和太阳系天体历表数据库，提供脉冲星时空参考架和导航算法需要的基础数据；Τ0Α测量和处理模块，采用合适算法，利用积分脉冲轮廓，获得观测得到的脉冲到达时间；航天器位置、速度和时间算法模块，利用观测得到的TOA建立脉冲星导航观测方程，结合航天器上搭载的惯性导航系统测量数据，采用合适算法实现航天器状态参数(位置、速度、时间)的测量和预报。这一技术方案的实施需要同时搭载4个X射线探测器，以同时对4颗不同方向的毫秒脉冲星开展计时观测。基于X射线毫秒脉冲星的航天器自主导航技术的基本方法如下首先通过长期的地面射电计时观测，测定导航用X射线脉冲星自转模型，即脉冲到达太阳系质心时刻预报模型，和脉冲星天体测量参数(位置、自行等)。导航应用时，利用安装在航天器上的X射线探测器观测脉冲星脉冲到达探测器的时刻(toas。)，同时由脉冲星自转模型预报同一个脉冲到达太阳系质心的时刻为toaSSB，如图2所示，二者之间关系可用(I)式表示{本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种单探测器脉冲星导航方法，其特征在于包括下述步骤：步骤一，航天器上的X射线探测器逐一接收到来自4颗毫秒脉冲星的X射线光子，测量X射线光子到达X射线探测器的时刻，保存为原始观测信号；步骤二，利用航天器位置与速度的估计值，完成对原始观测信号多普勒效应、相对论效应、Shapiro延迟的改正；步骤三，按照所观测毫秒脉冲星的自转周期，设采集时间为N个周期，每个周期分为Nb个bin，每个bin对应一个相位，将N个周期内接收到的X射线光子叠加到一个周期获取毫秒脉冲星积分脉冲轮廓进而得到该颗毫秒脉冲星脉冲轮廓基准点的到达时间；I(i,j)表示发生在时间bint(i,j)中的光子事件的次数；步骤四，重复步骤一至三，航天器依次观测4颗毫秒脉冲星PSR1、PSR2、PSR3、PSR4，获得在t1、t2、t3、t4时刻的到达时间Toa1(t1)、Toa2(t2)、Toa3(t3)、Toa4(t4)，同时利用对应的每颗脉冲星的钟模型计算在t1、t2、t3、t4时刻每一个脉冲预计到达太阳系质心SSB的时刻并形成时差观测量ΔT1、ΔT2、ΔT3、ΔT4，i＝1、2、3、4，解算飞行器位置和时间：ΔT1·c=x1·kx1+y1·ky1+z1·kz1+tc·c+Δ1ΔT2·c=x2·kx2+y2·ky2+z2·kz2+tc·c+Δ2ΔT3·c=x3·kx3+y3·ky3+z3·kz3+tc·c+Δ3ΔT4·c=x4·kx4+y4·ky4+z4·kz4+tc·c+Δ4式中，c为光速，为第i颗脉冲星单位方向矢量的坐标分量，为已知量；为对第i颗脉冲星观测的模型修正项，可由理论计算得到；tc为星载钟相对于标准时间的钟差，是待求量；Rj＝(xj,yj,zj)，j＝1,2,3,4为tj时刻航天器在太阳系质心坐标系中的位置坐标，为待求量；步骤五，利用惯性导航系统给出的航天器在不同历元相对位置的测量结果来减少步骤四的公式中未知数的个数：x2＝x1+Δx12y2＝y1+Δy12z2＝z1+Δz12x3＝x1+Δx13y3＝y1+Δy13z3＝z1+Δz13x4＝x1+Δx14y4＝y1+Δy14z2＝z1+Δz14式中(xj,yj,zj)为tj时刻航天器在太阳系质心坐标系中的位置坐标，k＝2、3、4为tk时刻航天器的位置坐标与t1时刻航天器位置坐标的差值，由航天器上的惯导系统给出，将上式代入步骤四的公式后得到基于单X射线探测器观测方案的脉冲星自主导航技术的观测方程：ΔT1·c=x1·kx1+y1·ky1+z1·kz1+tc·c+Δ1ΔT2·c=x1·kx2+y1·ky2+z1·kz2+Δx12·kx2+Δy12·ky2+Δz12·kz2+tc·c+Δ2ΔT3·c=x1·kx3+y1·ky3+z1·kz3+Δx13·kx3+Δy13·ky3+Δz13·kz3+tc·c+Δ3ΔT4·c=x1·kx4+y1·ky4+z1·kz4+Δx14·kx4+Δy14·ky4+Δz14·kz4+tc·c+Δ4式中，t1、t2、t3、t4四个观...
【技术特征摘要】
1.一种单探测器脉冲星导航方法，其特征在于包括下述步骤 步骤一，航天器上的X射线探测器逐一接收到来自4颗毫秒脉冲星的X射线光子，测量X射线光子到达X射线探测器的时刻，保存为原始观测信号； 步骤二，利用航天器位置与速度的估计值，完成对原始观...
【专利技术属性】
技术研发人员：高玉平，
申请(专利权)人：中国科学院国家授时中心，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。