本发明专利技术涉及一种基于自适应尺度变化的借力飞行探测器自主天文导航方法，首先建立深空探测器状态模型、自主天文导航系统量测模型，然后获取自主天文导航系统的量测量，采用自适应尺度变化Unscented卡尔曼滤波方法，一方面获得适合当前模型的时间尺度，另一方面获得探测器在目标天体为中心惯性坐标系中的位置和速度；将所得的时间尺度、位置、速度用于下一时刻的导航。本发明专利技术属于航天导航技术领域，可随探测器受到的引力加速度随时间的变化自适应变化时间尺度，减小由固定时间尺度时间更新引起的导航系统模型误差，适用于借力飞行深空探测器。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及在深空探测器借力飞行时基于轨道模型自适应尺度变化的自主导航方法，是一种非常适用于深空探测器借力飞行阶段的自主导航方法。
技术介绍
深空探测技术作为一个国家综合国力和科学技术发展水平的重要特征与标志，已引起世界各国的极大关注。新一轮深空探测的争夺战已经拉开了序幕。21世纪初，各航天大国纷纷将目光聚焦至距离地球38万公里以外的深空宇宙。美国、欧空局、俄罗斯、日本以及印度在内的世界主要航天集团都提出了未来的深空探测计划，要对各大行星及其卫星进行载人或基于机器人的无人探测。随着我国运载火箭和其他深空探测技术的发展和经济实力的提高，我国已具备探测火星甚至更远太阳系行星的能力。随着探测范围的扩大和探测距离的增加，深空探测器所需的发射能量也大幅增力口，这是深空探测任务面临的最大困境。在寻求解决此问题的过程中，借力飞行技术由于能够有效降低发射能量和探测任务所需的速度增量，而成为深空探测任务中应用最为广泛的技术之一。借力飞行是指利用第二引力体来改变探测器相对中心引力体的能量，从而改变探测器速度的大小或方向，以节省发射能量，用较小的初始速度，在没有任何动力消耗的情况下实现对探测器的加速，完成探测任务，甚至实现仅靠目前的运载火箭所无法完成的探测任务。虽然借力飞行轨道对运载火箭发射能量要求较低，但由于在探测器飞行过程中需要对天体借力，并且借力时对探测器所处位置和运行速度都有严格的指标要求，因此要求探测器导航系统必须可以提供实时精确的导航信息，如果导航信息不及时或不够准确，探测器将错过向导航天体借力的最佳时机，无法进行正确的速度修正，甚至偏离预定轨道，最终导致任务失败。因此借力飞行阶段的导航精度是借力飞行任务成功实施的重要保证。在深空探测器借力飞行阶段的导航精度受轨道动力学模型精度的影响。在自主导航过程中，需要对引力加速度进行积分得到速度和位置。因此影响轨道动力学模型精度的其中一个重要因素就是轨道动力学的积分步长。现有的自主导航系统都采用固定积分步长进行轨道动力学模型积分，这种方法存在以下不足:现有自主导航系统采用的固定积分步长方法将天体引力加速度在一个积分区间中考虑为常值。但是在实际运行的借力飞行深空探测任务中，由于随着探测器与火星逐渐接近，探测器受到火星引力逐渐增大，且火星的引力加速度并不是常值，随时间变化较大。现有固定步长积分方法将随时间变化较大的火星引力加速度在一个积分区间内考虑为常值的，因此将引入轨道动力学模型误差，该误差随积分步长的增大而增大。当自主导航系统设定较小的积分步长时，在借力飞行前期由于探测器运动随时间变化缓慢，这种较小的积分步长计算量大，浪费了探测器星上计算资源；当自主导航系统设定较大的积分步长时，在借力飞行时导航精度低，无法跟踪中心天体的引力变化。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是:克服现有固定步长积分方法在借力飞行前期计算量大、在借力飞行阶段导航精度低的问题，为借力飞行深空探测器提供一种高效高精度的自主导航方法。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案为:建立目标天体为中心惯性坐标系中基于太阳和八大行星引力的深空探测器状态模型，通过光学导航敏感器获得目标天体及其卫星与恒星之间角度信息量测量，建立自主导航系统的量测模型，并在现有时间尺度下，使用自适应尺度变化Unscented卡尔曼滤波方法，一方面获得深空探测器相对目标天体的位置和速度参数；另一方面根据轨道递推的结果，返回合适的时间尺度，在时间更新过程中采用所得的时间尺度进行更新。实现在轨道模型随时间变化小时时间尺度大，而在轨道模型随时间变化快时时间尺度小，最终为借力飞行深空探测器高效地提供高精度位置、速度等导航参数。具体包括以下步骤:1.建立深空探测器基于太阳和八大行星引力轨道动力学的状态模型在目标天体质心为中心的惯性坐标系中建立深空探测器基于太阳和八大行星引力轨道动力学的状态模型，即自主天文导航系统的状态模型；V (t) =KX' (t)，t)+w' (t) (5)式中，X'(t) = [x ' , J ' , z ' , V ' x, V ' y, V ' JTSt 时刻的状态向量，X' ,1' ,z' ,N' x，v' y，v' 2分别为探测器在目标天体质心惯性坐标系中三轴的位置和速度，f\(x' (t)，t)为系统非线性连续状态转移函数，w' (t) = [O, O, O, Wi x,w' y,w' JTSt时刻的状态模型误差，W' x，w, y，w, 2为三轴速度微分的模型误差。2.建立基于星光角矩的自主天文导航系统量测模型目标天体和两个卫星与三颗背景恒星的角度信息θπ、Θ 2i和Θ 3i (i = 1, 2，3)表达式为:本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种基于自适应尺度变化的借力飞行探测器自主天文导航方法，其特征在于：首先建立深空探测器的状态模型和量测模型，利用自主天文导航系统获取相对目标天体的量测量，通过自适应尺度变化Unscented滤波估计得到探测器在目标天体为中心惯性坐标系中的位置和速度，具体包括以下步骤：①建立深空探测器基于太阳和八大行星引力轨道动力学状态模型；深空探测器在目标天体质心惯性坐标系中的状态模型为：X′(t)＝f1(X′(t),t)+w′(t)式中，X′(t)＝[x′,y′,z′,v′x,v′y,v′z]T为t时刻的自主天文导航系统状态向量，(t)为X′(t)的微分，x′,y′,z′,v′x,v′y,v′z分别为探测器在在目标天体质心惯性坐标系中三轴的位置和速度，f1(X′(t),t)为系统非线性连续状态转移函数，w′(t)＝[0,0,0,w′x,w′y,w′z]T为t时刻的状态模型误差，w′x,w′y,w′z为三轴速度微分的模型误差；②建立基于星光角矩的自主天文导航系统量测模型；Z′(t)＝h1[X(t),t]+v1(t)??????(1)式中，Z′(t)＝[θ11,θ12,θ13,θ21,θ22,θ23,θ31,θ32,θ33]T为t时刻的自主天文导航系统量测量，θ11,θ12,θ13,θ21,θ22,θ23,θ31,θ32,θ33分别为目标天体和两个卫星与三颗背景恒星的角度信息，h1[X′(t),t]为自主天文导航非线性连续量测函数，为自主天文导航系统量测噪声，分别为测量θ11,θ12,θ13,θ21,θ22,θ23,θ31,θ32,θ33的观测误差；③对步骤①和步骤②中的状态模型和量测模型进行离散化，获得自主天文导航系统离散形式的状态模型和量测模型；X′(k)＝F1(X′(k?1),k?1)+W′(k)Z′(k)＝H1(X′(k),k)+V1(k)式中，k＝1,2,…，F1(X′(k?1),k?1)为f1(X′(t),t)离散后从第k?1时刻到第k时刻的非线性状态转移函数，H1(X′(k),k)为h1(X′(t),t)离散后第k时刻的非线性量测函数，W′(k)，V1(k)分别为w′(t)，v1(t)离散后第k时刻的等效噪声，且W′(k)和V1(k)互不相关；④通过自主天文导航敏感器获得量测量；⑤根据由步骤③获得的自主天文导航系统离散形式的状态模型和量测模型、以及由步骤④获得由天文导航敏感器获得的量测量，进行自主天文导航系统自适应尺度变化Unscented卡尔曼滤波，具体步骤如下：A.初始化第n+1次滤波自主天文导航系统的状态向量和第n+1次滤波的时间尺度hn，第n次滤波所对应的时刻n＝0,1,2,......，其中X′(n)＝B.利用步骤A初始化后的状态向量和时间尺度进行时间尺度自适应调整；a）计算时间尺度自适应调整过程中的12个中间时间点右函数KstepiKstep1＝F1(X′(n),n)Kstepi=F1(X′(n+astepih)+hΣstepj=0stepi-1bstepi,stepjKstepj,n+astepih,)式中，X′(n)为第n+1次滤波所对应时刻的初始状态向量，F1(X′(n),n)为从第n次滤波到第n+1次滤波的非线性状态转移离散函数，stepi=2,3...,12，其中bstepi,stepj的非零值为：b1,0＝2/27,b2,0＝1/36,b2,1＝1/12,b3,0＝1/24,b3,2＝1/8,b4,0＝5/12,b4,2＝?25/16,b4,3＝25/16,b5,0＝1/20,b5,3＝1/4,b5,4＝1/5,b6,0＝?25/108,b6,3＝125/108,b6,4＝?65/27,b6,5＝125/54,b7,0＝31/300,b7,4＝61/225,b7,5＝?2/9,b7,6＝13/900,b8,0＝2b8,3＝?53/6,b8,4＝704/45,b8,5＝?107/9,b8,6＝67/90,b9,0＝?91/108,b9,3＝23/108,b9,4＝?976/135,b9,5＝311/54,b9,6＝?19/60,b9,7＝17/6,b9,8＝?1/12,b10,0＝2383/4100,b10,3＝?341/164,b10,4＝4496/1024,b10,5＝?301/82,b10,6＝2133/4100,b10,7＝45/82,b10,8＝45/162,b10,9＝18/41,b11,0＝3/205,b11,5＝?6/41,b11,6＝?3/205,b11,7＝?3/41,...
【技术特征摘要】
1.一种基于自适应尺度变化的借力飞行探测器自主天文导航方法，其特征在于:首先建立深空探测器的状态模型和量测模型，利用自主天文导航系统获取相对目标天体的量测量，通过自适应尺度变化Unscented滤波估计得到探测器在目标天体为中心惯性坐标系中的位置和速度，具体包括以下步骤: ①建立深空探测器基于太阳和八大行星引力轨道动力学状态模型； 深空探测器在目标天体质心惯性坐标系中的状态模型为:V(t) = f1 (V (t), t)+w' (t) 式中，X' (t) = [X' , y' , Z1，v' x，v' y，v' Jt为t时刻的自主天文导航系统状态向量，JT⑴为X'⑴的微分，X'，y'，z'，v' x，v' y，v' z分别为探测器在在目标天体质心惯性坐标系中三轴的位置和速度，(t)，t)为系统非线性连续状态转移函数，w' (t) = [O, O, O, W' x,w' y,w' Jt为t时刻的状态模型误差，w' x,w' y,w' z为三轴速度微分的模型误差； ②建立基于星光角矩的自主天文导航系统量测模型； V(t) = h![X(t), tj+v^t)(I)式中，Z ' (t) = [ θ η, θ 12, θ 13, θ 21, θ 22, θ 23, θ 31, θ 32，θ 33]τ 为 t 时刻的自主天文导航系统量测量，θ π, Θ 12) Θ 13，Θ 21，θ 22> θ 23> θ 31> ...
【专利技术属性】
技术研发人员：房建成，马辛，宁晓琳，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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