申请/专利权人：北京航空航天大学

申请日：2021-07-21

公开（公告）日：2024-05-24

公开（公告）号：CN113551667B

主分类号：G01C21/16

分类号：G01C21/16;G01C21/20;G01C21/02

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.05.24#授权;2021.11.12#实质审查的生效;2021.10.26#公开

摘要：本发明涉及航天器惯性恒星星光矢量太阳多普勒速度组合导航方法。以惯导系统为主导航系统，以恒星星光矢量为量测辅助修正平台失准角，以太阳多普勒速度为量测辅助修正速度误差，实现对航天器的速度和姿态的同时修正。根据惯性导航误差传递方程建立系统状态方程，以恒星星光矢量和太阳多普勒速度建立系统量测方程。由于系统状态方程和量测方程均为非线性方程，因此使用UKF对系统状态量进行估计，进而得到航天器的位置，速度和姿态信息。本发明属于航天器自主导航领域，可为航天器提供高精度的位置，速度和姿态信息，对航天器自主导航具有重要的实际意义。

主权项：1.航天器惯性恒星星光矢量太阳多普勒速度组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：以航天器的平台失准角，速度误差，位置误差，陀螺漂移和加计偏置为状态量，建立系统的状态方程；步骤2：利用星敏感器获得恒星星光矢量和光谱仪获得的太阳多普勒速度作为组合导航系统量测量，分别修正航天器的姿态和速度；根据量测量与状态量间的关系，建立基于恒星星光矢量和太阳多普勒速度的量测方程；步骤3：基于步骤1得出的状态方程和步骤2的量测方程，采用UKF作为滤波方法来估计航天器的位置，速度和姿态信息；所述步骤1中的状态方程如下： 其中状态量为X＝[φE,φN,φU,δvE,δvN,δvU,δL,δλ,δH,εE,εN,εU,▽E,▽N,▽U]T，[φEφNφU]T表示东向，北向和天向的数学平台失准角，分别为在东向，北向和天向的速度误差，[δLδλδH]T表示在经度，纬度和高度方向的位置误差,[εE,εN,εU]T表示在东向，北向和天向的陀螺漂移，[▽E,▽N,▽U]T表示在东向，北向和天向的加计偏置，为t时刻Xt的导数，Ft为系统状态转移函数，wt为系统过程噪声；其中，平台失准角方程： 其中，[VEVNVU]T表示东向，北向和天向的速度，[LλH]分别表示当地经度，纬度和高度，[εEεNεU]为东北天向的陀螺漂移，ωie为地球自转角速度，e为克拉索夫斯基椭圆度，RN＝Re1+esin2L，RM＝Re1-2e+3esin2L分别为沿子午圈和卯酉圈的主曲率半径；速度误差方程 其中，fE,fN,fU分别为东北天方向上的比力，▽E,▽N,▽U分别为东北天向的加计常值偏置；位置误差方程 惯性器件误差方程 所述步骤2中，基于恒星星光矢量的量测方程如下：星敏感器拍摄得到星图后，经过星图预处理、星图识别和星图匹配得到恒星在星敏感器坐标系即s系和惯性系即i系下的星光矢量信息Ss和Si，星敏感器提供的星敏感器坐标系下的星光方向矢量为[xcyc]，结合敏感器的焦距信息f，可以计算得到恒星方向矢量在像平面的三维位置坐标Ss： 根据坐标变化的原理，Ss和Si之间的关系可以表示为： 其中为星敏感器安装矩阵，为导航系即n系相对本体系即b系的旋转矩阵，含航天器姿态信息，为地球系即e系相对n系的旋转矩阵，含航天器位置信息，为i系相对e系的旋转矩阵；在敏感器坐标系下的恒星星光矢量Ss为系统量测量，建立基于恒星星光矢量的系统量测方程为：Z1,k＝h1Xk+V1,k4式中，h1·表示基于恒星星光矢量的量测方程，V1,k表示恒星星光矢量的量测误差；所述步骤2中，基于太阳多普勒速度的量测方程如下：设fe是估计的恒星发出的光谱频率，通过长期天文观测获得，fr为航天器接收到的光谱频率，则航天器相对太阳的径向速度表示为：vr＝c·fr-fefe5其中c为光速，通过观测一个光源仅能获得航天器相对此光源的径向速度；将径向速度作为量测量Z2,k，多普勒速度的量测方程为： 进一步简化式6表示为：Z2,k＝h2Xk+υm7式中vse为航天器相对地球的速度矢量，vE表示地球相对太阳的速度矢量，rss表示航天器相对太阳的位置矢量，h2·表示基于太阳多普勒速度的量测方程，υm是多普勒速度量测噪声；综上，基于恒星星光矢量和太阳多普勒速度的量测方程为：

全文数据：

权利要求：

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