航天器天文测角测速组合自主导航系统及其导航方法

技术领域

本发明涉及一种导航系统及其导航方法，具体地，涉及一种航天器天文测角测速组合自主导航系统及其导航方法。 

背景技术

目前，常用的导航方法有地面无线电导航、光学导航、惯性导航以及组合导航等，这些导航方法和技术的发展已经非常成熟，并广泛应用于航天任务中，但也都有各自的适用范围和局限性，尤其对深空探测，这些局限性使深空自主导航的实现更加困难。 

天文测角导航通过观测参考天体视向角信息、参考天体和背景恒星之间的夹角等信息，利用几何解析的方法或结合轨道动力学滤波解算探测器位置。但该方法速度信息无法直接获得，需要进一步作位置差分或滤波估计，精度受限。 

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种航天器天文测角测速组合自主导航系统及其导航方法，其以天体视线方向角度信息和天文光谱信息作为观测量，采用联邦滤波对导航信息进行融合，实现航天器飞行过程的自主导航，实现高精度导航参数估计。 

根据本发明的一个方面，提供一种航天器天文测角测速组合自主导航系统，其特征在于，其包括： 

天文测速导航子系统，与主滤波器相连，用于观测导航天体并获得其光谱频移测量值，解算输出航天器在惯性坐标系下的导航参数； 

天文测角导航子系统，与主滤波器相连，用于观测导航天体并获得导航天体方向单位矢量，解算输出航天器在惯性坐标系下的导航参数； 

主滤波器，与天文测速导航子系统及天文测角导航子系统相连，用于根据天文测速导航子系统及天文测角导航子系统的输出，分配权因子，实现两个子最优估计值在主滤 波器中进行信息融合，以获得全局最优估计值。 

优选地，所述天文测速导航子系统主要包括天文测速导航敏感器和天文测速导航子滤波器，天文测速导航敏感器用于观测导航天体并获得其光谱频移测量值，天文测速导航子滤波器用于根据光谱频移测量值，结合星历及航天器姿态解算航天器在惯性坐标系下的导航参数。 

优选地，所述天文测角导航子系统主要包括天文测角导航敏感器和天文测角导航子滤波器，天文测角导航敏感器用于观测导航天体并获得其方向单位矢量，天文测角导航子滤波器用于根据方向单位矢量，结合星历及航天器姿态解算航天器在惯性坐标系下的导航参数。 

本发明还提供一种航天器天文测角测速组合自主导航系统的导航方法，其特征在于，其包括以下步骤： 

步骤一，建立天体惯性坐标系OXYZ； 

步骤二，在天体惯性坐标系OXYZ下，在t时刻，采用测角导航敏感器可测得本体系下的导航天体方向单位矢量，建立参考天体方向矢量的测量方程和导航参数状态方程，解算获得航天器位置参数；将两次观测获得的航天器位置参数差分后可得速度参数； 

步骤三，在天体惯性坐标系OXYZ下，在t时刻，航天器同时接收到第一导航天体的光信号、第二导航天体的光信号、第三导航天体的光信号，采用测速导航敏感器可测得其光谱频移测量值，结合航天器姿态信息，通过计算得出航天器在惯性坐标系下的导航参数； 

步骤四，在步骤二和步骤三的基础上组成联邦滤波器，在满足信息守恒的前提下分配权因子，实现两个子最优估计值在主滤波器中进行信息融合，以获得全局最优估计值。 

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明的天文测速导航利用多普勒频移计算出航天器与某个参考天体的相对速度。本发明不依赖地面无线电信息、仅需要光谱信息、太阳系天体星历信息和航天器姿态信息即可获得航天器在参考坐标系中的速度信息。本发明以天体视线方向角度信息和天文光谱信息作为观测量，采用联邦滤波对导航信息进行融合，实现航天器飞行过程的自主导航。该方法原理简单，方法新颖，具有无时延、高度自主的明显优势与特点，可直接应用于我国深空探测自主导航任务，在深空探测领域具有广阔的应用前景，并可为近地航天器自 主导航提供借鉴和参考。 

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显： 

图1为本发明航天器天文测角测速组合自主导航系统的原理框图。 

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。 

如图1所示，本发明航天器天文测角测速组合自主导航系统包括： 

天文测速导航子系统10，与主滤波器相连，用于观测导航天体并获得其光谱频移测量值，解算输出航天器在惯性坐标系下的导航参数。 

天文测角导航子系统20，与主滤波器相连，用于观测导航天体并获得导航天体方向单位矢量，解算输出航天器在惯性坐标系下的导航参数； 

主滤波器30，与天文测速导航子系统10及天文测角导航子系统20相连，用于根据天文测速导航子系统10及天文测角导航子系统20的输出，分配权因子，实现两个子最优估计值在主滤波器中进行信息融合，以获得全局最优估计值； 

天文测速导航子系统10主要包括天文测速导航敏感器11和天文测速导航子滤波器12，天文测速导航敏感器11用于观测导航天体并获得其光谱频移测量值，天文测速导航子滤波器12用于根据光谱频移测量值，结合星历及航天器姿态解算航天器在惯性坐标系下的导航参数。 

天文测角导航子系统20主要包括天文测角导航敏感器21和天文测角导航子滤波器22，天文测角导航敏感器21用于观测导航天体并获得其方向单位矢量，天文测角导航子滤波器22用于根据方向单位矢量，结合星历及航天器姿态解算航天器在惯性坐标系下的导航参数。 

航天器天文测角测速组合自主导航系统的工作原理如下：航天器在飞行过程中依靠自身携带的天文测速导航敏感器及天文测角导航敏感器测量航天器相对参考 天体的视向角等角度信息及光谱频移信息，经过导航子滤波器后计算获得航天器的位置及速度参数，进而采用联邦滤波进行信息融合，实现高精度导航参数估计。 

本发明航天器天文测角测速组合自主导航系统的导航方法包括以下步骤： 

步骤一，建立天体惯性坐标系OXYZ；本发明可以直接利用太阳系天体做光源，可利用的光源包括太阳、木星、地球等，也可根据飞行轨道选择合适的其他太阳系天体做光源。坐标原点O可根据导航需求选取，如日心、地心等。 

步骤二，在天体惯性坐标系OXYZ下，在t时刻，航天器S采用测角导航敏感器可测得本体系下的参考天体方向单位矢量，建立参考天体方向矢量的测量方程和导航参数状态方程，解算获得航天器位置参数；将两次观测获得的航天器位置参数差分后可得速度参数；即获得航天器在惯性坐标系下的位置速度信息； 

步骤三，在天体惯性坐标系OXYZ下，在t时刻，航天器S同时接收到第一导航天体A的光信号、第二导航天体B的光信号、第三导航天体C的光信号，根据光谱频移测量值，结合航天器姿态信息，通过计算得出航天器S在惯性坐标系下的导航参数；比如，根据光谱频移特性测量获得航天器飞行速度，包括根据多源光谱频移特性测量获得航天器在惯性坐标系下的速度； 

步骤四，在步骤二和步骤三的基础上组成联邦滤波器，在满足信息守恒的前提下分配权因子，实现两个子最优估计值在主滤波器中进行信息融合，以获得全局最优估计值。 

下面举出一个具体的例子进行说明： 

步骤S1，建立太阳系惯性坐标系OXYZ。 

步骤S2，采用测角导航敏感器可测得本体系下的参考天体方向单位矢量的量测值为式(1)： 

其中A_bi为从日心惯性系到航天器本体系的姿态转移矩阵，为测角导航敏感器测量误差，为导航敏感器测得的指向参考天体方向单位矢量在惯性系下的表示，是关于航天器在日心惯性系下位置参数的函数如式(2)： 

可获得参考天体方向矢量的测量方程如式(3)： 

其中为参考天体在日心惯性系下位置矢量，可通过星历获得。 

联立两个导航天体测角信息的观测方程将获得方程组如式(4)： 

通过解算上式可获得航天器位置参数，将两次观测获得的航天器位置参数差分后可得速度参数。 

步骤S3，航天器和参考天体之间相对运动的视向速度v_rS可通过光谱仪的多普勒测量获得，其值v_rS可表示为如式(5)： 

其中为航天器在惯性系下的速度，为由航天器指向参考天体方向的单位矢量在惯性系下表示，δ_rS为速度测量误差。 

当航天器获得三个或三个以上参考天体(如太阳、木星、地球)的径向速率及参考天体位置的单位矢量，采用天文测速自主导航方法生成观测方程及状态方程，并求解其位置、速度信息。 

步骤S4，将天文测角导航的观测方程及状态方程构成联邦导航子滤波器，将天文测速导航的观测方程及状态方程构成联邦导航子滤波器，在满足信息守恒的前提下分配权因子，实现两个子最优估计值在主滤波器中进行信息融合，以达到全局最优估计值。 

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。