[發(fā)明專利]基于跟瞄信息的目標(biāo)重構(gòu)方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201410474505.1
• 申請日: 2014-09-17
• 公開（公告）號: CN105445763A
• 公開（公告）日: 2016-03-30
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 張麗敏;施常勇;胡良軍;董晉芳;郭旭升;盧翔
• 申請（專利權(quán)）人: 上海新躍儀表廠
• 主分類號: G01S19/23
• 分類號: G01S19/23;G01S19/47;G01C21/16
• 代理公司: 上海航天局專利中心 31107
• 代理人: 馮和純

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及衛(wèi)星相對導(dǎo)航測試技術(shù)，具體地說是一種基于跟瞄信息的目標(biāo)重構(gòu)方法。

背景技術(shù)

隨著遠(yuǎn)程軌道交匯技術(shù)的發(fā)展，對遠(yuǎn)近程相對導(dǎo)航提出越來越高的要求。作為對空間目標(biāo)實時探測識別捕獲跟蹤的重要單機(jī)，光電組合以其多體制，高復(fù)雜度，經(jīng)費(fèi)昂貴和研制周期長等特點(diǎn)而備受關(guān)注。為了充分考核單機(jī)的功能和性能指標(biāo)，有必要開展GNC系統(tǒng)和整星測試條件下閉環(huán)仿真試驗。

常規(guī)的轉(zhuǎn)發(fā)方式不能將光電組合最核心的搜索捕獲算法接入系統(tǒng)閉環(huán)，難以滿足系統(tǒng)對在軌多任務(wù)模式和復(fù)雜信息融合算法的考核。而基于光學(xué)模擬器的系統(tǒng)閉環(huán)測試方法需要配置的光學(xué)設(shè)備和高精度的相對運(yùn)動模擬轉(zhuǎn)臺，不僅價格昂貴，而且對場地，安全和崗位都有專門的要求。而且在整星裝星后的大量的模飛測試中，無法將轉(zhuǎn)臺等設(shè)備接入實時閉環(huán)。

因此，業(yè)界需要開發(fā)一種低成本，簡易化，高效率的測試方法。

發(fā)明內(nèi)容

針對現(xiàn)有技術(shù)存在的技術(shù)問題，本發(fā)明的目的在于提供一種基于跟瞄信息的目標(biāo)重構(gòu)方法，能夠?qū)崿F(xiàn)不同光學(xué)和運(yùn)動特征的目標(biāo)切換模擬，滿足載荷在軌施放的GNC閉環(huán)測試需求。

為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明是通過以下的技術(shù)方案實現(xiàn)的，基于跟瞄信息的目標(biāo)重構(gòu)方法,其包括如下步驟：

步驟一、利用航天器上攜帶的GNSS兼容機(jī)和慣性器件SINS，采用基于GNSS/SINS組合導(dǎo)航方法可以確定航天器在慣性坐標(biāo)系的位置、速度和軌道瞬時六根數(shù)——長半軸a、偏心率e、軌道傾角i、升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω、近地點(diǎn)幅角w和緯度幅角u；

步驟二、將相對導(dǎo)航坐標(biāo)系建立在航天器軌道下，利用航天器上攜帶的雷達(dá)或光電組合，采用近程相對導(dǎo)航技術(shù)可以得到軌道系下兩星的兩星位置和相對速度；

步驟三、根據(jù)兩星的幾何關(guān)系，可以對目標(biāo)星進(jìn)行重構(gòu)：由基于GNSS/SINS組合導(dǎo)航，可以得到航天器軌道根數(shù)；由跟瞄單機(jī)的測量信息，采用近程相對導(dǎo)航，可以得到兩星相對位置和速度和；由基于GNSS/SINS組合導(dǎo)航確定的航天器的絕對位置和，結(jié)合慣性系兩星的兩星位置和速度，可得慣性下目標(biāo)星的位置和速度。

本發(fā)明的方法，與現(xiàn)有技術(shù)相比，其優(yōu)點(diǎn)和有益效果是：不需要地面站支持，導(dǎo)航精度較高，因此能夠顯著改善目標(biāo)星導(dǎo)航精度，提高工程實用性。

附圖說明

以下將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進(jìn)一步說明。

圖1為基于跟瞄信息的目標(biāo)重構(gòu)方法流程圖；

圖2為兩星的幾何關(guān)系示意圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明。圖1是本發(fā)明所提供的一種基于跟瞄信息的目標(biāo)重構(gòu)方法的流程示意圖，其步驟如下：

步驟一、利用航天器上攜帶的GNSS兼容機(jī)和慣性器件SINS，采用基于GNSS/SINS組合導(dǎo)航方法可以確定航天器在慣性坐標(biāo)系的位置、速度和軌道瞬時六根數(shù)——長半軸a、偏心率e、軌道傾角i、升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω、近地點(diǎn)幅角w和緯度幅角u；

1)慣導(dǎo)解算求飛行器位置速度

根據(jù)初始的姿態(tài)四元數(shù)和陀螺角速度，采用陀螺積分，求解當(dāng)前姿態(tài)四元數(shù)：

其中，為計算解算周期，；

根據(jù)姿態(tài)四元數(shù)，可以得到本體系到慣性系轉(zhuǎn)換矩陣，可以將加速度信息轉(zhuǎn)換到慣性下：

其中，為加速度計測量信息，為加速度計測量誤差；。

由初始位置，可以得到初始地心引力。

慣導(dǎo)系統(tǒng)位置求解：

其中：，；為PI濾波估計位置誤差，初始值為0；

由當(dāng)前位置，計算當(dāng)前地球引力項：

慣導(dǎo)系統(tǒng)速度求解：

其中：為PI濾波估計速度誤差，初始值為0。

2)根據(jù)GNSS位置采用濾波技術(shù)對慣導(dǎo)解算的位置誤差和速度誤差進(jìn)行估計；

位置誤差估計：

對三軸位置進(jìn)行限幅，限幅到[-r1,r1]（r1可以選取為40）；

其中：濾波系數(shù)，可注數(shù)修改。

對三軸位置進(jìn)行限幅，限幅到[-v1,v1]（v1可以選取為0.4）；

對三軸速度進(jìn)行限幅，限幅到[-a1,a1]（v1可以選取為0.0004）；