[發(fā)明專利]一種航天器慣性和太陽多普勒速度組合導(dǎo)航方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011467901.3
• 申請(qǐng)日: 2020-12-14
• 公開（公告）號(hào): CN112525204B
• 公開（公告）日: 2023-06-16
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 寧曉琳;黃玉琳;楊雨青;房建成
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): G01C21/24
• 分類號(hào): G01C21/24
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責(zé)任公司 11251
• 代理人: 安麗;鄧治平

1.一種航天器慣性和太陽多普勒速度組合導(dǎo)航方法，其特征在于，包括以下步驟：

第一步，根據(jù)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的誤差方程建立系統(tǒng)狀態(tài)模型；

第二步，利用光譜儀獲得太陽多普勒速度，并建立太陽多普勒速度量測(cè)模型；

第三步，基于第一步的系統(tǒng)狀態(tài)模型和第二步的量測(cè)模型，采用UKF濾波估計(jì)航天器的位置、速度和姿態(tài)，從而完成航天器慣性和太陽多普勒速度組合導(dǎo)航；

所述第一步，根據(jù)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的誤差方程建立系統(tǒng)狀態(tài)模型，包括以下步驟：慣性導(dǎo)航通過慣性測(cè)量單元IMU測(cè)量航天器相對(duì)慣性空間的角速率和加速度信息，利用牛頓運(yùn)動(dòng)定律自動(dòng)推算航天器的瞬時(shí)速度和位置信息，在捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)下，IMU由三個(gè)正交加速度計(jì)和三個(gè)正交陀螺儀組成，直接安裝在航天器本體上，根據(jù)慣性導(dǎo)航原理，系統(tǒng)狀態(tài)模型為：

其中，φ＝[φ_E?φ_N?φ_U]^T是姿態(tài)誤差角，φ_E、φ_N、φ_U分別表示n系內(nèi)東、北、天向的姿態(tài)誤差；是航天器速度，v_E、v_N、v_U分別表示n系內(nèi)東、北、天向的速度，是航天器速度誤差，δv_E、δv_N、δv_U分別表示n系內(nèi)東、北、天向的速度誤差；r_n＝[L?λ?h]^T是航天器位置，L、λ、h分別表示n系下緯度、經(jīng)度及高度，δr_n＝[δL?δλ?δh]^T是航天器位置誤差，δL、δλ、δh分別表示n系下緯度誤差、經(jīng)度誤差及高度誤差；fⁿ是加速度計(jì)的輸出在n系中的投影；表示航天器在n系下的地球自轉(zhuǎn)角速率，是航天器在n系下w_ie的誤差；是n系相對(duì)e系的旋轉(zhuǎn)角速率在n系中的表示，其中R_x和R_y分別為卯酉圈和子午圈的主曲率半徑，是n系下w_en的誤差；表示n系相對(duì)i系的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度在n系中的表示，是n系下ω_in的誤差；ε＝(ε_x?ε_y?ε_z)^T是慣性導(dǎo)航系統(tǒng)x、y、z三個(gè)方向的陀螺儀常值漂移；是慣性導(dǎo)航系統(tǒng)x、y、z三個(gè)方向加速度計(jì)的常值偏置；所述n系為地理坐標(biāo)系，e系是地球坐標(biāo)系，i系為地心慣性坐標(biāo)系，b系為航天器本體坐標(biāo)系；

上式系統(tǒng)狀態(tài)模型寫為：

X_k＝F(X_k-1,k-1)+W_k-1????????(2)

其中，狀態(tài)量為分別為航天器的姿態(tài)誤差角，速度、位置誤差，陀螺儀的常值漂移與加速度計(jì)的常值偏置，X_k，X_k-1分別為k時(shí)刻和k-1下的狀態(tài)量，F(xiàn)(X_k-1,k-1)為航天器慣性和太陽多普勒速度組合導(dǎo)航系統(tǒng)非線性轉(zhuǎn)移函數(shù)，W_k-1為過程噪聲；

所述第二步，建立太陽多普勒速度量測(cè)模型步驟為：

利用光譜儀獲得光譜頻移，并根據(jù)頻移獲得航天器相對(duì)太陽的徑向速度v_r，表示為：

v_r＝c((f_rs-f_es)/f_es)?????????(3)

其中，c為光速，f_rs為航天器所接受到的太陽發(fā)出的光譜頻率，f_es為太陽發(fā)出的光譜頻率；

以航天器相對(duì)于太陽的多普勒徑向速度作為量測(cè)量，利用與航天器位置間的數(shù)學(xué)聯(lián)系建立太陽多普勒速度量測(cè)模型：

其中，v_r表示航天器相對(duì)太陽的徑向速度量測(cè)量，r_ps,v_ps分別為地心慣性系下航天器相對(duì)于太陽的位置、速度矢量，r_ps＝||r_ps||表示位置矢量的大小，v_m表示量測(cè)噪聲；

利用坐標(biāo)變換將航天器相對(duì)太陽的位置矢量與INS中的狀態(tài)量建立聯(lián)系；

在地心慣性坐標(biāo)系O-xyz中，r_ps、v_ps分別為地心慣性系下航天器相對(duì)于太陽的位置、速度矢量，r_pe、v_pe分別為航天器相對(duì)于地球的位置、速度矢量，則有

其中，r_n、v_n為n系內(nèi)航天器相對(duì)于地球的位置、速度矢量，δr_n、δv_n為位置和速度誤差，由INS獲得；r_se與v_se分別為太陽相對(duì)地球的位置和速度矢量，由STK工具獲得；是從n系到i系的轉(zhuǎn)換矩陣，由此，將量測(cè)模型中的狀態(tài)量與狀態(tài)模型聯(lián)系起來，則太陽多普勒速度量測(cè)模型表示為：

離散化后太陽多普勒速度量測(cè)模型表示為：

Z_k＝H(X_k,k)+V_k?????????(7)

其中，H(g)表示太陽多普勒速度的非線性連續(xù)量測(cè)函數(shù)，V_k表示k時(shí)刻太陽多普勒速度的量測(cè)誤差。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航天器慣性和太陽多普勒速度組合導(dǎo)航方法，其特征在于：所述第三步中，進(jìn)行UKF濾波獲得航天器的位置、速度及姿態(tài)估計(jì)如下：

離散后航天器慣性和太陽多普勒速度組合導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)模型與量測(cè)模型為：

其中，F(xiàn)(X_k-1,k-1)為組合導(dǎo)航系統(tǒng)非線性轉(zhuǎn)移函數(shù)，H(X_k,k)為非線性量測(cè)函數(shù)，W_k-1及V_k分別表示過程與量測(cè)噪聲，對(duì)式通過UKF進(jìn)行濾波，獲得航天器的后驗(yàn)狀態(tài)估計(jì)分別為航天器的姿態(tài)誤差角，速度、位置誤差，陀螺儀的常值漂移與加速度計(jì)的常值偏置，以及后驗(yàn)誤差協(xié)方差將及輸出，同時(shí)將k時(shí)刻狀態(tài)量與誤差協(xié)方差的估計(jì)值返回UKF濾波器，用于獲得k+1時(shí)刻的輸出。