[发明专利]GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统

说明书

技术领域

本发明涉及GEO轨道转移飞行器的自主导航技术领域，尤其是一种适用于GEO轨道转移飞行器的SINS/CNS/GNSS组合导航系统的信息融合与容错设计技术。

背景技术

目前运行于GEO轨道上的空间飞行器，大多都是通过地面测控系统的轨道预报实现导航定轨并进行相应的轨道维持控制的。新型GEO轨道转移飞行器的特征之一就是能够进行在轨自主机动，而地面测控轨道预报只能根据摄动轨道动力学对飞行器的轨道进行预报，如果飞行器在此期间进行变轨机动，则地面测控轨道预报数据根本无法反映此间飞行器的真实轨道，更无法基于轨道预报数据来进行机动变轨控制，因此采用传统的地面测控轨道预报的导航定轨方式，无法满足新型GEO轨道转移飞行器的特殊需求，迫切需要有一种新的自主导航技术来支持GEO轨道机动飞行器进行在轨自主机动。

本发明提出一种适用于高动态环境的圆锥效应补偿算法以及划船效应补偿算法，来完成捷联惯导系统姿态更新和速度更新的导航计算。并将天文导航系统中地球敏感器和星敏感器输出信息，以及GNSS接收机输出的伪距测量信息(通过捕获跟踪来自地球对面的导航卫星信号而获得)，与捷联惯导系统输出的导航信息进行信息融合。采用卡尔曼滤波来实时估计GEO轨道转移飞行器的导航误差以及惯性器件误差、地球敏感器误差和GNSS接收机时钟误差，且通过闭环反馈校正的方式对GEO轨道转移飞行器的导航误差进行实时修正，实现支持GEO轨道机动飞行器进行在轨自主机动。

目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是实现由捷联惯导系统(SINS)、天文导航系统(CNS)、全球导航卫星定位系统(GNSS)构成的，适用于轨道转移飞行器的SINS/CNS/GNSS组合导航系统的信息融合与容错系统。本发明提出GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统，该系统将捷联惯导系统作为组合导航系统的核心，捷联惯导系统实时计算输出GEO轨道转移飞行器的导航信息，捷联惯导系统导航计算的姿态更新和速度更新，采用了适用于高动态环境的圆锥效应补偿算法以及划船效应补偿算法，利用卡尔曼滤波器将天文导航系统中地球敏感器和星敏感器输出信息，以及GNSS接收机输出的伪距测量信息(通过捕获跟踪来自地球对面的导航卫星信号而获得)，与捷联惯导系统输出的导航信息进行信息融合，实时估计GEO轨道转移飞行器的导航误差以及惯性器件误差、地球敏感器误差和GNSS接收机时钟误差，且通过闭环反馈校正的方式对GEO轨道转移飞行器的导航误差进行实时修正，与此同时在卡尔曼滤波器中还采用一种改进的残差χ²检测法对GNSS接收机、地球敏感器和星敏感器输出的数据，进行故障检测与隔离(FDI)从而实现组合导航系统的容错。可以实现组合导航的容错信息融合与容错。

采用本发明由此带来的有益效果是：实现GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统，具有自主性强、精度高、鲁棒性好、可靠性高的优势，因此本发明在GEO轨道转移飞行器的自主导航中将发挥非常重要的作用，并且本发明还能扩展应用于其他空间机动飞行器的自主导航。

附图说明

图1GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统原理框图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细的说明。图1是本发明的GEO轨道转移飞行器SINS/CNS/GNSS组合导航系统框图，由捷联惯导系统、天文导航系统、GNSSS接收机构成。

捷联惯导系统主要根据陀螺和加速度计的输出量进行飞行器姿态、位置和速度解算，飞行器本体坐标系b与赤道惯性坐标系i之间的坐标变换阵可由陀螺输出根据下述各式进行计算。