[发明专利]基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法及系统

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法及系统。

背景技术

相比常规地球轨道航天器，深空探测器具有长达数月至数年的星际轨道飞行阶段，这个阶段的探测器动力模型中，各天体的引力项已能较为精确的建模，但与探测器相关的非引力项模型还存在很大的不确定度。同时，深空探测器在长期的星际飞行段将利用姿控推力器对飞轮进行卸载，理论上是力偶控制的姿控推力，在实际工程中无法实现，并使探测器产生一个平移速度增量，改变探测器的轨道。在漫长的星际飞行阶段，要进行成百上千次飞轮卸载工作，每次推力器工作对探测器轨道的改变将累积并放大，影响探测器导航预报精度。对于导航模型中的这些非引力项不确定度的准确估计，才能进一步提高探测器的导航精度。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法及系统，能够精确的估计深空探测器在深空飞行过程中导航模型中的不确定度，实现对深空探测器位置速度信息的高精度计算，从而提高深空探测器导航精度。

为解决上述问题，本发明提供一种基于轨道反演的导航模型不确定度精确估计方法，包括：

步骤一：根据深空导航模型不确定项对深空探测器星际转移轨道动力学方程进行拓展，其中，所述深空导航模型不确定包括深空探测器的受晒截面积A的不确定度为δA、综合吸收系数k的不确定度δk和姿态推力器工作产生的净速度增量Δv的不确定度δv；

步骤二：根据深空导航模型不确定项对地面无线电导航观测方程进行拓展；

步骤三：根据拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程和地面无线电导航观测方程生成导航滤波器；

步骤四：将地面定位结果输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取预测信息；

步骤五：将无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取状态修正量；

步骤六：将所述预测信息和状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量r_p和速度矢量v_p的值；

步骤七：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量r_p和速度矢量v_p的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；

步骤八：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量r_p和速度矢量v_p的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；

步骤九：将新的预测信息和新的状态修正量输入所述导航滤波器，以获取深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量r_p和速度矢量v_p的新的值；

步骤十：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量r_p和速度矢量v_p的新的值输入所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程，以获取新的预测信息；

步骤十一：将深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值、相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量r_p和速度矢量v_p的新的值，以及无线电测轨数据输入所述拓展后的地面无线电导航观测方程，以获取新的状态修正量；

步骤十二：重复上述步骤八至步骤十一，直至获取到的深空导航模型不确定项δA、δk和δv的新的值为误差最小值，以及相应的探测器在日心天球坐标系下的位置矢量r_p和速度矢量v_p的新的值为误差最小值。

进一步的，在上述方法中，步骤一包括：

将深空导航模型不确定项δA、δk和δv增加加入所述深空探测器星际转移轨道动力学方程的状态变量中，以对状态变量进行扩维；

根据扩维后的状态变量获取状态转移矩阵K；

根据所述状态转移矩阵K获取所述拓展后的深空探测器星际转移轨道动力学方程。

进一步的，在上述方法中，所述状态转移矩阵K的形式如下：