[发明专利]航天器天文测角测速组合自主导航系统及其导航方法

说明书

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：