[发明专利]基于非线性预测强跟踪无迹卡尔曼滤波的X射线脉冲星导航定位方法及系统

权利要求书

1.一种基于非线性预测强跟踪无迹卡尔曼滤波的X射线脉冲星导航定位方法，其特征在于，具体按照以下步骤进行：

步骤S1，选J2000地球质心惯性坐标系，以航天器位置矢量和速度矢量作为导航状态变量，建立导航系统状态模型，获得航天器状态预测值；

步骤S2，选择J2000地球惯性坐标系，确立脉冲星信号观测值，建立导航系统观测模型；

步骤S3，利用非线性预测强跟踪无迹卡尔曼滤波方法处理脉冲星信号观测值和航天器状态预测值，在航天器状态预测阶段，以脉冲星信号观测值与预测值的差值和导航系统状态模型误差构建约束函数，根据该约束函数获得最小导航系统状态模型误差，准实时的修正导航系统状态模型的误差；在航天器状态更新阶段，当脉冲星观测值与导航系统观测模型不匹配时，引入渐消因子，实时调整增益矩阵，保证不同时刻残差序列处处正交，抑制噪音干扰，预测并更新航天器的状态。

2.根据权利要求1所述的一种基于非线性预测强跟踪无迹卡尔曼滤波的X射线脉冲星导航定位方法，其特征在于，所述步骤S1中，导航系统状态模型为其中，为航天器状态的预测值、为航天器状态的非线性函数、为模型误差的估计值、G为模型误差控制矩阵；视航天器为一运动质点，给定航天器运动状态初值X₀、协方差P₀以及初始模型误差确定导航系统过程噪声协方差Q，导航系统状态矢量为X(t)＝[r_x r_y r_z v_x v_y v_z]^T，其中[r_x r_y r_z]^T为航天器在x、y、z方向上的位置，[v_x v_y v_z]^T为航天器在x、y、z方向上的速度，X(t)表示航天器运动状态；基于航天器轨道动力学方程设定式中r表示航天器位置，是r的导数，即航天器速度v，a代表v的导数表示航天器运动加速度。

3.根据权利要求2所述的一种基于非线性预测强跟踪无迹卡尔曼滤波的X射线脉冲星导航定位方法，其特征在于，所述步骤S2中，导航系统观测模型为Y＝ΔR+ζ＝HX+ζ，其中，Y表示脉冲星信号观测值，脉冲星信号观测值Y＝[y⁽¹⁾,y⁽²⁾...y^(N)]^T，y⁽¹⁾、y⁽²⁾、y^(N)分别表示第i颗脉冲星信号观测值，ΔR＝c·(t_SSB-t_SC)；c为光速，t_SSB表示太阳系质心处光子到达时间，t_SC表示航天器处光子到达时间，ΔR表示航天器与太阳系质心之间的绝对距离；X即X(t)，表示航天器的运动状态，测量矩阵H＝[n⁽¹⁾,n⁽²⁾...n^(N)]^T，n⁽¹⁾、n⁽²⁾…n^(N)分别表示第i颗脉冲星的方向矢量，根据脉冲星赤经α、赤纬β计算；ζ表示测量噪声，其建模为零均值高斯白噪声；

确定脉冲TOA的估计误差σ_TOA、脉冲星测距误差σ_r＝c·σ_TOA和导航观测误差协方差确定导航观测周期和导航滤波周期；

其中，脉冲星测距误差σ_r表示基于X射线脉冲星的测距精度，脉冲TOA的估计误差σ_TOA根据下式计算：

式中，W_p为脉宽，B_X和F_X分别为宇宙背景辐射流量和X射线脉冲星光子辐射流量，p_f是脉冲星脉冲部分，d是脉冲宽度和脉冲星周期的比，A_t是X射线探测器面积，T_obs是观测时间。