[发明专利]一种深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法

说明书

本发明提供一种深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，包含步骤：S1、建立日心惯性坐标系、建立日心轨道坐标系,基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量；S2、计算地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量；S3、根据惯导测量结果，解算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；S4、计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量；S5、基于方向矢量误差采用PI滤波估计位置/速度误差修正量；S6、基于位置/速度误差修正量惯性‑天文组合导航。本发明的深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，能够在飞行器在轨实时导航时，抑制惯性导航累积误差。

技术领域

本发明涉及深空天文导航技术领域，具体是一种基于星敏与光学敏感器的深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法，用于飞行器在轨实时导航。

背景技术

现有的地球卫星和月球探测飞行器由于离地球较近，对地测控延时较短，对地测控链路建立有较多敏感器可用，地面测定轨的可靠性高。深空探测飞行器距离地球远，对地测控延时有时长达三十分钟，地面测定轨需要可靠的器地测控链路，深空探测飞行器具备一定的自主导航能力，有利于器地测控链路的建立。

飞行器在轨运行期间不仅要进行姿态控制，还要进行轨道控制，轨道控制需要轨道参数；星敏测量给出相对J2000系的姿态，而目标姿态一般是相对轨道系的，由星敏计算相对轨道系姿态需要轨道参数。

直接基于陀螺和加表惯性导航，导航误差随时间累积，不能长时间应用。惯性导航一般与GNSS兼容机、磁强计、脉冲星敏感器、行星敏感器、太敏、星敏等组合导航。但是，GNSS兼容机、磁强计在深空探测不可用；基于脉冲星导航需要配置复杂且昂贵的脉冲星敏感器。深空探测飞行器轨道确定一般基于地面测定轨，器上自主导航一般采用惯性-天文组合导航。

发明内容

本发明的目的是提供一种深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法，该方法基于星敏与光学敏感器进行深空探测飞行器惯性-天文组合导航，可以抑制惯性导航累积误差，采用的PI滤波组合导航算法简单，且基于常规敏感器，易于工程实现。

为了达到上述目的，本发明提供一种深空探测飞行器惯性-天文组合导航方法，包含步骤：

S1、建立日心惯性坐标系、建立日心轨道坐标系；基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量；

S2、计算地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量；

S3、根据惯导测量结果，解算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；

S4、计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量；

S5、基于方向矢量误差采用PI滤波估计位置/速度误差修正量；

S6、基于位置/速度误差修正量进行惯性-天文组合导航。

步骤S1中所述基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量，具体包含步骤：

S11、根据光学敏感器测量的敏感器量测系下滚动角俯仰角θ_s，解算飞行器太阳矢量在飞行器的滚动角俯仰角θ；其中ψ为光学敏感器在水平面内安装角度；

S12、根据飞行器太阳矢量在飞行器的滚动角俯仰角θ，计算飞行器相对太阳在本体系的方向矢量

S13、解算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量

其中，C_J2000←b为飞行器至J2000惯性系旋转矩阵，其由星敏感器测量得到的本体相对惯性系四元数计算得到，