[发明专利]一种基于在线估计的深空探测器测角及时延组合导航方法

权利要求书

1.一种基于在线估计的深空探测器测角及时延组合导航方法，其特征在于，以探测器的目标行星的一个卫星作为反射天体，估测探测器和反射天体当前的位置及速度信息并以此为系统状态量建立系统状态模型，获取探测器与反射天体、背景恒星之间的星光角距量测量并建立星光角距量测模型，获取因太阳震荡导致的时间延迟量测量并建立时间延迟量测模型，通过无迹卡尔曼滤波在线估计修正反射天体的实际位置及速度信息，进而获得探测器的实际位置及速度信息；具体包括以下步骤：

1)根据轨道动力学建立系统状态模型

将估测的探测器和反射天体的位置及速度信息作为系统状态量，表达式如下：

其中，X_t＝[r v]^T，且r和v分别为探测器相对于目标行星的位置及速度矢量，X_p＝[r_pmv_pm]^T，且r_pm和v_pm分别为反射天体相对于目标行星的位置及速度矢量；

系统状态方程的表达式如下：

其中，分别为r、v、r_pm、v_pm的导数，μ_s和μ_m分别为太阳和目标行星的引力常数，r_ts和r_ps分别为探测器和反射天体相对于太阳的位置矢量，r_sm＝r-r_ts为太阳相对于目标行星的位置矢量，w_t和w_p分别为探测器和反射天体受到扰动造成的过程噪声；

上述系统状态方程的表达式(2)简化为：

其中，为状态量X的导数，为时刻t的f(X(t),t)为系统非线性状态转移函数，w＝[0 w_t 0 w_p]^T为系统过程噪声矢量，w(t)为时刻t的w；

2)建立星光角距量测模型

获取探测器与目标行星、背景恒星间的星光角距以及探测器与反射天体、背景恒星间的星光角距，表达式如下：

其中，s₁和s₂分别为惯性系下两颗不同的背景恒星的方向矢量，α_m1为探测器与目标行星、第一颗背景恒星间的星光角距，α_m2为探测器与目标行星、第二颗背景恒星间的星光角距，α_p1为探测器与反射天体、第一颗背景恒星间的星光角距，α_p2为探测器与反射天体、第二颗背景恒星间的星光角距，r_tp是探测器相对于反射天体的位置矢量；

将上述星光角距数据作为量测量Z₁＝[α_m1 α_m2 α_p1 α_p2]^T建立量测模型，所得星光角距量测模型的表达式如下：

Z₁＝h₁[X(t),t]+v₁(t) (5)

其中，h₁(.)表示星光角距的非线性连续量测函数，v₁(t)表示t时刻星光角距的量测噪声；

3)建立时间延迟量测模型

设定太阳震荡在t₀时刻发生，此时探测器相对于太阳的位置及速度分别为r_ts0和v_ts0，反射天体相对于太阳的位置及速度分别为r_ps0和v_ps0；在t₁时刻记录下直射太阳光线心波长变化，此时探测器相对于太阳的位置及速度分别为r_ts1和v_ts1，反射天体相对于太阳的位置及速度分别为r_ps1和v_ps1；太阳光在t_r时刻被反射天体反射，此时反射天体相对于太阳的位置及速度分别为r_psr和v_psr；在t₂时刻记录反射太阳光线心波长变化，此时探测器相对于太阳的位置及速度分别为r_ts2和v_ts2：

根据轨道动力学，通过r_ts2和v_ts2求出r_ts1和v_ts1，表达式如下：

(r_ts1,v_ts1)＝f′(r_ts2,v_ts2,Δt) (6)

其中，f′(·)表示探测器轨道动力学的逆过程，Δt＝t₂-t₁；

通过t₁和r_ts1求出t₀，表达式如下：

其中，c表示光速，由于：

c·(t_r-t₀)＝|r_psr| (8)

且

(r_psr,v_psr)＝f(r_ps1,v_ps1,t_r-t₁) (9)

用二分法解上述非线性方程，求出t_r并得到r_psr；

通过求得的r_ts1和r_psr建立关于太阳震荡时间延迟的量测模型：

(|r_pmr-r_smr|+|r₂-r_sm2-r_pmr-r_smr|-|r₁-r_sm1|)/c-Δt＝0 (10)

其中，r₁和r₂分别为t₁和t₂时刻探测器相对于目标行星的位置矢量，r_sm1和r_sm2分别为t₁和t₂时刻太阳相对于目标行星的位置矢量，r_pmr和r_smr分别为t_r时刻反射天体及太阳相对于目标行星的位置矢量；

将上述时间延迟数据作为量测量Z₂＝[Δt]＝[t₂-t₁]，考虑量测误差，所得时间延迟量测模型的表达式如下：

0＝h₂(X,Z₂-V₂) (11)

其中，h₂(.)表示太阳震荡时间延迟的非线性连续量测函数，V₂是太阳震荡时间延迟的测量误差；

4)利用无迹卡尔曼滤波实现探测器导航

当没有太阳震荡时间延迟量测量时，则以固定滤波周期，通过步骤1)的系统状态模型进行时间更新，通过步骤2)的星光角距量测模型进行量测更新，通过无迹卡尔曼滤波获得状态估计和误差协方差估计，以修正反射天体的实际位置及速度信息，进而获得探测器的实际位置及速度信息并实现导航；

当存在太阳震荡时间延迟量测量时，则通过步骤1)的系统状态模型进行时间更新，通过步骤3)的时间延迟量测模型进行量测更新，通过包含二分法的隐式无迹卡尔曼滤波获得状态估计和误差协方差估计，以修正反射天体的实际位置及速度信息，进而获得探测器的实际位置及速度信息并实现导航。