[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

说明书

本发明提供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，根据轨道动力学，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；利用测角敏感器获得探测器与反射天体、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；利用两个原子鉴频仪分别观测直射太阳光以及经反射天体反射的反射太阳光进而获得时间延迟量测量，并建立时间延迟量测模型；通过隐式无迹卡尔曼滤波获得状态估计以及误差协方差估计，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并实现探测器导航。本发明抑制了反射天体星历误差对导航精度的影响，提高实了探测器自主导航的精度。

技术领域

本发明属于深空探测器自主导航技术领域，特别地，涉及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。

背景技术

2020年将迎来发射火星探测器的最佳时间窗口，目前，已有美国等5个国家宣布了“探火计划”，我国也计划发射“火星一号”探测器，开展我国首次行星探测活动。对于行星探测任务而言，导航精度对于任务的成败有着非常重要的影响。目前主要通过地面测控站为探测器提供导航信息，但随着探测器与地球之间距离的增加，通过地面测控站进行信号传输的双程时延将越来越大，探测器将无法接收到实时的高精度导航信息。因此，提高探测器的自主导航能力对行星探测器而言是必要的。

目前，深空探测器的自主导航方法主要有天文测角导航方法、X射线脉冲星测距导航方法以及天文多普勒测速导航方法。此外，有学者提出了一种基于太阳震荡时间延迟的深空探测器自主导航方法(Ning X.,Gui M.,Fang J.,et al.ANovelAutonomousCelestial Navigation MethodUsing Solar Oscillation Time Delay Measurement,IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems,2018,54(3):1392-403)，利用太阳震荡引起的光谱线心波长剧烈变化作为特征，得到直射太阳光与经过反射天体反射的反射太阳光到达探测器的时间延迟，以时间延迟作为量测量提供探测器的位置信息，进而实现导航。还有学者提出了基于天文测角和测时延得到组合导航方法(Liu J.,FangJ.C.,Liu G.,et al.Solar Flare TDOA Navigation MethodUsing Direct andReflectedLight for Mars Exploration[J].IEEE Transactions onAerospace and ElectronicSystems,2017,53(5):2469-84)，通过将天文测角导航方法与太阳震荡时间延迟导航方法结合，实现了二者优势互补。

但是，天体星历不可避免地存在误差，上述方法均没有考虑反射天体星历误差对导航结果的影响，星历误差会导致星光角距以及时间延迟量测量存在偏差，降低导航精度。

发明内容

本发明的目的在于提供一种在线估计抑制星历误差的深空探测器组合导航方法，以解决背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供了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，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。

优选地，利用测角敏感器获得星光角距量测量。

优选地，利用两个原子鉴频仪分别观测直射太阳光以及经反射天体反射的反射太阳光，对比获得时间延迟量测量。

优选地，采用隐式无迹卡尔曼滤波获得状态估计以及误差协方差估计，进而实现探测器导航。

优选地，上述组合导航方法具体包括以下步骤：