[发明专利]一种基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法

权利要求书

1.一种基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法，其特征在于：

第一步，建立基于太阳和八大行星的轨道动力学模型作为航天器的状态模型；

第二步，根据导航天体至航天器的单位矢量与导航天体之间的单位矢量获取方位角量测量，并建立量测量的角度约束模型，在对系统非线性不等式角度约束建模的基础上利用序列二次规划(SQP)非线性规划方法辅助减小航天器自主导航系统的量测误差，建立方位角量测模型作为航天器的量测模型；

第三步，根据航天器的状态模型和量测模型均呈现非线性特性，且系统噪声为非高斯噪声的特点，采用UKF滤波方法，估计航天器位置、速度，获得相对于导航天体的航天器位置和速度，提高航天器自主天文导航系统的精度。

2.根据权利要求1所述的基于角度约束辅助测量的航天器自主天文导航方法，其特征在于：所述第一步骤中，建立基于太阳和八大行星的轨道动力学模型作为天文导航系统的状态模型具体如下：

基于太阳和火星、地球等八大行星对航天器的引力作用，建立基于太阳和八大行星引力轨道动力学模型，选取目标天体为中心的惯性坐标系，得到航天器在目标天体为中心的惯性坐标系中的状态模型：

式中，x,y,z为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴位置，v_x,v_y,v_z为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴速度，为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴位置的微分，为航天器在目标天体质心惯性坐标系中三轴速度的微分，μ_s、μ_m和μ_ic分别为太阳、目标天体和第i_c颗行星的引力常数；r_ps为日心到航天器的距离；r_pm为目标天体质心到航天器的距离；r_ms为日心到目标天体质心的距离；为第i_c颗行星到航天器的距离；r_mi为第i_c颗行星质心到火心的距离；(x_s,y_s,z_s)，分别为太阳、第i_c颗行星在目标天体质心惯性坐标系中的三轴位置坐标，根据时间由行星星历表获得，w_x,w_y,w_z分别为状态模型中航天器三轴的状态模型误差；i_c表示太阳和八大行星中从内至外的第i_c颗行星；

式(1)中的各变量都是与时间t有关的变量，航天器天文导航系统的状态模型简写为：

式中，X(t)＝[x,y,z,v_x,v_y,v_z]^T为状态模型的状态向量，x,y,z,v_x,v_y,v_z分别为航天器在目标天体质心为中心的惯性坐标系中三轴的位置和速度，为X(t)的微分，h(X(t),t为状态模型的系统非线性连续状态转移函数，w(t)＝[0 0 0 w_x w_y w_z]^T为航天器天文导航系统状态模型误差。