[发明专利]基于日地月方位信息的自主导航系统的测量数据模拟方法

摘要

基于日地月模拟测量信息的自主导航系统的测量数据模拟方法，分别包括参考脉冲、地球脉冲、月球脉冲和太阳脉冲的模拟。模拟测量数据精确和全面地反映了各种复杂因素对日地月一体化敏感器测量的影响，这包括地球扁率、月球形状变化的影响。本发明实现了日地月一体化敏感器脉冲信息的模拟，可以有效地通过数值仿真的形式对敏感器的系统误差进行定量的评估和对导航系统的性能进行验证。

主权项

1.基于日地月方位信息的自主导航系统的测量数据模拟方法，其特征在于实现如下：(1)日地月一体化敏感器参考脉冲，参考脉冲t_ref由下式给出：t_ref＝B_R/ω_rot+kT_s    (1)其中：B_R为对称面相对于测量坐标系X轴的滞后角，ω_rot为扫描转速，T_s为扫描周期，k为扫描圈数；(2)日地月一体化敏感器地球脉冲，步骤如下：第一步：由轨道动力学模型积分得到飞行器的位置信息r，投影在惯性下为其中上标表示转置，上标I代表该变量投影在惯性系下，并定义姿态模式，给出飞行器的姿态R_ISE；第二步：在一个扫描周期内，取任意时刻t，结合姿态信息，计算该时刻扫描视线的单位向量在惯性坐标系中的表示ρ^I=sin(γi)cos(ωrot(t-tref)-BRi)sin(γi)sin(ωrot(t-tref)-BRi)cos(γi)---(2)]]>其中：γ_i为扫描锥的半锥角，B_Ri为扫描探头相对于敏感器参考线的滞后角，i＝1，2分别对应小椎和大锥；第三步：定义Fun：＝b²-4ac并计算Fun的大小，其中：a=ρ^12+ρ^22+ρ^32/(1-ee)2]]>b=2ρ^1x+2ρ^2y+2ρ^3z/(1-ee)2]]>c=x2+y2+z2/(1-ee)2-RE2]]>上式中：ee为地球扁率，R_E为地球参考椭球的赤道半径；第四步：若Fun＝0，则t时刻即为脉冲时刻。否则的话，则取另外一个时刻，重复第一步到第四步，计算对应的Fun；由两个时刻的Fun值，利用二分法找到Fun＝0对应的时间t，也即脉冲时刻；(3)日地月一体化敏感器月球脉冲模拟，步骤如下：第一步：由当前日期利用星历判别月相；第二步：由轨道动力学模型积分得到飞行器的位置信息r，投影在惯性下为由星历得到惯性系下的月球位置，并定义姿态模式，给出飞行器的姿态R_ISE；第三步：利用坐标变换计算星月矢量在敏感器测量坐标系下的表示，从而可以得到方位角φ_m和高度角δ_m；第四步：计算不考虑月相影响的月球脉冲t_1moon和t_2moon：φm=ωrot(t1moon+t2moon2-tref)]]>(3)σm=12(ωrot(t2moon-t1moon)-θ)]]>其中：σ_m＝arcsin(tanδ_m/cosβ_s)，β_s为敏感器狭缝相对于扫描球经度线的倾斜角，θ为狭缝底部的球心角度；第五步：若当前的月相为满月，则第四步得到的脉冲即为敏感器的输出月球脉冲，若为弦月，则需要在第四步输出的脉冲的基础上添加延迟δt作为输出脉冲，其中δt为下式给出：δt=2δtmaxπθx(θx<π/2)2δtmaxπ(π-θx)(θx≥π/2)---(4)]]>其中：θ_x为扫描轴与x_m即白道平面内与日月方向垂直的轴的夹角，δt_max为最大延迟量。上弦月的时候δt＜0，下弦月的时候δt＞0；(4)日地月一体化敏感器太阳脉冲模拟，步骤如下：第一步：由轨道动力学模型积分得到飞行器的位置信息r，投影在惯性下为由星历得到惯性系下的月球位置，并定义姿态模式，给出飞行器的姿态R_ISE；第二步：利用坐标变换计算星日矢量在敏感器测量坐标系下的表示，从而可以得到太阳的方位角φ_s和高度角δ_s；第三步：计算太阳脉冲t_1sun和t_2sun：φs=ωrot(t1sun+t2sun2-tref)]]>(5)σs=12(ωrot(t2sun-t1sun)-θ)]]>其中：σ_s＝arcsin(tanδ_s/cosβ_s)，β_s为敏感器狭缝相对于扫描球经度线的倾斜角，θ为狭缝底部的球心角度；通过上述计算得到日地月一体化敏感器的参考脉冲、地球脉冲、月球脉冲和太阳脉冲，从而完成了日地月一体化敏感器脉冲信息的模拟。