[发明专利]一种基于目标天体星历修正的深空探测器捕获段天文导航方法

摘要

本发明涉及一种基于目标天体星历修正的深空探测器捕获段天文导航方法，首先建立火星探测器状态模型、星光角距和X射线脉冲星导航子系统量测模型，然后分别获取星光角距和X射线脉冲星量测量，滤波估计得到探测器在日心惯性坐标系和目标天体中心惯性坐标系中的位置和速度；在此基础上，建立目标天体星历误差的状态模型和量测模型，并由星光角距和X射线脉冲星两个导航子系统的估计状态向量获得关于目标天体星历误差的量测量，利用卡尔曼滤波方法估计目标天体星历误差，并反馈至导航系统模型中，对导航模型中目标天体的位置进行修正。本发明属于航天导航技术领域，可在线估计天体星历误差，修正导航系统的模型误差，适用于探测器捕获段。

主权项

一种基于目标天体星历修正的深空探测器捕获段天文导航方法，其特征在于：首先建立探测器的状态模型和基于星光角距/X射线脉冲星的量测模型，利用天文导航系统获得基于星光角距和X射线脉冲星的量测量，通过Unscented卡尔曼滤波估计得到探测器在日心惯性坐标系和目标天体中心惯性坐标系中的位置和速度估计值；在此基础上，建立目标天体星历误差的状态模型和量测模型，获取关于星历误差的量测量，通过滤波估计得到目标天体星历误差的估计值，并将目标天体星历误差反馈至导航系统模型中，对系统模型进行修正，获得校正星历误差后的相对于日心的探测器位置和速度；具体包括以下步骤：步骤①、建立基于太阳和太阳系主要行星的探测器状态方程；A.在以目标天体为中心的惯性坐标系中，建立深空探测器基于太阳和八大行星引力轨道动力学的第一状态模型；B.在日心惯性坐标系中，建立深空探测器基于太阳和八大行星引力轨道动力学的第二状态模型；步骤②、建立基于星光角距和X脉冲星的量测模型；A.建立带有星历误差的星光角距量测模型；B.建立基于X脉冲星的量测模型；步骤③、对步骤①和步骤②中的状态模型和量测模型进行离散化；步骤④、星光角距和X射线脉冲星量测量的获取及处理；步骤⑤、基于星光角距对探测器状态进行估计；根据目标天体中心坐标系中的第一状态模型、星光角距量测模型以及星敏感器获得的星光角距，进行Unscented滤波，估计得探测器在以目标天体为中心的惯性坐标系下的位置速度状态向量和估计均方误差阵P′k；步骤⑥、基于X脉冲星对探测器状态进行估计；根据日心惯性坐标系下的第二状态模型、基于X脉冲星的量测模型和量测量，进行Unscented滤波估计得到探测器在日心惯性坐标系下的位置速度状态向量和估计均方误差阵Pk；步骤⑦、判定是否需要进行目标天体星历校正；当有X脉冲星量测量，进行融合滤波对目标天体星历误差进行估计并修正，执行步骤⑧；当没有新的X脉冲星量测量产生时，利用单一的星光角距作为量测量和上一修正周期估计的星历误差对目标天体星历误差进行修正，执行步骤⑨；步骤⑧、对目标天体星历误差进行估计和修正；A.建立目标天体星历误差状态模型；在日心惯性坐标系中建立目标天体星历误差状态模型为：X·err=0]]>式中，为日心惯性坐标系中目标天体星历的三轴位置误差的微分，离散化后为：Xerr(k)＝Ferr(Xerr(k‑1),k‑1)+Werr(k‑1)式中，状态转移函数Ferr(Xerr(k‑1),k‑1)＝Φerr,k,k‑1Xerr,k‑1，其中Φerr,k,k‑1为第k‑1时刻到第k时刻的状态转移矩阵，Xerr(k)为第k时刻目标天体星历误差状态向量，且Xerr(k)＝Xerr,k，Werr(k‑1)为第k‑1时刻目标天体星历误差状态模型误差，k＝1,2,...；B.建立目标天体星历误差量测模型；建立目标天体星历误差的量测模型为：Zerr＝H3(Xerr(k),k)+V3式中，H3(Xerr(k),k)为k时刻的量测函数，V3为目标天体星历误差量测噪声；C.获取目标天体星历误差量测量；以星光角距作为星历误差的量测量；D.对目标天体星历误差进行卡尔曼滤波估计；根据目标天体星历误差的状态模型、量测模型和获取的目标天体星历误差量测量利用卡尔曼滤波方法，对目标天体星历误差进行估计，获得目标天体星历误差估计状态向量与估计均方误差阵；E.对目标天体星历误差进行反馈校正；将步骤D中获得的目标天体星历误差估计状态向量及估计均方误差阵反馈回深空探测器的第一状态模型、第二状态模型和量测模型中，并重新确定第一状态模型、第二状态模型以及量测模型的模型误差协方差阵，最后将校正目标天体星历后的状态模型、量测模型和模型误差协方差阵输入至导航系统Unscented卡尔曼滤波中，修正下一时刻的导航结果；步骤⑨、单独利用星光角距作为量测量进行滤波；当没有X脉冲星量测量时，单独使用星光角距作为量测量，并使用上一周期的目标天体星历误差估计值对模型中目标天体位置进行修正，对探测器的位置和速度状态进行估计；最终输出结果为第k时刻在目标天体为中心的惯性坐标系中表示探测器位置和速度的估计状态向量和估计均方误差阵，并根据修正后的目标行星星历，将该结果转换至日心惯性坐标系中，输出在日心惯性坐标系中表示探测器位置和速度的估计状态向量和估计均方误差阵，将这些导航信息分别返回星光角距导航子系统和X射线脉冲星导航子系统中，用于k+1时刻的位置、速度导航信息的估计，k＝1,2,...。