一种航天器的导航定位方法及系统

本发明航天器的定位领域，具体涉及一种航天器的导航定位方法及系统。

背景技术：

1、在航天器自主导航系统的非线性系统进行求解的过程中，通常采用扩展卡尔曼滤波(extended kalman filter,ekf)进行求解，而ekf具有如下技术问题：1、截断误差累积导致滤波估计不一致：参数估计方法的一致性是评价其性能的基本标准。一致性是指一个参数xk估计方法是无偏的：通过一致性分析能确定滤波器估计误差的界限，拟一致性能够保证滤波器计算误差控制在可接受范围内，为系统提供误差边界的保证而保持系统的稳定性。但ekf对系统状态进行估计时,非线性函数在当前状态估计值处被线性化：其中，为状态估计误差,为的同阶无穷小量。ekf在线性化过程中不考虑即直接令会导致截断误差的累积,进而造成估计精度变差。衡量估计精度的指标一般为估计的mse(均方误差(mean square error,mse)：式中，估计值的方差由滤波器计算的误差协方差阵反映，当估计的偏差为零时误差协方差阵为该估计的mse,称该估计为无偏估计，又称该估计满足一致性。当存在截断误差时估计的偏差不为零，因此ekf是有偏滤波器，因此需要构建无偏的滤波器。2、大矩阵求逆导致计算量显著增加：ekf的核心是基于卡尔曼增益的计算，但该计算涉及到大矩阵求逆运算。求逆计算复杂度为ο(n3)，n是状态变量的维度。高维状态空间会显著增加系统的计算负担。为了减小ekf线性化产生的截断误差对估计结果的影响而采用高阶ekf，但会导致计算复杂度显著增加，计算量变得不可忽视。因此需要滤波器的轻量化来提高其计算效率。

技术实现思路

1、本发明实施例提供一种航天器的导航定位方法及系统，能够解决现有技术中的上述技术问题之一。

2、为达上述目的，一方面，本发明实施例提供一种航天器的导航定位方法，包括：

3、针对航天器自主导航系统，构建航天器自主导航的非线性系统模型，非线性系统模型包括状态方程和测量方程，在状态方程中存在过程噪声，测量方程中存在观测噪声；

4、构建拟一致序贯扩展卡尔曼滤波算法；

5、采用拟一致序贯扩展卡尔曼滤波算法，基于所述状态方程通过航天器的上一时刻的状态估计值预测当前时刻的状态预测值，基于所述测量方程通过当前时刻的状态预测值得到航天器的当前时刻的状态测量值；其中，在对当前时刻的状态进行估计的过程中的滤波阶段，采用序贯校正处理方式将当前时刻的状态测量值的各分量分为多组，并结合当前时刻的状态预测值，得到航天器当前时刻的状态估计值。

6、另一方面，本发明实施例提供一种航天器的导航定位系统，包括：

7、模型构建单元，用于针对航天器自主导航系统，构建航天器自主导航的非线性系统模型，非线性系统模型包括状态方程和测量方程，在状态方程中存在过程噪声，测量方程中存在观测噪声；

8、算法构建单元，用于构建拟一致序贯扩展卡尔曼滤波算法；

9、求解单元，用于采用拟一致序贯扩展卡尔曼滤波算法，基于所述状态方程通过航天器的上一时刻的状态估计值预测当前时刻的状态预测值，基于所述测量方程通过当前时刻的状态预测值得到航天器的当前时刻的状态测量值；其中，在对当前时刻的状态进行估计的过程中的滤波阶段，采用序贯校正处理方式将当前时刻的状态测量值的各分量分为多组，并结合当前时刻的状态预测值，得到航天器当前时刻的状态估计值。

10、上述技术方案具有如下有益效果：拟一致序贯扩展卡尔曼滤波算法拟一致序贯扩展卡尔曼滤波算法可以通过其计算的误差协方差矩阵来确定未知的真实估计误差矩阵的上界,实时地确定估计误差的边界,进而有效地提高算法精度。因为拟一致序贯扩展卡尔曼滤波算法具有拟一致性，可实时地确定估计误差的边界,进而有效地提高算法精度，提高了航天器的自主定位导航精度。

1.一种航天器的导航定位方法，其特征在于，包括：

2.根据要求1所述的航天器的导航定位方法，其特征在于，针对航天器自主导航系统，构建航天器自主导航的非线性系统模型，非线性系统模型包括状态方程和测量方程，在状态方程中存在过程噪声，在测量方程中存在观测噪声，包括：

3.根据要求2所述的航天器的导航定位方法，其特征在于，构建拟一致序贯扩展卡尔曼滤波算法，包括：

4.根据要求3所述的航天器的导航定位方法，其特征在于，还包括：

5.根据要求4所述的航天器的导航定位方法，其特征在于，基于所述序贯扩展卡尔曼滤波算法构建具有一致性的拟一致序贯扩展卡尔曼滤波算法，包括：

6.根据要求5所述的航天器的导航定位方法，其特征在于，基于所述序贯扩展卡尔曼滤波算法构建具有一致性的拟一致序贯扩展卡尔曼滤波算法，包括：

7.根据要求6所述的航天器的导航定位方法，其特征在于，该滤波器实际的状态量的均方误差mse等于或小于滤波器计算的状态量的误差协方差矩阵，包括：

8.根据要求7所述的航天器的导航定位方法，其特征在于，两个不同的协方差矩阵为和和满足：

9.根据要求8所述的航天器的导航定位方法，其特征在于，在对当前时刻的状态进行估计的过程中的滤波阶段，采用序贯校正处理方式将当前时刻的状态测量值的各分量分为多组，并结合当前时刻的状态预测值，得到航天器当前时刻的状态估计值，包括：

10.一种航天器的导航定位系统，其特征在于，包括：