航天器惯性/恒星星光矢量/太阳多普勒速度组合导航方法与流程

技术特征：
1.航天器惯性/恒星星光矢量/太阳多普勒速度组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：以航天器的平台失准角，速度误差，位置误差，陀螺漂移和加计偏置为状态量，建立系统的状态方程；步骤2：利用星敏感器获得恒星星光矢量和光谱仪获得的太阳多普勒速度作为组合导航系统量测量，分别修正航天器的姿态和速度；根据量测量与状态量间的关系，建立基于恒星星光矢量和太阳多普勒速度的量测方程；步骤3：基于步骤1得出的状态方程和步骤2的量测方程，采用ukf作为滤波方法来估计航天器的位置，速度和姿态信息。2.根据权利要求1所述的航天器惯性/恒星星光矢量/太阳多普勒速度组合导航方法，其特征在于：所述步骤1中的状态方程如下：其中状态量为x＝[φ
e
,φ
n
,φ
u
,δv
e
,δv
n
,δv
u
,δl,δλ,δh,ε
x
,ε
y
,ε
z
,
▽
x
,
▽
y
,
▽
z
]
t
，[φ
e
φ
n
φ
u
]
t
表示东向，北向和天向的数学平台失准角，分别为在东向，北向和天向的速度误差，[δl δλ δh]
t
表示在经度，纬度和高度方向的位置误差，为t时刻x(t)的导数，f(t)为组合导航系统状态转移函数，w(t)为组合导航系统过程噪声。3.根据权利要求1所述的航天器惯性/恒星星光矢量/太阳多普勒速度组合导航方法，其特征在于：所述步骤2中，基于恒星星光矢量的量测方程如下：星敏感器拍摄得到星图后，经过星图预处理、星图识别和星图匹配得到恒星在星敏感器坐标系即s系和惯性系即i系下的星光矢量信息s
s
和s
i
，根据坐标变换的原理，s
i
和s
s
之间的关系表示为：其中为星敏感器安装矩阵，为导航系(即n系)相对本体系(即b系)的旋转矩阵，含航天器姿态信息，为地球系(即e系)相对n系的旋转矩阵，含航天器位置信息，为i系相对e系的旋转矩阵；在敏感器坐标系下的恒星星光矢量s
s
为系统量测量，建立基于恒星星光矢量的量测方程为：z
1,k
＝h1(x
k
) v
1,k
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)式中，h1(
·
)表示基于恒星星光矢量的量测方程，v
1,k
表示恒星星光矢量的量测误差。4.根据权利要求1所述的航天器惯性/恒星星光矢量/太阳多普勒速度组合导航方法，其特征在于：所述步骤2中，基于太阳多普勒速度的量测方程如下：光源和移动物体之间的相对运动引起光谱线基于其波长发生相位和频率的变化，这就是多普勒频移；通过观测航天器与太阳的相对运动引起的多普勒频移测量，获得航天器相对于太阳的径向速度，设f
e
是估计的恒星发出的光谱频率，通过长期天文观测获得，f
r
为航天器接收到的光谱频率，则航天器相对太阳的径向速度表示为：v
r
＝c
·
(f
r
‑
f
e
)/f
e
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)
其中c为光速，通过观测一个光源仅能获得航天器相对此光源的径向速度；将径向速度作为量测量z
v
，多普勒速度的量测方程为：进一步简化式(5)表示为：z
v
＝h2(x
k
) υ
m
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(6)式中v
se
为航天器相对地球的速度矢量，v
e
表示地球相对太阳的速度矢量，r
ss
表示航天器相对太阳的位置矢量，h2(
·
)表示基于太阳多普勒速度的量测方程，υ
m
是多普勒速度量测噪声；综上，基于恒星星光矢量和太阳多普勒速度的量测方程为：

技术总结
本发明涉及航天器惯性/恒星星光矢量/太阳多普勒速度组合导航方法。以惯导系统为主导航系统，以恒星星光矢量为量测辅助修正平台失准角，以太阳多普勒速度为量测辅助修正速度误差，实现对航天器的速度和姿态的同时修正。根据惯性导航误差传递方程建立系统状态方程，以恒星星光矢量和太阳多普勒速度建立系统量测方程。由于系统状态方程和量测方程均为非线性方程，因此使用UKF对系统状态量进行估计，进而得到航天器的位置，速度和姿态信息。本发明属于航天器自主导航领域，可为航天器提供高精度的位置，速度和姿态信息，对航天器自主导航具有重要的实际意义。有重要的实际意义。有重要的实际意义。


技术研发人员：宁晓琳 杨雨青 黄玉琳 房建成
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2021.07.21
技术公布日：2021/10/26