基于已知空间目标双方向矢量观测的自主导航方法

1.本发明涉及导航技术领域，具体涉及一种基于已知空间目标双方向矢量观测的自主导航方法。


背景技术：

2.自主导航是指运动载体在不依赖外部支持的情况下，仅利用自身携带的测量设备实时确定自身相对某个坐标系的位置、姿态和速度。自主导航技术广泛应用于航天器、临近空间飞行器等任务领域。
3.目前常用自主导航技术主要包括惯性导航和卫星导航。惯性导航具有完全自主性的独特优势，但惯性导航的系统误差会随运行时间不断增大，需要其他导航信息进行修正。卫星导航可以提供高精度的定位导航服务，但其不具备完全的自主性，在高强度对抗条件下，卫星导航系统存在精度下降甚至失效的可能性。
4.空间目标包括绕地球飞行的卫星、空间碎片等物体，现有空间态势感知系统已对大部分空间目标进行编目，构建其轨道信息数据库并定期更新。位置已知的空间目标可以作为导航信息源，对此现有技术中已经衍生出众多的导航方案。
5.申请号为cn202110484592.9的中国专利申请公开了一种基于人造卫星的星光定位导航方法，但是该方法中，要求星敏感器同时观测多个星历已知的卫星，对于星敏感器的视场个数或视场范围存在较高的要求，严重制约了基于已知卫星观测自主导航方法的实际应用。
6.申请号为cn201610693831.0的中国专利申请公开了一种基于卫星识别的星敏感器自主导航方法，该方法中利用包含已知卫星和恒星的融合星图与星敏感器观测图像进行匹配，以实现对已知卫星目标的识别。但实际星敏感器观测所得图像中，若观测低轨卫星，由于卫星与星敏感器之间相对角速度较大，卫星星象一般不为点状，导致融合星图匹配的难度较大；若观测高轨卫星，由于卫星与星敏感器之间相对角速度较小，会导致系统可观性较差，导航精度受限。
7.现有技术中基于空间目标的导航方法或多或少存在一些弊端亟待改进，因此需要一种基于已知空间目标双方向矢量观测的自主导航方法以解决现有技术中存在的问题。


技术实现要素：

8.本发明目的在于提供一种基于已知空间目标双方向矢量观测的自主导航方法，旨在解决现有导航方法对星敏感器的视角个数或视场范围存在较高要求，以及观测的空间目标识别存在困难导致导航精度受限的问题，具体技术方案如下：一种基于已知空间目标双方向矢量观测的自主导航方法，具体步骤如下：步骤s1：利用双视场星敏感器对两个不同方向的已编目空间目标进行观测，根据观测图像分别获取两个空间目标在星敏感器像平面的坐标；步骤s2：利用观测图像中的背景恒星与恒星星表进行匹配，分别获得星敏感器两
个视场的光轴在惯性空间中的指向；步骤s3：根据空间目标的像平面坐标和星敏感器光轴指向，分别计算两个空间目标相对于星敏感器的方向矢量；步骤s4：根据两个空间目标的方向矢量以及星敏感器的预估位置，在已知空间目标编目数据库中对两个空间目标进行识别，获得两个空间目标的轨道位置信息；步骤s5：根据两个空间目标的轨道位置信息及其相对于星敏感器的方向矢量，解算出星敏感器的位置。
9.以上技术方案中优选的，所述步骤s3具体是：根据空间目标的像平面坐标以及星敏感器光轴在惯性空间中的指向，计算出两个空间目标的天球坐标，分别记为和，其中和为分别为两个空间目标的赤经，和分别为两个空间目标的赤纬；则两个空间目标相对于星敏感器的方向矢量和分别表示为：分别表示为：。
10.以上技术方案中优选的，所述步骤s4具体是：根据两个观测的空间目标的方向矢量以及星敏感器的预估位置构造观测三角形，在已知空间目标编目数据库中任选两个空间目标，同样与星敏感器的预估位置构成模板三角形；将观测三角形与模板三角形进行匹配，实现在已知空间目标编目数据库中对两个观测的空间目标进行识别，从而分别获得两个观测的空间目标相对于地心惯性系的位置矢量和。
11.以上技术方案中优选的，所述星敏感器的预估位置由惯性导航提供。
12.以上技术方案中优选的，所述步骤s5中根据下式计算星敏感器的位置矢量：其中，和分别为两个空间目标相对于地心惯性系的位置矢量；和分别为两个空间目标到星敏感器的距离；和分别为两个空间目标相对于星敏感器的方向矢量。
13.以上技术方案中优选的，和的计算方法如下：构建两个空间目标、星敏感器以及地心之间的几何位置关系，其中：将空间目标1到星敏感器的距离记为，将空间目标2到星敏感器的距离记为，将空间目标1与空间
目标2之间的距离记为，将与之间的夹角记为，将与之间的夹角记为，将与之间的夹角记为，则有：根据三角形正弦定理，得：根据三角形正弦定理，得：。
14.以上技术方案中优选的，所述步骤s5具体如下：建立两个空间目标方向矢量的观测方程：其中，为观测噪声；和分别为两个空间目标相对于地心惯性系的位置矢量；和分别为两个空间目标相对于星敏感器的方向矢量；根据该观测方程，利用非线性最小二乘算法解算出星敏感器的位置矢量。
15.应用本发明的技术方案，具有以下有益效果：本发明的自主导航方法，利用双视场星敏感器同时观测两个不同方向的空间目标，改善了导航系统可观性，可大幅提高定位精度。同时，利用星敏感器和两个观测的空间目标构成观测三角形，将星敏感器与已知空间目标编目数据库中的任意两个空间目标构成模板三角形，利用观测三角形与模板三角形进行匹配，实现在已知空间目标编目数据库中对两个观测的空间目标进行识别，该识别解算过程简单且识别速度快。
16.除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
17.构成本技术的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明自主导航方法的流程图；图2是几何法进行星敏感器（即飞行器）位置解算的示意图；图3是仿真应用案例中飞行器的定位结果示意图。
具体实施方式
18.为了便于理解本发明，下面将对本发明进行更全面的描述，并给出了本发明的较佳实施例。但是，本发明可以以许多不同的形式来实现，并不限于本文所描述的实施例。相反地，提供这些实施例的目的是使对本发明的公开内容的理解更加透彻全面。
19.除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。
20.实施例1：参见图1，一种基于已知空间目标双方向矢量观测的自主导航方法，具体步骤如下：步骤s1：利用双视场星敏感器对两个不同方向的已编目空间目标进行观测，根据观测图像分别获取两个空间目标在星敏感器像平面的坐标，记为和，其中和分别为两个空间目标水平方向坐标，和分别为两个空间目标垂直方向坐标，i代指像平面（image plane）；步骤s2：利用观测图像中的背景恒星与恒星星表进行匹配，分别获得星敏感器两个视场的光轴在惯性空间中的指向，记为和，和为3
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1维的单位方向矢量，s代指传感器（sensor）；步骤s3：根据空间目标的像平面坐标和星敏感器光轴指向，分别计算两个空间目标相对于星敏感器的方向矢量和；优选的，所述步骤s3具体是：根据空间目标的像平面坐标以及星敏感器光轴在惯性空间中的指向，计算出两个空间目标的天球坐标，分别记为 和，其中和为分别为两个空间目标的赤经，和分别为两个空间目标的赤纬；其中天球坐标的计算方法为本领域的公知常识；则两个空间目标相对于星敏感器的方向矢量和分别表示为：分别表示为：。
21.步骤s4：根据两个空间目标的方向矢量以及星敏感器的预估位置，在已知空间目标编目数据库中对两个空间目标进行识别，获得两个空间目标的轨道位置信息，即分别获得两个空间目标相对于地心惯性系的位置矢量和；优选的，所述步骤s4具体是：根据两个观测的空间目标的方向矢量以及星敏感器的预估位置构造观测三角形，在已知空间目标编目数据库中任选两个空间目标，同样与星敏感器的预估位置构成模板三角形；将观测三角形与模板三角形进行匹配，直至选出的空间目标构成的模板三角形与观测三角形一致，实现在已知空间目标编目数据库中对两个观测的空间目标进行识别，从而分别获得两个观测的空间目标相对于地心惯性系的位置矢量和。
22.优选的，所述星敏感器的预估位置由惯性导航提供。
23.步骤s5：根据两个空间目标的轨道位置信息及两个空间目标相对于星敏感器的方向矢量，解算出星敏感器的位置。
24.针对步骤s5，本实施例中提供了两种解算星敏感器位置的方法；实际导航中，所述星敏感器搭载于飞行器上，获得星敏感器的位置即获得了飞行器的位置，即实现了自主定位导航。
25.第一种是几何法解算星敏感器的位置：先构建两个空间目标、星敏感器以及地心之间的几何位置关系，如图2所示，其中：将空间目标1到星敏感器的距离记为，将空间目标2到星敏感器的距离记为，将空间目标1与空间目标2之间的距离记为，将与之间的夹角记为，将与之间的夹角记为，将与之间的夹角记为，则有：具体的，图2中表示空间目标1相对于地心惯性系的位置矢量，表示空间目标2相对于地心惯性系的位置矢量。
26.根据三角形正弦定理，得：根据三角形正弦定理，得：
至此，可以根据下式计算星敏感器的位置矢量：第二种是最小二乘法解算星敏感器的位置：建立两个空间目标方向矢量的观测方程：其中，为观测噪声；根据该观测方程，利用非线性最小二乘算法解算出星敏感器的位置矢量。
27.本实施例还提供了上述自主导航方法的仿真应用案例，采用临近空间飞行器下对该方法的性能进行验证，具体如下：仿真条件：假设飞行器初始位置为[-4974.14km;
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3718.98 km;
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2411.24km]，初始速度为[-5.499km/s; 4.022km/s; 2.608 km/s]，初始位置误差为[50km; 50km; 50km]。飞行器所搭载星敏感器测角误差为0.5角秒，空间目标星历三轴位置误差均为50m。采用几何法进行飞行器位置解算，仿真总时长为50s。星敏感器同时对两个低轨空间目标进行观测，空间目标的初始轨道根数如表1所示。
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表1 空间目标初始轨道根数仿真结果：飞行器定位结果如图3，由图3可知，本实施例方法的位置估计误差小于120m，可为临近空间飞行器提供高精度的自主导航服务。
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以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。