一种航天器脉冲星/星光折射组合导航方法

技术特征：
1.一种航天器脉冲星/星光折射组合导航方法，其特征在于，包括如下步骤：
①
建立基于地球轨道的航天器轨道动力学方程的导航系统状态方程；
②
利用x射线探测器测量脉冲星脉冲到达时间，利用星载x射线探测器测量脉冲星脉冲到达时间t
sc
,利用脉冲相位模型预测同一脉冲到达导航坐标系原点的时间t
o
，利用时间差δt＝t
sc-t
o
进行系统量测模型计算；
③
分别建立脉冲星导航和星光折射导航系统量测模型并进行计算；
④
采用隐式ukf滤波方法与bp神经网络信息融合方法综合脉冲星与星光折射两种导航方式计算结果，提高系统精度。2.根据权利要求1所述的航天器脉冲星/星光折射组合导航方法，其特征在于：所述步骤
①
包括：考虑地球质心引力和地球引力场摄动，将日月引力、太阳光压和大气阻力的摄动影响因素等效为高斯白噪声，得到航天器在地心惯性坐标系中的状态模型：惯性坐标系中的状态模型：式中，x，y，z，v
x
，v
y
，v
z
，分别为航天器在x，y，z三个方向的位置和速度，μ为地心引力常数，j2为地球引力系数，r
e
为地球半径；r为航天器在地心惯性坐标系下的位置矢量的数值大小，δf
x
、δf
y
、δf
z
为地球非球形摄动的高阶摄动项和日、月摄动以及太阳摄动和大气摄动等摄动力的综合影响；式(1)中的各变量都是与时间t有关的变量，简写为：式中，x＝[x,y,z,v
x
,v
y
,v
z
]
t
为状态变量，为x对时间的微分，f(x(t),t)为系统非线性连续状态转移函数，δf＝[δf
x
,δf
y
,δf
z
]
t
为摄动影响参量。3.根据权利要求2所述的航天器脉冲星/星光折射组合导航方法，其特征在于：所述步骤
③
包括：(1)脉冲星导航系统量测模型的建立：以脉冲到达时间作为观测量，考虑到测量误差有常值误差和随机误差，则量测模型表示为：
式中，t
ssb
为脉冲星脉冲到达太阳系质心坐标系原点的时间，r
s
为航天器相对于太阳系质心坐标系位置矢量；n为脉冲星视线方向单位矢量；b为太阳系质心在太阳质心坐标系o
s-x
s
y
s
z
s
的位置矢量；d0为脉冲星在太阳质心坐标系o
s-x
s
y
s
z
s
的位置矢量大小；b,r
s
分别表示矢量b,r
s
的大小；μ
s
为太阳引力常数；δt为脉冲到达时间的常值测量误差；v
n
为脉冲到达时间的随机测量误差；r为航天器相对于地球赤道惯性坐标系位置矢量；r
es
为地球赤道惯性系原点在太阳系质心坐标系的位置矢量；(2)星光折射导航系统量测模型的建立：基于折射角的量测模型建立实质是构造折射角与卫星位置之间的函数关系，视高度h
a
可以表示成折射角r
f
的函数：h
a
＝-21.74089877-6.441326lnr
f
69.21177057r
f0.9805
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)h
a
与卫星位置的几何关系可由下式表示：式中，u＝|r
·
u
s
|,r为航天器在地心惯性坐标系下的位置矢量，u
s
为未折射的星光在惯性系下的单位矢量，c为非常小的量，被忽略；若令α＝(-r)
·
u
s
，则u＝rcosα，式(5)变形为：联立求解，最终，星光折射导航系统折射角量测表达式可表示为：r
f
＝h(r,α) v
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(7)式中，v为折射角获取误差，包括测量误差和式(5)暗含的模型计算误差。4.根据权利要求3所述的航天器脉冲星/星光折射组合导航方法，其特征在于：所述步骤
④
包括：(1)导航系统的状态方程如式(2)，设系统状态模型的协方差矩阵为q＝e[δf(k)δf
t
(k)]；脉冲星/星光折射导航系统量测模型为如下的标准观测方程形式：式中，z
1,2
(t)代表观测量，h
1,2
[x(t),t]为非线性观测函数，v
1,2
(t)为量测噪声，设观测噪声的协方差矩阵分别为r1＝e[v1(k)v
1t
(k)]，r2＝e[v2(k)v
2t
(k)]；(2)当折射星出现时，使用bp神经网络信息融合方法融合脉冲星导航、星光折射导航：对于脉冲星/星光折射组合导航系统，分别利用隐式ukf滤波器对x射线探测器以及星敏感器观测数据进行处理；两个子滤波器的滤波结果即为在隐式ukf方法下得到的脉冲星导航、星光折射导航组合导航结果；在此基础上，利用两个子滤波器的滤波结果及各自的误差估计值作为输入量，设计一神经网络融合器，输出值即为最终组合导航系统的导航结果。

技术总结
本发明涉及一种航天器脉冲星/星光折射组合导航方法，根据地球轨道动力学方程建立航天器的导航系统状态模型；利用X射线探测器和星敏感器组合探测器获得脉冲星脉冲到达时间和恒星星光折射角，分别以脉冲到达时间和星光折射角与航天器的位置关系建立位置量测模型；采用隐式UKF滤波方法与BP神经网络信息融合方法综合脉冲星和星光折射两种天文导航方法数据结果并抑制随机误差影响以获得更高的导航精度。本发明导航估计精度高，适用于航天器的自主导航。本发明属于航天导航技术领域，可以为航天器导航系统设计提供参考。航天器导航系统设计提供参考。航天器导航系统设计提供参考。


技术研发人员：马辛 李君儒 宁晓琳
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2022.08.19
技术公布日：2022/12/1