融合脈衝星輻射矢量和計時觀測的衛星自主導航系統及方法
2023-07-12 22:29:56 2
融合脈衝星輻射矢量和計時觀測的衛星自主導航系統及方法
【專利摘要】本發明公開了一種融合脈衝星輻射方向矢量和計時觀測的太空飛行器自主導航定位系統及方法。系統利用時辨探測器配合準直器獲取脈衝到達時間和精確獲取脈衝星輻射方向矢量，並利用紅外或紫外地平敏感器獲取地心方向矢量；利用脈衝星脈衝到達時間、輻射方向矢量和地心方向矢量，導航計算機分別完成地心坐標系下脈衝星計時觀測導航算法、基於角距測量的脈衝星定位算法和基於角距測量的幾何定向算法，並通過幾種算法的融合實時獲取太空飛行器位置、速度、姿態以及在軌運動方向，完成軌道衛星自主導航，輸出高精度的位置、姿態和速度信息。本發明適用於地球或其它行星的軌道衛星或星座的自主運控。
【專利說明】融合脈衝星輻射矢量和計時觀測的衛星自主導航系統及方法
【技術領域】
[0001]本發明屬於導航【技術領域】，特別涉及融合X射線脈衝星輻射矢量和計時觀測的衛星自主導航方法，用於為地球或其它近天體的軌道衛星，星際航行太空飛行器，或者無稠密大氣星體表面巡遊車提供高精度自主導航定位服務。
【背景技術】
[0002]基於X射線脈衝星的導航定位是一種利用X射線脈衝星輻射脈衝到達時間測量作為信息輸入的天文導航方法，能為近地、深空及星際空間太空飛行器提供位置、速度、時間、姿態等豐富的導航信息。它通過測量同一脈衝到達太空飛行器和到達SSB的時間差來計算太空飛行器在該脈衝星方向相對於SSB的位移，再結合多顆脈衝星方向上的位移即可確定太空飛行器在SSB坐標系下太空飛行器位置。其中，時間差測量通常使用星載探測器接收X射線光子，在星載鍾支持下經過周期累積得到累積脈衝輪廓，再與標準脈衝輪廓比對相位得到。
[0003]基於脈衝星的導航技術最早由美國噴氣推進實驗室的德恩斯博士於1974年提出；1981年，美國通信系統研究所的切斯特和巴特曼提出利用脈衝星X射線源為太空飛行器導航的構想；1999年，搭載USA試驗設備的美國空軍」先進研究與全球觀測衛星」被發射進入預定軌道，USA開展空間科學試驗研究中包括了一項有關X射線導航的主題研究；2004年8月，美國航空航天局和海軍天文臺等多家單位著手擬定和啟動脈衝星導航的研究計劃，同時X射線脈衝星導航已納入國防部長期發展戰略規劃綱要，並逐年增加項目研究經費，持續開展脈衝星導航的理論方法研究、關鍵技術攻關和原理樣機研製等方面的研究工作。我國在空間科學十一五規劃中也包括了發射用於實現l_250keV寬頻段X射線成像巡天的天文衛星HXMT，其中的分系統-低能X射線，其頻段為1.0-15keV,該X射線望遠鏡用於探索脈衝星導航。
[0004]脈衝星導航有能力具有多種優越的導航特性包括:(I)自主導航能力增強(2)從近地軌道、深空至星際空間飛行的持續導航能力(3)提供良好的外部時間頻率基準(4)太空飛行器編隊飛行星座導航或星間跟蹤(5)有利於減少維護成本和提高抗幹擾能力。但是，脈衝星信號極其微弱，在目前的技術和認知水平下，很難達到理想的導航定位精度，特別是對於軌道衛星定軌應用，與傳統的基於地基測控的定軌方法相比，除了在自主導航和抗幹擾能力上具有明顯優勢外，其定軌精度還有較大差距。如果在實現脈衝星自主導航的同時，能進一步提高其定位精度，不僅可以拓展脈衝星應用空間，還十分有利於挖掘更多潛在的應用。而從目前脈衝星導航的原理來看，其僅僅利用脈衝星輻射脈衝穩定的計時特性測量信號光經過太空飛行器到達太陽系質心的時間，再通過換算得到距離。基於這一原理，導航精度受諸多因素的限制，如相對論修正精度、脈衝星計時模型精度、位相測量精度等等。傳統增強脈衝星導航精度可以通過優化信息獲取，如精化相位預測模型、改進信號的時間測量等，但這類方法只能使定位精度接近其無偏估計的下界，並不增加可用信息量，因而也不能從本質上提升脈衝星導航的性能。因此如何在有限的觀測技術水平下有效增強導航性能對X射線脈衝星導航理論研究和工程應用都具有十分重要的意義。
【發明內容】
[0005]針對上述問題，本發明的主要目的在於:針對傳統X射線脈衝星導航方法中，僅僅利用脈衝星輻射脈衝的計時觀測作為導航信息輸入，造成脈衝星導航能力利用不足、軌道衛星定位精度需要進一步提高的問題，提供一種融合脈衝星輻射矢量和計時觀測的衛星自主導航方法，以達到充分利用脈衝星導航能力，提高脈衝星導航精度，實現軌道衛星自主高精度軌道確定、時間同步和姿態測量。
[0006]本發明的另一個目的還在於能夠為編隊衛星或者衛星星座提供定向手段，以輔助解決星座整體旋轉和地球自傳誤差積累。
[0007]為實現上述目的，本發明的實現方法和技術解決方案為:融合脈衝星輻射方向矢量和計時觀測的太空飛行器自主導航定位方法，其特點在於包括X射線探測器、準直器、X射線脈衝星定時模型和參數資料庫、太陽系行星參數庫，星載原子鐘、星載計算機，紅外(或紫外)地平敏感、導航算法庫、星載萬向支架等；星載計算機根據當前記錄的太空飛行器姿態和X射線脈衝星參數資料庫，控制星載萬向架支撐星載X射線探測器指向目標脈衝星；x射線探測器配合準直器，通過測量到達探測器的X射線脈衝星的光子流量強度計算脈衝星指向與脈衝星輻射矢量的偏差，該偏差反饋到星載計算機用於增強姿態控制，精確獲取脈衝星輻射方向矢量；在探測器準確指向目標脈衝星的同時，X射線探測器記錄X射線光子到達時間，在星載脈衝星參數庫和太陽系行星參數庫支持下將光子到達時間改正轉換到太陽系質心；轉換後的光子按照周期統計其在採樣時間分辨單位內的重複頻率直方圖，進而形成累積輪廓；該累積輪廓與脈衝星標準平均輪廓比相，獲取累計輪廓位相，該位相再與星載原子鐘保持的脈衝星相位演化模型做差，所得相差轉換成距離差，送至導航計算機中的基於地心坐標系的脈衝星計時觀測導航算法；同時地平敏感儀敏感地平得到地平角距，並計算地心方向矢量，該角距與上述脈衝星輻射方向矢量共同送至星載計算機中基於角距測量的脈衝星定位算法，同時該地心方向矢量與上述脈衝星輻射方向矢量共同送至基於角距測量的幾何定向算法；星載計算機調用自主導航算法庫中的融合導航濾波算法對基於脈衝星計時觀測的導航算法、基於角距測量的脈衝星定位算法和基於角距測量的幾何定向算法融合，輸出高精度的自主導航參數信息，包括位置、姿態和速度信息。
[0008]所述的X射線探測器為時間分辨探測器，所述的準直器安裝於探測器前方，準直器由一系列平行的空心柱體緊密排列，只允許與柱體平行的光線通過，到達探測器，依次達到背景噪聲濾波、輻射矢量識別的目的。
[0009]所述的重複頻率直方圖的生成方法為:假設為一段X射線脈衝星觀測信號，它由N個採樣構成，採樣間隔為δ t，起始時刻為h，周期為ΤΡ，Νδ t = mTP，m為觀測信號中的周期數，ZiQ = I,..., N)表示每個採樣間隔內光子計數,寫成向量形式為z = [Z1, Z2, , zN]
τ，令
【權利要求】
1.融合脈衝星輻射方向矢量和計時觀測的太空飛行器自主導航定位方法，其特徵在於包括X射線探測器、準直器、X射線脈衝星定時模型和參數資料庫、太陽系行星參數庫，星載原子鐘、星載計算機，紅外(或紫外)地平敏感、導航算法庫、星載萬向支架等；星載計算機根據當前記錄的太空飛行器姿態和X射線脈衝星參數資料庫，控制星載萬向架支撐星載X射線探測器指向目標脈衝星；x射線探測器配合準直器，通過測量到達探測器的X射線脈衝星的光子流量強度計算脈衝星指向與脈衝星輻射矢量的偏差，該偏差反饋到星載計算機用於增強姿態控制，精確獲取脈衝星輻射方向矢量；在探測器準確指向目標脈衝星的同時，X射線探測器記錄X射線光子到達時間，在星載脈衝星參數庫和太陽系行星參數庫支持下將光子到達時間改正轉換到太陽系質心；轉換後的光子按照周期統計其在採樣時間分辨單位內的重複頻率直方圖，進而形成累積輪廓；該累積輪廓與脈衝星標準平均輪廓比相，獲取累計輪廓位相，該位相再與星載原子鐘保持的脈衝星相位演化模型做差，所得相差轉換成距離差，送至導航計算機中的基於地心坐標系的脈衝星計時觀測導航算法；同時地平敏感儀敏感地平得到地平角距，並計算地心方向矢量，該角距與上述脈衝星輻射方向矢量共同送至星載計算機中基於角距測量的脈衝星定位算法，同時該地心方向矢量與上述脈衝星輻射方向矢量共同送至基於角距測量的幾何定向算法；星載計算機調用自主導航算法庫中的融合導航濾波算法對基於脈衝星計時觀測的導航算法、基於角距測量的脈衝星定位算法和基於角距測量的幾何定向算法融合，輸出高精度的自主導航參數信息，包括位置、姿態和速度信息。
2.根據權利要求1，所述的X射線探測器為時間分辨探測器，所述的準直器安裝於探測器前方，準直器由一系列平行的空心柱體緊密排列，只允許與柱體平行的光線通過，到達探測器，依次達到背景噪聲濾波、輻射矢量識別的目的。
3.根據權利要求1，所述的重複頻率直方圖的生成方法為:假設為一段X射線脈衝星觀測信號，它由N個採樣構成，採樣間隔為St，起始時刻為h，周期為TP，N5t =mTp, m為觀測信號中的周期數，Z i (i = I,...,N)表示每個採樣間隔內光子計數，寫成向量形式為ζ =[Z1, Z2,..., zN]T，令
4.根據權利要求1、所述的脈衝星計時觀測導航算法的實現方法為:星載計算機利用太陽系行星參數資料庫和脈衝星計時模型和參數資料庫計算地球坐標系中心相對於太陽系質心的位置和速度，並通過光行時轉換和時間轉換將建立在太陽系質心和太陽系質心力學時下的脈衝星相位演化模型轉換到地球坐標系中心和地球質心力學時下；同時星載計算機在星載原子鐘支持下，維持地心坐標系下的脈衝星相位演化模型；星載X射線探測器記錄X射線脈衝星光子到達時間，整合出累積脈衝輪廓，該輪廓與所述的地心坐標系下的脈衝星相位演化模型比相獲得相差，進而利用相差計算距離誤差，該距離誤差送入導航算法庫。所述的地平角距為地心坐標系下衛星到地球兩側表面切線方向矢量的夾角。所述的地心方向矢量為地球坐標系下衛星中心到地球中心連線方向矢量，計算方法為地平角距的中心線方向。所述的脈衝星輻射矢量的識別方法為:以萬向支架支撐點為中心，在一個圓球面上以往返形式等幅度步進探測器指向，當探測器接收到的目標脈衝星輻射流量強度最大時即認為探測器指向與脈衝星輻射方向矢量平行。
5.根據權利要求4，所述的脈衝星輻射流量強度表示方法為對探測器記錄的光子序列做FFT變換，統計目標脈衝星信號在其特徵頻率點的平均功率，用於標定流量強度。
6.根據權利要求1，所述的基於角距測量的脈衝星定位算法的實現方法為:星載計算機同時接收X射線探測器輸出的脈衝星矢量信息和地平敏感儀輸出的地心方向矢量以及地平儀輸出的地平角距，首先建立地平角距與衛星位置矢量的函數關係式，命名為關係式A，再建立地心矢量方向與脈衝星輻射方向矢量夾角與衛星位置的函數關係式，命名為關係式B ;利用關係式A和關係式B建立觀測方程送入導航濾波算法。
7.根據權利要求6，所述的關係式A為
8.根據權利要求1，所述的基於角距測量的幾何定向算法為利用衛星在軌運動過程中通過地平敏感獲取的地心矢量與脈衝星輻射方向矢量角距變化獲取太空飛行器運動方向；實現方法為:設軌道運動方向用^脈衝星輻射方向矢量為np，t0時刻的地心方向矢量分別為nrt。和^t1，則6可表示為
9.根據權利要求1，所述的導航濾波算法的特徵在於:在(2)式和(I)式的基礎上，多星觀測矩陣是單星觀測變量的有序組合，此時矢量觀測矩陣表示為
Y1 = H1 δ X+ n = [Δβ1, Δβ2，...，Δβh, Jt δχ+ηι (5)其噪聲均值，EU 0=0，
10.根據權利要求1，所述的融合脈衝星輻射方向矢量和計時觀測的太空飛行器自主導航定位方法，其特徵在於:基於計時觀測的導航或者基於角距觀測均可以獨立完成近地軌道衛星導航定位，二者也可以共同用於導航以增加導航精度，適合於近地軌道衛星或者衛星星座高精度自主導航。
【文檔編號】G01C21/24GK103674032SQ201210323585
【公開日】2014年3月26日 申請日期:2012年9月4日 優先權日:2012年9月4日
【發明者】張華 , 許錄平, 李沃恆, 田茜, 謝強 申請人:西安電子科技大學