專利名稱：一種多信息融合編隊航天器自主相對導航方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種多信息融合編隊航天器自主相對導航方法，屬于航空航天領域。
背景技術：
編隊飛行技術是航天器發(fā)展實現(xiàn)系統(tǒng)應用的創(chuàng)新手段，通常航天器編隊飛行是由 物理上不相連的、共同實現(xiàn)同一空間任務的多個航天器構成的空間系統(tǒng)，是21世紀空間技 術發(fā)展的必然。航天器編隊飛行過程中，系統(tǒng)間各個航天器需要進行自主的相對導航，并基 于一定的協(xié)同控制策略，最終實現(xiàn)整體的協(xié)同控制，相互協(xié)作完成任務。 作為一個新的空間應用概念，編隊飛行在應用理論上和工程技術上都具有較大的 挑戰(zhàn)。特別需要注意的是，編隊飛行航天器是編隊協(xié)同工作的航天器主要是在特定隊形下， 構成"虛擬衛(wèi)星"的功能，這就要求各個飛行器間要建立高效且穩(wěn)定的相對導航系統(tǒng)為編隊 應用進行支持，同時為了更好的保障姿態(tài)軌道控制以及單星狀態(tài)信息的傳輸、交換、處理， 也需要相對導航系統(tǒng)的存在。 現(xiàn)有相對導航大多采用GNSS+星間鏈路的方式，沒有導航冗余信息，致使導航精 度低。GNSS是GlobalNavigationSatelliteSystem的縮寫，全球導航衛(wèi)星系統(tǒng)，是一個包括 GPS、GL0NASS等在內(nèi)的綜合星座系統(tǒng)。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明目的是為了解決現(xiàn)有相對導航采用GNSS+星間鏈路的方式，沒有導航冗余 信息，致使導航精度低的問題，提供了一種多信息融合編隊航天器自主相對導航方法。
本發(fā)明方法涉及的每個航天器節(jié)點上均設置有脈沖星導航系統(tǒng)、GNSS衛(wèi)星導航系 統(tǒng)、激光鏈路系統(tǒng)、微波鏈路系統(tǒng)和星務管理系統(tǒng)，多信息融合編隊航天器自主相對導航方 法的實現(xiàn)過程為
利用脈沖星導航系統(tǒng)獲得所在航天器節(jié)點的絕對導航信息，用于提供航天器近地軌道 及深空自主相對導航；同時完成所在航天器節(jié)點自主的時間同步；
利用GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)獲得所在航天器節(jié)點的絕對導航信息，用于提供航天器近地 軌道及深空自主相對導航；同時完成所在航天器節(jié)點自主的時間同步；
通過激光鏈路系統(tǒng)獲得時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息，用于 航天器編隊飛行的相對導航；
通過微波鏈路系統(tǒng)獲得時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息，用于 航天器編隊飛行的相對導航；
所述絕對導航信息通過激光鏈路系統(tǒng)或微波鏈路系統(tǒng)完成與其它航天器節(jié)點之間的 星間信息交互，獲取其它航天器節(jié)點的星間信息交互數(shù)據(jù)；
結合其它航天器節(jié)點的星間信息交互數(shù)據(jù)，將所述絕對導航信息通過星務管理系統(tǒng)處 理獲得相對導航信息，用于航天器編隊飛行的相對導航。
本發(fā)明的優(yōu)點本發(fā)明引入脈沖星導航系統(tǒng)，從而形成多種測量方法的導航系統(tǒng)， 形成冗余信息，提供導航的精度。GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)與脈沖星導航系統(tǒng)并用的方式獲得絕 對導航信息，能夠滿足近地空間及深空探測自主導航的需求，同時采用微波及激光星間鏈 路完成航天器間信息交互，從而獲得相對導航信息。
圖1是本發(fā)明方法原理框圖，圖2是航天器編隊相對導航原理示意圖，圖3是冗余 信息處理原圖框圖。
具體實施例方式
具體實施方式
一 下面結合圖l至圖3說明本實施方式，本實施方式方法涉及的每 個航天器節(jié)點上均設置有脈沖星導航系統(tǒng)1、GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)2、激光鏈路系統(tǒng)3、微波鏈 路系統(tǒng)4和星務管理系統(tǒng)5，多信息融合編隊航天器自主相對導航方法的實現(xiàn)過程為
利用脈沖星導航系統(tǒng)1獲得所在航天器節(jié)點的絕對導航信息，用于提供航天器近地軌 道及深空自主相對導航；同時完成所在航天器節(jié)點自主的時間同步；
利用GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)2獲得所在航天器節(jié)點的絕對導航信息，用于提供航天器近地 軌道及深空自主相對導航；同時完成所在航天器節(jié)點自主的時間同步；
通過激光鏈路系統(tǒng)3獲得時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息，用 于航天器編隊飛行的相對導航；
通過微波鏈路系統(tǒng)4獲得時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息，用 于航天器編隊飛行的相對導航；
所述絕對導航信息通過激光鏈路系統(tǒng)3或微波鏈路系統(tǒng)4完成與其它航天器節(jié)點之間 的星間信息交互，獲取其它航天器節(jié)點的星間信息交互數(shù)據(jù)；
結合其它航天器節(jié)點的星間信息交互數(shù)據(jù)，將所述絕對導航信息通過星務管理系統(tǒng)5 處理獲得相對導航信息，用于航天器編隊飛行的相對導航。 本實施方法主要采用了 GNSS導航衛(wèi)星系統(tǒng)1、具有多星多頻帶觀測特性的GNSS衛(wèi) 星導航系統(tǒng)2、基于激光通信的激光鏈路系統(tǒng)3及基于微波通信的微波鏈路系統(tǒng)4在內(nèi)的 多種航天器間相對導航方式。能夠利用多種導航系統(tǒng)的測量信息完成編隊航天器的相對導 航；同時提供航天器近地軌道及深空自主相對導航；提供時間同步、相對軌道信息、相對姿 態(tài)信息等以及保證任務執(zhí)行的相對導航信息。 這種編隊航天器自主相對導航系統(tǒng)的設計方法，采用GPS/Glonass類導航衛(wèi)星系 統(tǒng)，例如現(xiàn)有的用于空間飛行器導航的GPS/GL0NASS/北斗、Galieo及以上系統(tǒng)替代型號在 內(nèi)的導航衛(wèi)星系統(tǒng)為信息源，利用以上GNSS系統(tǒng)的測量值獲得各個航天器本身的絕對導 航信息；同樣利用天然的脈沖星導航系統(tǒng)(脈沖星導航系統(tǒng)1)也可以獲得各個航天器的絕 對導航信息，利用脈沖星導航系統(tǒng)1進行導航信息觀測時，能夠利用同一顆脈沖星的不同 頻段信息進行相對導航應用，頻段主要集中在x波段及r波段。 利用脈沖星導航系統(tǒng)1或GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)2可以獲得編隊航天器中各個航天 器節(jié)點的絕對軌道信息、絕對姿態(tài)信息及絕對時間信息等絕對導航信息，需要利用微波鏈 路系統(tǒng)4或激光鏈路系統(tǒng)3完成信息交互，從而獲得相對導航信息。相對導航信息主要是由各個航天器節(jié)點的絕對導航信息做差轉換而來，GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)2觀測和脈沖星導航
系統(tǒng)1的觀測結果可以通過星間鏈路進行信息交互到其他航天器節(jié)點上。 脈沖星導航系統(tǒng)1和GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)2獲得了互為冗余的絕對導航信息，經(jīng)過
星務管理系統(tǒng)5處理后，獲得互為冗余的相對導航信息，例如，輸出兩組相對時間信息，這
兩套互為冗余的相對導航信息要經(jīng)過如圖3所示的處理后，用于編隊航天器的相對導航，
具體處理過程為
設定脈沖星導航系統(tǒng)1輸出的絕對時間信息經(jīng)過星務管理系統(tǒng)5處理后形成的相對時間信息為相對導航信息，經(jīng)過子濾波器處理后，k時刻輸出的殘差向量及其方差為3J(fc)、
《(Jt)，GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)2輸出的絕對時間信息經(jīng)過星務管理系統(tǒng)5處理后形成的相對時間信息為冗余相對導航信息，經(jīng)過冗余子濾波器處理后，k時刻輸出的殘差向量及其方差為T2(Jfc)、JI(i:)，則經(jīng)過主濾波器進行融合處理后，輸出整個系統(tǒng)的殘差r(i^由公式(1)求
得
)鄰)+柳訓 a)
整個系統(tǒng)的殘差r(Jt)即為k時刻融合后的相對時間信息，用于相對導航。 則k+l時刻輸出的由公式(2)預測得出
一 _ ②
公式(2)屮的^("l)和i^("l)由公式(3)和(4)求得:
f (左* = w l 、 L 、 + Q(" (3)
公式(3)中的S(t)和公式(4)中的22(*0分別表示子濾波器和冗余子濾波器的信息
分配系數(shù)矩陣。 相對導航計時殘差進行數(shù)據(jù)融合而采用的信息分享原理是由子濾波器和冗余子濾波器得出的信息(指輸出方差值)，計算整個系統(tǒng)總的信息(總的方差值)，合理地選擇
信息分配系數(shù)矩陣a(t) 、 ，使所有分配系數(shù)矩陣之和矩陣為單位矩陣J ，將總方差
值乘以這些系數(shù)，既得到分享后的方差值。 采用濾波方法處理相對導航信息估計可以改善相對導航信息的精度，在分布式航天器系統(tǒng)中，兩兩航天器的相對導航信息比絕對導航信息更為重要。如相對軌道的信息，可以利用GNSS的觀測結果與脈沖星的觀測結果信息的冗余性，進行濾波處理，獲得更高的可信度。
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由如上所述的脈沖星導航系統(tǒng)1可獲得絕對時間信息，GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)2也可
以獲得絕對時間信息，所述兩個絕對時間信息互為冗余，經(jīng)過相關處理后，能夠完成航天器
自主的時間同步。進行冗余處理的方法與上述方法相同，這里不再重復。 本實施方式采用激光鏈路系統(tǒng)3和微波鏈路系統(tǒng)4建立星間鏈路，既能夠形成備
份關系，又能夠同時直接對航天器間距離進行測量，提高信息的冗余度和可信度。 利用脈沖星導航系統(tǒng)1獲得所在航天器節(jié)點的絕對導航信息的過程為
脈沖星導航系統(tǒng)1配有脈沖信號探測器，記錄脈沖時間的星上時鐘；根據(jù)脈沖星類型的數(shù)據(jù)庫判別脈沖星的類別，并根據(jù)其有效的脈沖到達時間確定航天器節(jié)點的絕對時間信息、絕對姿態(tài)信息、絕對速度信息和絕對軌道信息，所述絕對時間信息、絕對姿態(tài)信息、絕對速度信息和絕對軌道信息為絕對導航信息。 利用脈沖星進行導航，在于利用脈沖星進行時間同步，主要是直接觀測脈沖星，獲得時間基準；其次可以根據(jù)脈沖星在探測器上的投影關系，獲得姿態(tài)信息；與基于GPS導航不同，脈沖星導航技術主要是利用脈沖星脈沖信號作為觀測信息，得到一系列脈沖的到達時間(T0A)。對脈沖到達時間進行觀領"可以獲得相應的時間基準。利用基于事先建立的脈沖星輻射脈沖T0A預測模型(SSB慣性系下)計算脈沖到達航天器相對其到達SSB的相位差余值，通過解脈沖周期模糊或某些先驗信息確定脈沖信號相位差的整周期數(shù)，然后確定航天器在該脈沖星方向上相對于SSB的位移。融合多顆X射線脈沖星方向上的位移即可確定航天器的空間位置。 脈沖星導航系統(tǒng)1選取x波段和r波段。脈沖星導航系統(tǒng)1選用的脈沖星星源具有多頻段觀測特性，能夠提供與原子鐘等級的時間信息。
1)基于脈沖星導航系統(tǒng)1的姿態(tài)確定
在脈沖探測器的觀測窗口期內(nèi)，記錄下脈沖星發(fā)射的脈沖信號，通過航天器上的脈沖星數(shù)據(jù)庫，搜尋有效的脈沖星信息。確定脈沖星信息后，可以通過探測器平面所成圖像得到星體坐標系內(nèi)部的角度信息。
2)基于脈沖星導航系統(tǒng)1的速度確定
基于脈沖星導航系統(tǒng)1的速度確定是測量脈沖的多普勒頻移確定的。脈沖星發(fā)射的脈沖信號具有天然的周期性。當航天器運動過程中接收到的脈沖信號頻譜中表現(xiàn)出一定的相位移動。由航天器運動產(chǎn)生的多普勒效應主要反映在脈沖信號二階或更高階的譜特性上。將測得的脈沖信號與脈沖樣本信號進行比較可以計算出多普勒頻移，利用得到的多普勒頻移，能夠將其轉化為沿脈沖星的方向速度信息。
3)基于脈沖星導航系統(tǒng)1的時間確定
傳統(tǒng)航天器通過星上時鐘進行自守，目前采用原子鐘計時可以獲得左右的短時精度以及長時精度?；诿}沖星導航系統(tǒng)l的時間確定主要利用脈沖星提供的周期信號對于星上時鐘進行馴服；此外航天器接收到同一脈沖信號后，可以獲得此脈沖相對于太陽質心坐標系的相對時間，利用該時間可以進行提供導航所需的時間信息。
4)基于脈沖星導航系統(tǒng)1的位置(軌道)確定
在太陽質心坐標系中，確定航天器的位置，通常通過解算航天器距離方程，得到航天器的絕對位置。因此如何建立航天器與太陽質心坐標系的距離方程，成為確定脈沖星絕對位置的關鍵。
脈沖星中的距離主要是由脈沖星的觀測量脈沖星在某一時刻輻射的脈沖信號到達航天器的時間~bs與到達太陽系質心的時間tb的時間差Af確定。
脈沖星到達太陽系質心的距離表示為
作為時間量，其中可能包含多個脈沖星的脈沖周期，因此采用脈沖星導航進行航天器位置確定時需要考慮對脈沖周期模糊度進行解算。 GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)2選用用于空間飛行器導航的GPS/GLONASS/北斗或Galieo導航衛(wèi)星系統(tǒng)。GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)2觀測導航衛(wèi)星的無線電信號，獲得該航天器與四顆及以上的導航衛(wèi)星的之間的距離，從而解算該航天器的位置。 GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)2基本原理是建立一個三邊測量術，將地球表面任意一點與其視野內(nèi)的衛(wèi)星連接起來。地球上該點與衛(wèi)星之間的距離通過測量無線電信號收發(fā)之間的時長來確定。 原則上，三顆衛(wèi)星便可決定一個三維的定位。所有到同一顆衛(wèi)星距離相等的點構成了一個以該衛(wèi)星為球心的球面，三個球面相交于兩點。實際上，決定一個三維定位需要四顆星來完成，第四顆星用于整合測試結果(包括結果質量控制和檢測衛(wèi)星故障)。還需要增加一顆星來檢測衛(wèi)星缺陷。所以我們接收到的信息可能會來在四顆或四顆以上的GPS衛(wèi)星，這些衛(wèi)星在空間保持著某種精準的幾何排列。 激光鏈路系統(tǒng)3獲得時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息的過程為
激光鏈路系統(tǒng)3具有光電測距機和角反射器，所在航天器節(jié)點光電測距機負責一條鏈路的測距及時間同步；角反射器負責另一條鏈路的測距信號的相關轉發(fā)，獲得了時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息。 微波鏈路系統(tǒng)4具有測距機和應答機，所在航天器節(jié)點的測距機負責一條鏈路的測距及時間同步；應答機負責另外一條鏈路測距信號的相關轉發(fā)，獲得了時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息。
微波鏈路系統(tǒng)4采用S頻段。
下面結合圖2給出一個相對導航的具體實施例，
激光通信在編隊航天器間，根據(jù)事先預測的軌道交匯情況，選擇適當?shù)奈恢?，在每顆航天器上均安裝光電測量系統(tǒng)及角反射器。根據(jù)衛(wèi)星三星編隊飛行情況，任意兩個衛(wèi)星的相對應的側面之間保持平行關系，所變化的只是方位和俯仰角度的變化，只要把激光測距機和角反射器分別安裝在衛(wèi)星的相對應的側面上，可以保證三星之間兩兩之間測距。
微波鏈路三顆星任意兩顆之間都具備測距及時間同步功能。每顆星測距機負責一條鏈路的測距及時間同步；同時，應答機負責另外一條鏈路測距信號的相關轉發(fā)。采用偽碼相關測距方法。 偽碼測距原理發(fā)送部分用偽隨機碼(m序列)對載波進行相位調制，然后經(jīng)天線發(fā)往目標，由目標反射回來的電波經(jīng)接收機捕獲恢復出m序列。經(jīng)相位調整，是恢復出來的m序列同步跟蹤接收信號。這時，通過比較器可確定收發(fā)兩個m序列的相位差(即時延差T)，即可算得目標距離。為了不使距離模糊，要求m序列周期大于被測距離的2倍。根據(jù)
8最大可能的被測距離dmax，就可確定出所需要的m序列周期pT : dmax=0. 5cpT
其中c為光速，p=2n-l， n是產(chǎn)生m系列的移位寄存器級數(shù)；T是m序列碼元寬度。
偽碼測距是根據(jù)偽碼可復制且其自相關函數(shù)為德爾塔函數(shù)這一特點，來測定電 波傳播時間t的。接收機在本機產(chǎn)生與發(fā)射信號相同的測距PN碼，不斷改變其相位，與 帶有噪聲的接收信號進行相關計算，當相關函數(shù)出現(xiàn)尖銳的相關峰時，本地PN就可完全 替代接收信號，此時測量收發(fā)測距PN碼之間的時延，也就是電波傳播時延t。
利用激光鏈路導航在于由某一航天器向其他航天器發(fā)送激光束，經(jīng)過角反射器返 回后，計算發(fā)送和接收的時間差可以獲得相對距離。 利用微波鏈路導航在于由某一航天器向其他航天器發(fā)送微波，經(jīng)過應答航天器的 應答機返回后，計算發(fā)送和接收的時間差可以獲得相對距離，同時在發(fā)交互信息中帶入各 自的星時，各個航天器節(jié)點可以從交互信息中提取時間信息，再進行自身的時間校對，可以 達到時間同步的目的。 GNSS導航觀測導航衛(wèi)星的無線電信號，獲得該航天器與四顆及以上的導航衛(wèi)星 的之間的距離，從而解算該航天器的位置。 獲得的單一航天器的信息通過星間的微波鏈路或者激光鏈路進行交互從而獲得 相對導航信息。 經(jīng)過上述鏈路交互的信息從第一個航天器節(jié)點衛(wèi)星發(fā)送到第二個航天器節(jié)點衛(wèi) 星，第二個航天器節(jié)點衛(wèi)星接收到第一個航天器節(jié)點衛(wèi)星的測量信息后將其與自身的測量 的絕對導航信息進行比較得出相對的導航信息。 圖2中的標記分別為①對應脈沖星導航；②對應GNSS衛(wèi)星導航；③對應激光鏈路 導航；④對應微波鏈路導航。
權利要求
一種多信息融合編隊航天器自主相對導航方法，該方法涉及的每個航天器節(jié)點上均設置有脈沖星導航系統(tǒng)(1)、GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)(2)、激光鏈路系統(tǒng)(3)、微波鏈路系統(tǒng)(4)和星務管理系統(tǒng)(5)，其特征在于，多信息融合編隊航天器自主相對導航方法的實現(xiàn)過程為利用脈沖星導航系統(tǒng)(1)獲得所在航天器節(jié)點的絕對導航信息，用于提供航天器近地軌道及深空自主相對導航；利用GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)(2)獲得所在航天器節(jié)點的絕對導航信息，用于提供航天器近地軌道及深空自主相對導航；通過激光鏈路系統(tǒng)(3)獲得時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息，用于航天器編隊飛行的相對導航；通過微波鏈路系統(tǒng)(4)獲得時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息，用于航天器編隊飛行的相對導航；所述絕對導航信息通過激光鏈路系統(tǒng)(3)或微波鏈路系統(tǒng)(4)完成與其它航天器節(jié)點之間的星間信息交互，獲取其它航天器節(jié)點的星間信息交互數(shù)據(jù)；結合其它航天器節(jié)點的星間信息交互數(shù)據(jù)，將所述絕對導航信息通過星務管理系統(tǒng)(5)處理獲得相對導航信息，用于航天器編隊飛行的相對導航。
2. 根據(jù)權利要求1所述的一種多信息融合編隊航天器自主相對導航方法，其特征在 于，利用脈沖星導航系統(tǒng)(l)獲得所在航天器節(jié)點的絕對導航信息的過程為脈沖星導航系統(tǒng)(l)配有脈沖信號探測器，記錄脈沖時間的星上時鐘；根據(jù)脈沖星類 型的數(shù)據(jù)庫判別脈沖星的類別，并根據(jù)其有效的脈沖到達時間確定航天器節(jié)點的絕對時間 信息、絕對姿態(tài)信息、絕對速度信息和絕對軌道信息，所述絕對時間信息、絕對姿態(tài)信息、絕 對速度信息和絕對軌道信息為絕對導航信息。
3. 根據(jù)權利要求1或2所述的一種多信息融合編隊航天器自主相對導航方法，其特征 在于，脈沖星導航系統(tǒng)(l)選取x波段和r波段。
4. 根據(jù)權利要求1所述的一種多信息融合編隊航天器自主相對導航方法，其特征在 于，GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)(2)選用用于空間飛行器導航的GPS/GL0NASS/北斗或Galieo導航 衛(wèi)星系統(tǒng)。
5. 根據(jù)權利要求1所述的一種多信息融合編隊航天器自主相對導航方法，其特征在 于，激光鏈路系統(tǒng)(3)獲得時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息的過程 為激光鏈路系統(tǒng)(3)具有光電測距機和角反射器，所在航天器節(jié)點光電測距機負責一條 鏈路的測距及時間同步；角反射器負責另一條鏈路的測距信號的相關轉發(fā)，獲得了時間同 步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息。
6. 根據(jù)權利要求1所述的一種多信息融合編隊航天器自主相對導航方法，其特征在 于，微波鏈路系統(tǒng)(4)獲得時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息的過程 為微波鏈路系統(tǒng)(4)具有測距機和應答機，所在航天器節(jié)點的測距機負責一條鏈路的測 距及時間同步；應答機負責另外一條鏈路測距信號的相關轉發(fā)，獲得了時間同步信息和與 其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息。
7.根據(jù)權利要求1或6所述的一種多信息融合編隊航天器自主相對導航方法，其特征 在于，微波鏈路系統(tǒng)(4)采用S頻段。
全文摘要
一種多信息融合編隊航天器自主相對導航方法，屬于航空航天領域，本發(fā)明為解決現(xiàn)有相對導航采用GNSS+星間鏈路的方式，沒有導航冗余信息，致使導航精度低的問題。本發(fā)明利用脈沖星導航系統(tǒng)和GNSS衛(wèi)星導航系統(tǒng)獲得所在航天器節(jié)點的絕對導航信息；通過激光鏈路系統(tǒng)或獲微波鏈路系統(tǒng)得時間同步信息和與其它航天器節(jié)點之間的相對距離信息，用于航天器編隊飛行的相對導航；所述絕對導航信息通過激光鏈路系統(tǒng)或微波鏈路系統(tǒng)完成與其它航天器節(jié)點之間的星間信息交互，獲取其它航天器節(jié)點的星間信息交互數(shù)據(jù)；結合其它航天器節(jié)點的星間信息交互數(shù)據(jù)，將所述絕對導航信息通過星務管理系統(tǒng)處理獲得相對導航信息，用于航天器編隊飛行的相對導航。
文檔編號G01C21/24GK101793526SQ201010144459
公開日2010年8月4日 申請日期2010年4月12日 優(yōu)先權日2010年4月12日
發(fā)明者蘭盛昌, 李炯卉, 林杰, 潘瑞, 許海玉, 陳雪芹, 馬玉海 申請人:哈爾濱工業(yè)大學