一種在軌飛行器自主導航系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種在軌飛行器自主導航系統(tǒng)，由捷聯(lián)慣組、衛(wèi)星接收機、大視場星敏感器、紫外敏感器、計算機組成（簡寫為慣性+衛(wèi)星+星光+紫外+計算機），當飛行器處于中低地球軌道時，采用慣性+衛(wèi)星+星光組合導航系統(tǒng)，紫外為定位定姿的備份設(shè)備；當飛行器處于高地球軌道時，采用慣性+紫外+星光組合導航系統(tǒng)，克服了現(xiàn)有衛(wèi)星接收機在高軌時定位精度變差或不能定位的問題。該自主導航系統(tǒng)不依賴于地面測控站，解決了航天器進行多星部署任務時面臨的長時間在軌的自主導航需求，實現(xiàn)了低中高軌的高精度自主導航。該技術(shù)可應用于航天器的在軌服務、多星部署的自主導航方面。
【專利說明】一種在軌飛行器自主導航系統(tǒng)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種在軌飛行器自主導航系統(tǒng)，屬于飛行器導航領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002]導航是指給載體提供實時的姿態(tài)、速度和位置信息的技術(shù)和方法。航天器自主導航是實現(xiàn)航天器自主運行與精密控制的前提和基礎(chǔ)，是航天器僅依賴星載導航測量設(shè)備實時確定自身的位置、速度等導航參數(shù)的技術(shù)。它不需要依賴地面觀測站，大大提高了衛(wèi)星系統(tǒng)的機動性、隱蔽性、抗干擾性和生存能力。航天器的自主導航方式主要有三種:慣性導航、衛(wèi)星導航和天文導航，現(xiàn)在各航天大國都在積極發(fā)展自主導航技術(shù)
[0003]慣性導航系統(tǒng)(INS, Inertial Navigation System)是以牛頓第二定律(慣性定律)為基礎(chǔ)，利用加速度計測量載體的加速度，利用陀螺儀測量載體的角運動，經(jīng)過積分運算求解載體位置、速度和姿態(tài)信息的技術(shù)。INS由于具有全天候、完全自主、不受外界干擾、可以提供全導航參數(shù)(位置、速度、姿態(tài))等優(yōu)點，是目前最主要的導航系統(tǒng)之一。但是INS有一個致命的缺點:導航定位誤差隨時間積累。
[0004]衛(wèi)星導航系統(tǒng)(GlobalNavigation Satellites System, GNSS)是一種天基無線電導航系統(tǒng)。它通過測量若干顆已知星歷的衛(wèi)星到用戶接收設(shè)備間的無線電延時來確定用戶的位置。它能夠在全球范圍內(nèi)，為多個用戶，全天候、實時、連續(xù)地提供高精度的三維位置、速度及時間信息。目前己經(jīng)投入運營或正在建設(shè)的幾個主要的衛(wèi)星導航系統(tǒng)有:美國的全球定位系統(tǒng)(Global Positioning System, GPS)、俄羅斯的全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)GL0NASS、歐洲的伽利略全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)(GALILEO)、中國的北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)COMPASS (北斗一代及北斗二代)等。其中以GPS的應用最為廣泛。國內(nèi)外利用GPS，差分GPS和跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)(Tracking and Data Relay Satellite System, TDRSS)對近地航天器進行自主導航的技術(shù)已基本成熟，但該方法的缺點是易受干擾，且必須依靠其它位置已知的衛(wèi)星提供的相對距離等觀測量，從某種意義上說，這種導航方法只能稱為半自主導航。GNSS用于高軌道衛(wèi)星定位時則受到星數(shù)不足，觀測幾何差的限制，定位精度變差或不能定位。
[0005]天文導航系統(tǒng)(Celestial Navigation System, CNS)是以已知準確空間位置、不可毀滅的自然天體為基準，通過光電方式來測定天體的位置以獲得天體相對于載體的高度角和方位角，從而解算出載體位置、速度和姿態(tài)的導航方法。近地軌道航天器，主要利用地球的各種觀測量，如地磁場、地心距和地心方向等；遠地軌道航天器，利用各種天體如恒星、行星、小行星和X射線脈沖星(X-ray Pulsar)等天文導航方式。天文導航具有隱蔽性好、自主性強的優(yōu)點，但是其定軌精度較低，高軌道衛(wèi)星的定軌精度一般在幾百米的量級，根據(jù)資料X射線脈沖星導航可達到百米內(nèi)的精度；星光定姿精度較高，但是其導航數(shù)據(jù)率較低；在某些情況下會受到外界環(huán)境的影響，輸出信息不連續(xù)等。
[0006]綜上所述，由于不同導航方式各有其優(yōu)缺點，顯然要實現(xiàn)航天器長時間在軌自主導航，依靠單一的導航系統(tǒng)是不可行的，必須采用某種組合導航方式來實現(xiàn)高精度自主導航。由于(慣性導航)INS可以提供高速率的全導航信息，因此組合方式一般以INS為核心，其它導航方式為輔，控制INS誤差的積累，降低系統(tǒng)對慣性器件精度的依賴，進而降低整個系統(tǒng)的成本。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明的技術(shù)解決問題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出一種長時間在軌的飛行器自主導航系統(tǒng)，即捷聯(lián)慣組+衛(wèi)星接收機+大視場星敏感器+紫外敏感器+計算機的組合導航系統(tǒng)(簡寫為慣性+衛(wèi)星+星光+紫外+計算機)，不依賴于地面測控站，解決了航天器進行多星部署任務時面臨的長時間在軌的自主導航需求，可實現(xiàn)低中高軌的高精度自主導航。該技術(shù)可應用于航天器的在軌服務、多星部署的自主導航方面。
[0008]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:
[0009]一種在軌飛行器自主導航系統(tǒng)，包括:衛(wèi)星接收機、紫外敏感器、大視場星敏感器、捷聯(lián)慣組和信息處理模塊；
[0010]衛(wèi)星接收機接收導航衛(wèi)星的信息，并給信息處理模塊提供飛行器的當前位置和速度信息；紫外敏感器敏感地球和恒星的紫外信息，給信息處理模塊提供飛行器的地心距、地心矢量和姿態(tài)信息；大視場星敏感器敏感恒星的星光信息，給信息處理模塊提供飛行器姿態(tài)信息；捷聯(lián)慣組敏感飛行器的角速度及加速度信息，給信息處理模塊提供陀螺儀和加速度計信息；
[0011]飛行器處于中低地球軌道時，信息處理模塊根據(jù)捷聯(lián)慣組、衛(wèi)星接收機和大視場星敏感器提供的測量信息進行信息融合處理，得到飛行器自主導航信息；
[0012]飛行器處于高地球軌道時，信息處理模塊根據(jù)捷聯(lián)慣組、紫外敏感器和大視場星敏感器提供的測量信息進行信息融合處理，得到飛行器自主導航信息。
[0013]所述飛行器處于`中低地球軌道時，信息處理模塊根據(jù)捷聯(lián)慣組、衛(wèi)星接收機和大視場星敏感器提供的測量信息進行信息融合處理，得到飛行器自主導航信息，具體為:
[0014](2.1)僅考慮地球引力，不考慮攝動力情況下，組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程為:
【權(quán)利要求】
1.一種在軌飛行器自主導航系統(tǒng)，其特征在于包括:衛(wèi)星接收機、紫外敏感器、大視場星敏感器、捷聯(lián)慣組和信息處理模塊； 衛(wèi)星接收機接收導航衛(wèi)星的信息，并給信息處理模塊提供飛行器的當前位置和速度信息；紫外敏感器敏感地球和恒星的紫外信息，給信息處理模塊提供飛行器的地心距、地心矢量和姿態(tài)信息；大視場星敏感器敏感恒星的星光信息，給信息處理模塊提供飛行器姿態(tài)信息；捷聯(lián)慣組敏感飛行器的角速度及加速度信息，給信息處理模塊提供陀螺儀和加速度計信息； 飛行器處于中低地球軌道時，信息處理模塊根據(jù)捷聯(lián)慣組、衛(wèi)星接收機和大視場星敏感器提供的測量信息進行信息融合處理，得到飛行器自主導航信息； 飛行器處于高地球軌道時，信息處理模塊根據(jù)捷聯(lián)慣組、紫外敏感器和大視場星敏感器提供的測量信息進行信息融合處理，得到飛行器自主導航信息。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種在軌飛行器自主導航系統(tǒng)，其特征在于:所述飛行器處于中低地球軌道時，信息處理模塊根據(jù)捷聯(lián)慣組、衛(wèi)星接收機和大視場星敏感器提供的測量信息進行信息融合處理，得到飛行器自主導航信息，具體為: (2.1)僅考慮地球引力，不考慮攝動力情況下，組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程為:
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種在軌飛行器自主導航系統(tǒng)，其特征在于:所述飛行器處于高地球軌道時，信息處理模塊根據(jù)捷聯(lián)慣組、紫外敏感器和大視場星敏感器提供的測量信息進行信息融合處理，得到飛行器自主導航信息，具體為:(3.1)組合導航系統(tǒng)狀態(tài)方程為:

【文檔編號】G01C21/24GK103868514SQ201410106004
【公開日】2014年6月18日 申請日期:2014年3月20日 優(yōu)先權(quán)日:2014年3月20日
【發(fā)明者】姬曉琴, 劉準, 馮路明, 蹤華, 聶琦, 杜華軍, 嚴志剛, 李磊 申請人:北京航天自動控制研究所, 中國運載火箭技術(shù)研究院