基于歷元折合的動(dòng)態(tài)脈沖星信號的處理方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及導(dǎo)航方法領(lǐng)域，特別地，涉及一種動(dòng)態(tài)脈沖星信號的處理方法，適用于 不同飛行任務(wù)的X射線脈沖星導(dǎo)航任務(wù)。
【背景技術(shù)】
[0002] X射線脈沖星導(dǎo)航是一種新興的天文導(dǎo)航方法，具有精度高、適用范圍廣的特點(diǎn)。X 射線脈沖星是一種高速自旋的中子星，長周期穩(wěn)定度極佳，且能輻射X射線的脈沖信號。對 脈沖信號進(jìn)一步處理可以獲得航天器相對于脈沖星的位置，其可作為航天器導(dǎo)航的基準(zhǔn)。
[0003] 雖然脈沖星的信號被認(rèn)為是脈沖型，可由于脈沖星的流量及其微弱，航天器僅能 接收到一序列光子到達(dá)時(shí)間（TimeofArrival，TOA)。如何從光子TOA中提取出脈沖到 達(dá)時(shí)間是脈沖星導(dǎo)航的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。該技術(shù)可通過兩類方法實(shí)現(xiàn)，即歷元折合法（Epoch Folding，EF)和直接利用光子到達(dá)時(shí)間法（DirectUseofphotonTOAs，DUPT)。若航天 器靜止或者以已知的速度做勻速直線運(yùn)動(dòng)，EF和DUPT均可獲得較好的效果。若勻速直線 運(yùn)動(dòng)的速度未知，EF失效。若航天器未進(jìn)行勻速直線運(yùn)動(dòng)，現(xiàn)行的EF和DUPT均失效。在 實(shí)際情況中，航天器均沿著軌道運(yùn)行，航天器的速度實(shí)時(shí)變化，無法簡單近似為勻速直線運(yùn) 動(dòng)。因此提出可應(yīng)用于該情況的動(dòng)態(tài)脈沖星信號處理方法，對于促進(jìn)脈沖星導(dǎo)航的發(fā)展十 分必要。
[0004] 針對航天器軌道運(yùn)動(dòng)的情況，現(xiàn)有的方法大多是從修正導(dǎo)航模型出發(fā)。文 獻(xiàn)1(褚永輝，王大軼，熊凱，黃翔宇.X射線脈沖星導(dǎo)航測量延時(shí)補(bǔ)償方法研宄 [J]. 2012, 33(11) =1617-1622.)通過添加附加軌道影響項(xiàng)來修正脈沖到達(dá)時(shí)間。然而，該方 法并未考慮航天器軌道運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致脈沖星信號的周期變化，討論的問題較為簡單，且并未涉 及具體的脈沖到達(dá)時(shí)間或脈沖初相的計(jì)算。文獻(xiàn)2 (劉勁，曾憲武，房建成，寧曉琳.基 于星光多普勒的脈沖星脈沖到達(dá)時(shí)間補(bǔ)償[J]. 2014, 42(1) : 129-132.)改進(jìn)了文獻(xiàn)1提出 的方法，然而該方法同樣并未考慮軌道運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致的脈沖星信號周期變化，僅將軌道影響看 做對脈沖到達(dá)時(shí)間的累積影響。此外，文獻(xiàn)1和文獻(xiàn)2所提出的方法均通過引入其他導(dǎo)航 設(shè)施的輔助信息來實(shí)現(xiàn)目的，并未從根本上解決單獨(dú)脈沖星導(dǎo)航的動(dòng)態(tài)信號求解問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明要解決的技術(shù)問題為：為了從信號處理的角度，完善解決深空探測器的動(dòng) 態(tài)脈沖星信號處理問題，本專利提出一種基于歷元疊加的動(dòng)態(tài)脈沖星信號處理方法。
[0006] 為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用以下技術(shù)方案：
[0007] 一種基于歷元疊加的動(dòng)態(tài)脈沖星信號處理方法，步驟為：
[0008] (1)根據(jù)公式（I)去除光子到達(dá)時(shí)間序列漢}=的軌道效應(yīng)，產(chǎn)生修正光子到達(dá)時(shí) 間序列冗}仏。
[0009]
(I)
[0010] 其中，C為光速，n為脈沖星的方向矢量，MO為航天器在ti時(shí)刻相對于太陽的預(yù) 估位置，h為觀測時(shí)段的起點(diǎn)。
[0011] ⑵確定修正光子到達(dá)時(shí)間序列沿匕的周期。
[0012] 可采用x2檢驗(yàn)等方法（葛明玉.脈沖星的X射線輻射特性研宄[D].中國科學(xué) 院研宄生院，2012)來搜索修正光子到達(dá)時(shí)間序列拓}=的周期。
[0013] (3)根據(jù)搜索得到的!的周期Pt，對瓦進(jìn)行歷元折合，獲得經(jīng)驗(yàn)輪廓P。
[0014] 根據(jù)文獻(xiàn)（Emadzadeh，A.A.，Speyer,J.L. ?NavigationinSpacebyX-ray Pulsars[M].SpringPress, 2011.)給出的方法，對{(_}=進(jìn)行歷元折合，從而獲得經(jīng)驗(yàn)輪廓。
[0015] (4)根據(jù)第3步得到的經(jīng)驗(yàn)輪廓，計(jì)算得到h時(shí)刻的航天器探測初相小。。
[0016] 獲得經(jīng)驗(yàn)輪廓之后，可利用互相關(guān)法或非線性最小二乘法計(jì)算得到h時(shí)刻的航天 器探測初相小〇。
[0017] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：
[0018] (1)本發(fā)明提出的動(dòng)態(tài)脈沖星信號處理方法可去除航天器軌道運(yùn)動(dòng)對光子到達(dá)時(shí) 間序列的影響。由文獻(xiàn)□可知，脈沖星動(dòng)態(tài)信號求解的難點(diǎn)在于，航天器接收到的光子到 達(dá)時(shí)間信息與航天器軌道耦合。由于航天器進(jìn)行軌道運(yùn)動(dòng)，航天器在軌接收到的信號頻率 呈非線性變化。利用本發(fā)明扣除軌道效應(yīng)后，可將原來的具有非線性變化頻率的信號變成 具有未知常頻率的信號。進(jìn)而，可通過采用周期搜索的方法，估計(jì)得到信號的頻率，大幅降 低了脈沖星信號動(dòng)態(tài)求解的難度過程如下：
[0019] 首先，根據(jù)下式（I-I)計(jì)算&時(shí)刻脈沖星的預(yù)估相位（i) ^(ti):
[0020]
(1-1)
[0021] 其中，4為脈沖星的自轉(zhuǎn)頻率，c為光速，n為脈沖星的方向矢量，為航天器在 心時(shí)刻相對于太陽的預(yù)估位置，％為觀測時(shí)段的起點(diǎn)；
[0022] 然后，根據(jù)公式（I)去除光子到達(dá)時(shí)間序列的軌道效應(yīng)，產(chǎn)生修正光子到達(dá) 時(shí)間序列瓦}=。
[0023]
(I)
[0024] 其中，c為光速，n為脈沖星的方向矢量，/=(〇為航天器在&時(shí)刻相對于太陽的預(yù) 估位置，h為觀測時(shí)段的起點(diǎn)。
[0025] 公式（I-I)和公式⑴可去除原光子到達(dá)時(shí)間序列漢}=的軌道效應(yīng)。與現(xiàn)有的脈 沖星信號處理方法相比，本發(fā)明的方法適用于單獨(dú)的脈沖星導(dǎo)航，不需要引入外部測量信 息，更具有實(shí)用性。
[0026] 從仿真結(jié)果看，隨著觀測時(shí)間的增加，本發(fā)明方法求得的航天器探測初相的估計(jì) 誤差從0. 002逐漸降低至0. 0006左右。但現(xiàn)有技術(shù)中未扣除軌道效應(yīng)方法的估計(jì)誤差則 隨著時(shí)間，從0.002逐漸上升至0. 11以上。這說明本申請方法得到的脈沖星信號估計(jì)效果 可隨著時(shí)間逐漸提高，更加可靠。
[0027] (2)本發(fā)明提出的方法可操作性強(qiáng)，易推廣和使用，為其推廣提供了條件。
【附圖說明】
[0028] 圖1是本發(fā)明具體應(yīng)用實(shí)例的流程示意圖。
[0029] 圖2給出了本發(fā)明方法初相估計(jì)誤差結(jié)果示意圖。
[0030] 具體實(shí)施方公式
[0031] 以下將結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0032] 在具體應(yīng)用實(shí)例中，所采用的航天器為一種深空探測器。
[0033] 如圖1所示，本發(fā)明的具體步驟如下：
[0034] (1)根據(jù)公式⑴去除光子到達(dá)時(shí)間序列的軌道效應(yīng)，產(chǎn)生修正光子到達(dá)時(shí) 間序列反}=。其過程如下：
[0035] 首先，根據(jù)下式（I-I)計(jì)算&時(shí)刻脈沖星的預(yù)估相位巾^(心）：
[0036]
(1-1.)
[0037] 其中，4為脈沖星的自轉(zhuǎn)頻率，c為光速，n為脈沖星的方向矢量，f((.)為航天器在 心時(shí)刻相對于太陽的預(yù)估位置，％為觀測