申请/专利权人：北京控制与电子技术研究所

申请日：2020-08-11

公开（公告）日：2021-01-12

公开（公告）号：CN111678525B

主分类号：G01C21/24(20060101)

分类号：G01C21/24(20060101)

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2021.01.12#授权;2020.10.20#实质审查的生效;2020.09.18#公开

摘要：本发明属于自主导航领域，具体涉及了一种基于互测信息的多航天器自主导航方法、系统及装置，旨在解决现有技术的自主导航方法中无法完全不依赖地面探测信息进行自主导航的问题。本发明包括：先选取具备唯一性的航天器组，然后通过无量纲的形式构建航天器动力学模型，再基于此航天动力学模型计算航天器各时刻参考的状态量，通过计算表示观测量和状态量偏差的测量‑状态关系模型对航天器的实际状态量进行修正得到航天器的精确状态量。本发明通过选取具备唯一性的航天器组对航天器航行过程构建航天器动力学模型，解决了现有技术中航天器导航技术中求解矩阵容易出现的秩亏的问题，实现了完全不依赖地面探测信息的航天器自主导航。

主权项：1.一种基于互测信息的多航天器自主导航方法，其特征在于，所述自主导航方法包括：步骤S10，选取整体构型具备唯一性的n个航天器作为待测航天器组，通过互测的方式获取所述待测航天器组中每个航天器的初始观测量并通过每个航天器自身携带的惯导设备获取初始状态量；所述整体构型具备唯一性的判定方法为方法A或方法B；所述方法A包括：步骤A10，将待判定航天器编号，编号为i的航天器t时刻的状态矢量为： i＝1，......，u其中，u为待判定航天器总个数，[xi，yi，zi]为编号为i的航天器t时刻的位置矢量，为编号为i的航天器t时刻的速度矢量；将个航天器组成为第一航天器小组，其t时刻状态量矢量为： 步骤A20，将与第一航天器小组完全不同的个航天器组成第二航天器小组，所述第二航天器小组t时刻状态量矢量为： 步骤A30，将第一航天器小组和第二航天器小组组成第一待判定组，若第一待判定组中非唯一性判别式可以成立，则判定为不具备唯一性，重新选择其他个航天器组成小组进行判断；若所述非唯一性判别式不成立，则认定第一待判定组具备唯一性，并将第一待判定组设定为待测航天器组；所述非唯一性判别式为： 其中，第一航天器小组Xt的系数为由表示旋转的矩阵θ3×3组成的的分块对角矩阵，加上由常数平移矩阵[Δr]3×1和零子矩阵[0]3×1组成的的列向量；所述方法B包括：选取多个航天器组成第二待判定组，若第二待判定组的各航天器的主要引力来源对应的中心天体不完全相同，则认定第二待判定组具备唯一性，并将第二待判定组设定为待测航天器组；步骤S20，基于所述待测航天器组的初始状态量构建各待测航天器动力学模型；所述待测航天器动力学模型，其构建方法为：步骤C10，基于所述待测航天器组和待测航天器组中各待测航天器的主要引力来源对应的中心天体构建限制性三体运动模型；所述限制性三体运动模型包括，当前的待测航天器P，视作质点的两个主要引力来源对应的中心天体P1和P2；所述中心天体P1和P2的质量分别为m1和m2；以中心天体P1和P2运动的共同质心C为原点建立坐标系Cxyz，以P1指向P2的方向作为x轴的方向，以P1和P2运动平面上与x轴垂直的方向作为y轴，以沿P1和P2运动的角动量方向作为z轴，x轴、y轴和z轴形成右手坐标系；步骤C20，将所述限制性三体运动模型进行归一化处理；采用无量纲形式定义归一化系统的质量[M]、长度[L]及时间[T]单位： 其中，α12为P1和P2质心之间的距离，G为万有引力常数，ω为P1和P2相对运动的角速度；采取归一化处理以后，中心天体P2的质量可表示为μ，对应的P1的质量为1-μ，二者对应的表达式为： 得到归一化后的限制性三体运动模型；步骤C30，基于所述归一化后的限制性三体运动模型建立待测航天器动力学模型： 其中，和为质心旋转坐标系中航天器相对于P1和P2的归一化坐标矢量，步骤S30，基于所述待测航天器动力学模型和初始状态量计算各待测航天器的参考轨道，基于所述参考轨道获取各待测航天器各时刻的参考状态量；步骤S40，通过互测的方式获取所述待测航天器组中各待测航天器的当前观测量，所述当前观测量包括待测航天器两两之间的相对距离和相对速度；步骤S50，基于各待测航天器当前时刻的参考状态量和当前观测量，构建各待测航天器的测量-状态关系模型；步骤S50包括：步骤S51，获取ti时刻的当前观测量Wi： 其中，[ρi]k×l为待测试组中第k个航天器与第l个航天器之间的相对距离，为待测试组中第k个航天器与第l个航天器之间的相对速度；步骤S52，基于当前时刻的参考状态量计算参考观测量 其中，F表示参考状态量和参考观测量之间的关系函数，所述关系函数F的表达式为： k＝1，2，...n；l＝1，2，...，n；k≠l其中，xk，yk，zk，分别为第k个航天器的实际状态量在x，y，z方向上的位置分量，xl，yl，zl，分别为第l个航天器的实际状态量在x，y，z方向上的位置分量，分别为第k个航天器的实际状态量在x，y，z方向上的速度分量，分别为第l个航天器的实际状态量在x，y，z方向上的速度分量；所述实际状态量为基于航天器惯导系统获取的待测航天器状态量；基于所述参考观测量和当前观测量Wi计算观测偏差wi： 所述参考状态量和实际状态量Vi之间的状态偏差vi为： 步骤S53，通过滤波方法计算测量-状态关系模型对状态量的偏导数矩阵和状态转移矩阵Φti，t0；所述测量-状态关系模型对状态量的偏导数矩阵为： 其中，Γ表示半偏导数矩阵； k＝1，2，...n；l＝1，2，...，n；k≠l将状态转移矩阵微分矩阵积分得到所述状态转移矩阵Φti，t0： ti时刻的状态偏差vi可以通过所述的状态转移矩阵Φti，t0作用在t0时刻的状态偏差v0得到，用公式表示为：vi＝Φti，t0v0其中，所述状态转移矩阵Φti，t0的系数矩阵At为： 其中，n为待测航天器的个数；步骤S54，通过所述测量-状态关系模型对状态量的偏导数矩阵和状态转移矩阵Φti，t0构建所述测量-状态关系模型；基于所述测量-状态关系模型对状态量的偏导数矩阵和状态转移矩阵Φti，t0，获得ti时刻的观测偏差wi与t0时刻的状态偏差v0之间的状态转移矩阵Hi： ti时刻的观测偏差wi与t0时刻的状态偏差v0之间的关系为：wi＝Hiv0+εi其中，εi为ti时刻的观测误差矩阵；设共有l组观测量，对应于每组观测量，有ρ，两个观测值，设其观测噪声的标准差为σρ建立噪音矩阵R： 通过批处理滤波算法理论获得状态误差-观测误差转移矩阵Λ、观测值误差等价矩阵N： 所述测量-状态关系模型为步骤S60，基于所述测量-状态关系模型修正所述初始状态量，得到精确状态量；步骤S60包括：不断测量各航天器之间的相对距离ρi和相对速度基于所述相对距离ρi和相对速度通过所述测量-状态关系模型计算航天器运行修正值通过所述运行修正值修正航天器的初始状态量，得到航天器的精确状态量；步骤S60之后，还包括：通过所述精确状态量和参考状态量的差值校正航天器的运行状态，使航天器的精确状态量与参考状态量趋于相同；所述校正航天器的运行状态方法包括输出校正和反馈校正；所述输出校正，通过导航参数误差的估值去校正系统输出的导航参数，得到组合导航系统的导航参数估值；所述反馈校正，通过导航参数误差的估值反馈到各导航系统内，对偏差状态进行校正；当所述观测偏差小于预设的阈值时，采用输出校正的方式对航天器运行状态进行修正，否则采用反馈校正的方式对航天器运行状态进行修正；所述方法还包括：选取多个具有唯一性的航天器组，两两聚类组成待测试组，每个航天器存在于两个或两个以上的待测试组，对于单个航天器，分别通过所在航天器组的互测信息进行导航，选取误差最大的一组对应的所述测量-状态关系模型对航天器的运行状态进行修正。

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