一种卫星相对小行星视觉自主导航方法技术

本发明专利技术公开了一种卫星相对小行星视觉自主导航方法。首先以跟踪观测小行星为目的，设计卫星理论飞行轨道参数，然后根据地心惯性坐标系下卫星相对目标小行星轨道动力学模型，建立自主导航系统状态模型；其次提出卫星星敏感器观测小行星所需满足的理论光照条件和成像条件。计算小行星相对卫星理论方位角与俯仰角，调整真实星敏感器光轴与理论方向一致，对小行星进行真实观测，建立以相对单位方向矢量和距离为观测量的观测方程；最后使用Unscented卡尔曼滤波估计卫星位置和速度。本发明专利技术能有效修正卫星的位置误差，提高导航精度，非常适用于跟踪目标小行星的卫星自主导航，不仅为跟踪目标小行星的卫星提供高精度导航信息，而且为其自主导航系统设计提供参考。

Autonomous navigation method for satellite relative asteroid

The invention discloses a satellite autonomous vision navigation method relative to minor stars. The first asteroid tracking observation for the purpose of the design of satellite orbit parameters according to the theory, and then the geocentric inertial coordinate system under the satellite relative to the target asteroid orbit dynamics model, the establishment of autonomous navigation system state model; secondly, meet the needs of satellite sensor observations of asteroid theory illumination and imaging conditions. Calculate the relative theory of asteroid satellite azimuth and pitch angle adjustment, the real star sensor optical axis and the direction of the theory, the real observations of the asteroid, to establish the relative unit vector and distance measurements for the observation equation; finally use the Unscented Calman filter to estimate satellite position and velocity. The invention can effectively position error correction of satellite, improve the navigation accuracy of satellite autonomous navigation is very suitable for tracking the target asteroid, not only to provide high precision navigation information for tracking target asteroid satellites, but also provide a reference for the design of the autonomous navigation system.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航天器深空探测的空间测量领域，尤其涉及一种卫星相对小行星视觉自主导航方法。
技术介绍
随着深空探测技术的发展，小行星探测已成为21世纪深空探测的重要内容之一，开展小行星探测不仅有助于揭开太阳系和生命的起源、演化之谜，而且可促进地球防护、空间科学和空间技术应用的发展，能为更远的深空探测关键技术提供验证。目前，各主要航天国家都十分重视深空探测战略的制定工作，从战略高度明确了各自的发展方向和重点，但目前对小行星的探测工作还处于初级阶段，相关技术尚未成熟，有待进一步验证和完善。小行星探测的主要手段包括：飞越探测、绕飞探测、着陆取样探测三种方式，其中为了在小行星附近进行飞越探测和伴飞探测，都需要通过星载监测设备对小行星进行远程观测，以获得小行星的地形、地貌等外部信息。此外，由于小行星周围引力场复杂、测控信息匮乏、探测器与地面控制站通信延迟大等特点，传统的无线电跟踪技术难以满足导航实时性的要求，使得小行星探测任务中的自主导航技术成为了小行星探测技术需要研究的重点之一。综上所述，由于传统可见光相机无法始终连续跟踪观测小行星，因此这就使得研究针对小行星的新型光学测量方法显得迫切重要，不仅可以为我国深空探测任务提供技术储备，同时也可以促进其他相关研究课题和工程项目的进展，为我国航空航天技术进步做出贡献。
技术实现思路
专利技术目的：本专利技术针对面向小行星的深空探测，卫星无法始终连续跟踪观测小行星导致信息缺失的问题，提出一种卫星利用星敏感器自主连续观测小行星进行自主导航的新方法，为深空探测卫星提供高精度相对观测信息。技术方案：一种卫星相对小行星视觉自主导航方法，步骤如下：(1)以目标小行星为跟踪观测对象，根据小行星星历，设计卫星理论飞行轨道参数；(2)根据地心惯性坐标系下卫星相对目标小行星轨道动力学模型，建立自主导航系统状态模型；(3)根据计算的卫星和小行星相对距离，判断是否满足星敏感器观测距离要求，满足则进入步骤(4)，否则进入步骤(12)；(4)根据解算的太阳、地球和小行星三者位置关系，判断小行星是否处在太阳光照区，是则进入步骤(5)，否则进入步骤(12)；(5)根据解算的太阳、卫星和小行星三者位置关系，判断地球是否进入星敏感器视场，是则进入步骤(6)，否则进入步骤(12)；(6)根据计算的小行星可视星等，判断小行星可视星等是否小于星敏感器可观测阈值，是则进入步骤(7)，否则进入步骤(12)；(7)根据计算的小行星相对卫星方向矢量与星敏感器光轴指向夹角，判断小行星是否在星敏感器视场范围内，是则进入步骤(8)，否则利用万向轴调整星敏感器光轴指向后，继续判断小行星是否在星敏感器视场范围内，是则进入步骤(8)，否则进入(12)；(8)根据计算的小行星在星敏感器二维像面阵坐标，判断小行星是否在星敏感器二维像面阵内，是则进入步骤(9)，否则进入步骤(12)；(9)在满足上述观测条件基础上，计算小行星相对卫星理论方向矢量和方位角与俯仰角；(10)调整星敏感器真实光轴指向与理论方向一致，对小行星进行真实观测，建立以单位方向矢量和距离为观测量的观测方程，进入步骤(11)；(11)对所建立的状态方程和观测方程离散化，利用Unscented卡尔曼滤波算法估计卫星位置和速度；(12)计算结束。进一步的，所述步骤(1)中的设计卫星飞行轨道参数具体包括轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω和过近地点时刻tp。进一步的，所述步骤(2)中建立自主导航系统状态模型过程如下：在地心惯性坐标系下，当卫星位置距离大于小行星与卫星相对距离的时候，建立卫星相对目标小行星轨道动力学模型其中，δr(Ast0)和δv(Ast0)为小行星相对卫星方向矢量，r(0)和r(Ast)为卫星和小行星位置矢量，μe为地球引力常数，af为摄动力影响；定义状态变量x＝[(δr(Ast0))T(δv(Ast0))T]T，建立自主导航系统状态模型；其中，f[x(t),t]为系统非线性连续状态转移函数，w(t)为状态噪声。进一步的，所述步骤(3)中判断小行星是否满足星敏感器观测特定距离要求过程如下：计算卫星相对小行星距离δr(Ast0)，判断其是否满足条件Lmin≤δr(Ast0)≤Lmax(3)其中，δr(Ast0)＝|δr(Ast0)|＝|r(Ast)-r(0)|，r(0)和r(Ast)为卫星和小行星位置矢量；Lmin和Lmax为星间观测所需最小距离和最大距离。进一步的，所述步骤(4)中判断小行星是否处在太阳光照区过程如下：分析地球阴影范围以及小行星运行穿过该阴影范围的临界条件，设小行星位置矢量r(Ast)与太阳位置矢量r(sun)夹角为ψ，小行星进入和离开地球阴影范围的临界夹角为和则小行星处在太阳光照区需要满足条件：进一步的，所述步骤(5)中判断地球是否进入星敏感器视场过程如下：设卫星位置矢量r(0)和卫星相对小行星方向矢量δr(Ast0)的夹角为θ，被地球遮挡导致背景光线过弱的临界条件是小行星相对卫星方向矢量δr(Ast0)与地球边缘相切，定义此临界夹角为θcri，则地球未进入星敏感器视场条件为：θ＞θcri(5)。进一步的，所述步骤(6)中判断小行星可视星等是否小于星敏感器可观测阈值过程如下：引入可视星分析小行星的可见性，星等值越小，表明天体越亮；反之，天体则越暗；设星敏感器可观测阈值为mthr，小行星可视星等为m，小行星被观测到其可视星等需要满足条件m＜mthr(6)。进一步的，所述步骤(7)中判断小行星是否在星敏感器视场范围内过程如下：设小行星相对卫星方向矢量δr(Ast0)与星敏感器光轴指向矢量夹角为星敏感器视场角为FOV，则方向矢量δr(Ast0)在星敏感器视场范围内满足条件如果相对矢量δr(Ast0)不在视场范围内，利用万向轴调整星敏感器光轴指向，使其进入视场范围，如果转动后仍不能进入视场，则无法观测。进一步的，所述步骤(8)中判断判断小行星是否在星敏感器二维像面阵内的过程如下：根据小行星相对卫星方向矢量δr(Ast0)投影在星敏感器二维像面阵的几何关系，解其坐标为设二维像面阵长度和宽度分别为IPlongth和IPwidth，则小行星在像平面坐标需要满足条件进一步的，进一步的，所述步骤(9)中计算小行星相对卫星理论方向矢量和方位角与俯仰角具体为：小行星相对卫星单位方向矢量由星敏感器获得，得小行星相对卫星方位角α与俯仰角δ，卫星和小行星相对距离|δr(Ast0)|由星间链路获得，得到小行星相对卫星理论方向矢量δr(Ast0)其中，小行星相对卫星方位由方位角和俯仰角描述，在卫星本体坐标系ob-xbybzb中，定义方位角α为δr(Ast0)在ob-ybzb平面的投影与yb轴夹角，俯仰角δ为δr(Ast0)与xb轴夹角，表示为其中，是地心惯性坐标系相对本体坐标系姿态转换矩阵。进一步的，所述步骤(10)中计算小行星相对卫星真实方向矢量具体为：根据步骤(9)所得小行星相对卫星的理论方向矢量和方位角与俯仰角，卫星采用万向轴调整星敏感器光轴指向与理论方向矢量相吻合，并利用星敏感器进行实际测量；卫星星敏感器真实观测小行星，输出小行星相对卫星单位方向矢量真实测量值由卫星激光测距仪测量卫星和小行星之间的实际测量值建立小行星相对卫星观测方程为：其本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种卫星相对小行星视觉自主导航方法，其特征在于，步骤如下：(1)以目标小行星为跟踪观测对象，根据小行星星历，设计卫星理论飞行轨道参数；(2)根据地心惯性坐标系下卫星相对目标小行星轨道动力学模型，建立自主导航系统状态模型；(3)根据计算的卫星和小行星相对距离，判断是否满足星敏感器观测距离要求，满足则进入步骤(4)，否则进入步骤(12)；(4)根据解算的太阳、地球和小行星三者位置关系，判断小行星是否处在太阳光照区，是则进入步骤(5)，否则进入步骤(12)；(5)根据解算的太阳、卫星和小行星三者位置关系，判断地球是否进入星敏感器视场，是则进入步骤(6)，否则进入步骤(12)；(6)根据计算的小行星可视星等，判断小行星可视星等是否小于星敏感器可观测阈值，是则进入步骤(7)，否则进入步骤(12)；(7)根据计算的小行星相对卫星方向矢量与星敏感器光轴指向夹角，判断小行星是否在星敏感器视场范围内，是则进入步骤(8)，否则利用万向轴调整星敏感器光轴指向后，继续判断小行星是否在星敏感器视场范围内，是则进入步骤(8)，否则进入(12)；(8)根据计算的小行星在星敏感器二维像面阵坐标，判断小行星是否在星敏感器二维像面阵内，是则进入步骤(9)，否则进入步骤(12)；(9)在满足上述观测条件基础上，计算小行星相对卫星理论方向矢量和方位角与俯仰角；(10)调整星敏感器真实光轴指向与理论方向一致，对小行星进行真实观测，建立以单位方向矢量和距离为观测量的观测方程，进入步骤(11)；(11)对所建立的状态方程和观测方程离散化，利用Unscented卡尔曼滤波算法估计卫星位置和速度；(12)计算结束。...

【技术特征摘要】
1.一种卫星相对小行星视觉自主导航方法，其特征在于，步骤如下：(1)以目标小行星为跟踪观测对象，根据小行星星历，设计卫星理论飞行轨道参数；(2)根据地心惯性坐标系下卫星相对目标小行星轨道动力学模型，建立自主导航系统状态模型；(3)根据计算的卫星和小行星相对距离，判断是否满足星敏感器观测距离要求，满足则进入步骤(4)，否则进入步骤(12)；(4)根据解算的太阳、地球和小行星三者位置关系，判断小行星是否处在太阳光照区，是则进入步骤(5)，否则进入步骤(12)；(5)根据解算的太阳、卫星和小行星三者位置关系，判断地球是否进入星敏感器视场，是则进入步骤(6)，否则进入步骤(12)；(6)根据计算的小行星可视星等，判断小行星可视星等是否小于星敏感器可观测阈值，是则进入步骤(7)，否则进入步骤(12)；(7)根据计算的小行星相对卫星方向矢量与星敏感器光轴指向夹角，判断小行星是否在星敏感器视场范围内，是则进入步骤(8)，否则利用万向轴调整星敏感器光轴指向后，继续判断小行星是否在星敏感器视场范围内，是则进入步骤(8)，否则进入(12)；(8)根据计算的小行星在星敏感器二维像面阵坐标，判断小行星是否在星敏感器二维像面阵内，是则进入步骤(9)，否则进入步骤(12)；(9)在满足上述观测条件基础上，计算小行星相对卫星理论方向矢量和方位角与俯仰角；(10)调整星敏感器真实光轴指向与理论方向一致，对小行星进行真实观测，建立以单位方向矢量和距离为观测量的观测方程，进入步骤(11)；(11)对所建立的状态方程和观测方程离散化，利用Unscented卡尔曼滤波算法估计卫星位置和速度；(12)计算结束。2.根据权利要求1所述的卫星相对小行星视觉自主导航方法，其特征在于：所述步骤(1)中的设计卫星飞行轨道参数具体包括轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω和过近地点时刻tp。3.根据权利要求1所述的卫星相对小行星视觉自主导航方法，其特征在于，所述步骤(2)中建立自主导航系统状态模型过程如下：在地心惯性坐标系下，当卫星位置距离大于小行星与卫星相对距离的时候，建立卫星相对目标小行星轨道动力学模型δr·(Ast0)=δv(Ast0)---(1a)]]>δv·(Ast0)=-μe|r(0)|3[δr(Ast0)-3((r(0))Tδr(Ast0)|r(0)|2)r(0)]+af---(1b)]]>其中，δr(Ast0)和δv(Ast0)为小行星相对卫星方向矢量，r(0)和r(Ast)为卫星和小行星位置矢量，μe为地球引力常数，af为摄动力影响；定义状态变量x＝[(δr(Ast0))T(δv(Ast0))T]T，建立自主导航系统状态模型；x·t=f(xt,ut)+wt---(2)]]>其中，f[x(t),t]为系统非线性连续状态转移函数，w(t)为状态噪声。4.根据权利要求1所述的卫星相对小行星视觉自主导航方法，其特征在于：所述步骤(3)中判断小行星是否满足星敏感器观测特定距离要求过程如下：计算卫星相对小行星距离δr(Ast0)，判断其是否满足条件Lmin≤δr(Ast0)≤Lmax(3)其中，δr(Ast0)＝|δr(Ast0)|＝|r(Ast)-r(0)|，r(0)和r(Ast)为卫星和小行星位置矢量；Lmin和Lmax为星间观测所需最小距离和最大距离。5.根据权利要求1所述的一种卫星相对小行星视觉自主导航方法，其特征在于：所述步骤(4)中判断小行星是否处在太阳光照区过程如下：分析地球阴影范围以及小行星运行穿过该阴影范围的临界条件，设小行星位置矢量r(Ast)与太阳位置矢量r(sun)夹角为ψ，小行星进入和离开地球阴影范围的临界夹角为和则小行星处在太阳光照区需要满足条件：ψcri(-)<ψ<ψcri(+)---(4).]]>6.根据权利要求1所述的卫星相对小行星视觉自主导航方法，其特征在于：所述步骤(5)中判断地球是否进入星敏感器视场过程如下：设卫星位置矢量r(0)和卫星相对小行星方向矢量δr(Ast0)的夹角为θ，被地球遮...

【专利技术属性】
技术研发人员：王鹏，祝燕华，
申请(专利权)人：东南大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32