本发明专利技术公开了一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法，该导航方法应用子航天器作为主航天器与目标航天器进行交会，而母航天器作为组成导航编队关系的辅航天器；所述相对导航制导方法首先根据θ↓［ｙ１］、θ↓［ｚ１］、Ｉ↓［Ｐ１］、θ↓［ｙ２］、θ↓［ｚ２］和Ｉ↓［Ｐ２］进行ＥＫＦ滤波算法进行融合处理获得Ａ位置（ｘ↓［Ｔ］，ｙ↓［Ｔ］，ｚ↓［Ｔ］）、Ａ速度（ｖ↓［Ｔｘ］，ｖ↓［Ｔｙ］，ｖ↓［Ｔｚ］）、Ｂ位置（ｘ↓［Ｃ２］，ｙ↓［Ｃ２］，ｚ↓［Ｃ２］）和Ｂ速度（ｖ↓［Ｃ２ｘ］，ｖ↓［Ｃ２ｙ］，ｖ↓［Ｃ２ｚ］）；然后分别根据主轨控指令ｆ↓［１］、辅轨控指令ｆ↓［２］进行主航天器Ｃ↓［１］、辅航天器Ｃ↓［２］的轨道控制，从而保证主航天器Ｃ↓［１］、辅航天器Ｃ↓［２］、目标航天器Ｔ三者构成有利于导航的空间三角几何构形。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天器相对位置的处理方法，具体地说，是指一种应用双视线测 量的非合作目标航天器相对导航方法。该导航方法利用了两个编队追踪航天器与 目标航天器在空间形成的三角几何构形。
技术介绍
航天器的导航制导系统一般包括有星敏感器、中心处理器、光学敏感器、无 线收发器。基于编队的两个航天器的结构参见图1所示。当前和未来众多空间自主交会任务都是非合作目标的，如对空间失效航天器 的交会/捕获并进行维修或燃料加注、对小行星的探测任务等。这些任务中，非 合作目标不安装合作导航装置(如目标特征点信号发射器、目标航天器与追踪航 天器的星间链路设备等)，追踪航天器能够获得的导航信息少，测量信号不完备(如只有目标视线角信息，没有目标相对距离信息)，因此导航算法难度很大。 对于仅能获得目标视线角情况下的相对导航问题，目前尚无普遍适用的有效解决 途径。在航天器在轨服务、小行星探测任务中通常由一个母航天器分离一个或多个 子航天器，由子航天器实现与目标的自主交会。传统的方法是母航天器处于分离 后不管的状态，进行交会所需的相对导航、相对运动控制和制导完全由子航天器 独立自主完成，因此难度较大。本专利技术就是专门针对这一难点问题，提出一种新型的基于双视线测量的非合 作目标相对导航方案。 专利技术 内容本专利技术的目的是提出一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航方 法，该导航方法应用子航天器作为主航天器与目标航天器进行交会，而母航天器作为组成导航编队关系的辅航天器；主航天器用于测量目标航天器的视线角，辅 航天器用于测量目标航天器的视线角，结合两组视线角信息和主、辅航天器之间 的星间链路给出的基线信息，通过滤波算法确定与目标航天器的距离、相对位置 和相对速度等信息。本专利技术是一种，所述 相对导航制导方法首先根据主航天器q自身的 、&、 /w和辅航天器q自身的《2 、《2和/P2进行EKF滤波算法进行融合处理获得目标航天器r相对于主航 天器C,的A位置(&,力，&)和A速度(t^ ， ，、)、辅航天器C2相对于主航天 器q的B位置(&2 jC2 ,zC2)和B速度(vc2, ,v③，vC2z);然后主航天器q依据 制导关系对A位置(& ,力，zr) 、 A速度(& , ，vrz) 、 B位置(Xc2 ，少c2 ,zC2)和 B速度(v^,vc2y ，&22)进行处理获得主轨控指令乂和辅轨控指令/2;然后主航 天器q将辅轨控指令/2传送给辅航天器C2;最后主航天器轨控推力系统依据主轨控指令y;进行主航天器q的轨道控制、辅航天器轨控推力系统依据辅轨控指 令/2进行辅航天器<^2的轨道控制，从而保证主航天器q、辅航天器q、目标航 天器r三者构成有利于导航的空间三角几何构形。本专利技术应用双视线测量的非合作目标航天器方案可以在无需配置额外的追 踪航天器的情况下，充分利用母航天器(辅航天器)的作用，配合子航天器(主 航天器)共同完成与非合作目标自主交会的相对导航，在不增加任务成本的基础 上，降低了自主交会的难度，同时提高了两个航天器间的导航制导可行性。 附图说明图i为本专利技术基于编队的两个航天器的导航制导系统配置图。 图2为本专利技术主航天器q、辅航天器q、目标航天器r三者的空间三维构形示意图。图3为本专利技术主航天器q、辅航天器C2、目标航天器r三者的平面构形示意图。图4为采用本专利技术空间三角构形方案的主航天器q、辅航天器<:2、目标航天器r三者间的数学仿真结果。 具体实施例方式下面结合附图对本专利技术做进一步的详细说明。参见图1、图2所示，在本专利技术中，主航天器q与辅航天器q上的结构器 件配置是相同的。所述的主航天器q中的星敏感器用于敏感主航天器C,的惯性位置/p,(简称 主惯性位置/w);所述的主航天器C,中的光学敏感器用于敏感主航天器G的偏航角 和俯 仰角^ (简称主偏航角A,、主俯仰角&);所述的主航天器C,中的中心处理器(基于双视线测量的导航制导模块)第 一方面采集自身(主航天器q)的^ 、 ^和& ;第二方面接收辅航天器C2的《2 、 《2和/^2;第三方面依据导航关系，用EKF滤波算法对 、&、 /P1、《2、《2 和/^进行融合处理获得目标航天器7相对于主航天器q的A位置(^ ,力，^) 和A速度(t^ , ，、)、辅航天器C2相对于主航天器q的B位置(Xc2 ,zC2) 和B速度(^,h ,Vc& ,vC2z);第四方面依据制导关系对A位置(Xr,力，&) 、 A速 度(&, ，&)、 B位置 、xC2 >yC2 ，zC2 ) 和B速度(vC2x, vC2y , vc2z)进行处理获得主航天器q的轨道控制指令y;(简称主轨控指令y;)和辅航天器q的轨道控制 指令/2 (简称辅轨控指令/2);第五方面输出主轨控指令y;给主航天器轨控推力系统；第六方面发送辅轨控指令/2给辅航天器^;在本专利技术中，导航关系为(&，:^,&,&,V7^V7i,^:2,:^2，Zc2,Vch，Vc2r,Vc2z)-F(Al，《1,71,^2,《2,72)，尸表示导航算子，(xp力，^)为目标航天器r相对于主航天器c;的位置，(&， ，、)为 目标航天器r相对于主航天器q的速度；(&2, &2, &)为辅助航天器c2相对于主航天器G的位置，"^,Vc^，V^)为辅助航天器C2相对于主航天器C,的速度 制导关系为， /2) = G,力，zr ，vn,，vrz, xC2, yC2, zC2,vC2x，vC2"vC2z) ， G表示制导算子。所述的主航天器G中的主航天器轨控推力系统依据主轨道指令/进行主航天器q的轨道控制；所述的主航天器q中的主无线收发器用于实现主航天器C,与辅航天器q的 信息交互。所述的辅航天器C,中的星敏感器用于敏感辅航天器C2的惯性位置/^ (简称辅惯性位置/p2);所述的辅航天器q中的光学敏感器用于敏感辅航天器q的偏航角 和俯仰角《2 (简称辅偏航角^2、辅俯仰角《2);所述的辅航天器q中的中心处理器第一方面釆集自身(辅航天器q)的《2 、《2和/ ;第二方面发送自身的^2、《2和/ 给主航天器；第三方面接受主航天器发送来的辅轨控指令/2;第四方面输出辅轨道指令/2给辅航天器轨控推力系统。所述的辅航天器q中的辅航天器轨控推力系统依据辅轨道指令/2进行辅航 天器q的轨道控制；所述的辅航天器q中的辅无线收发器用于实现主航天器q与辅航天器q的信息交互。目标航天器r为被探测对象。在本专利技术中，相对导航制导系统包括有主航天器、辅助航天器、目标航天器， 主航天器与辅航天器分别用于测量目标航天器的主偏航角^、主俯仰角&、辅 偏航角^2、辅俯仰角《2，并结合主航天器、辅航天器之间的星间链路给出的基线信息，通过滤波算法确定主航天器、辅助航天器与目标航天器的距离、相对位置和相对速度等信息。本专利技术是一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航方法，该相对导 航方法首先根据主航天器q自身的 、&、 /w和辅航天器C2自身的 、《2和/ 进行EKF滤波算法进行融合处理获得本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种应用双视线测量的非合作目标航天器相对导航制导方法，所述相对导航制导系统包括有主航天器、辅助航天器、目标航天器，其特征在于：导航制导方法首先根据主航天器Ｃ↓［１］自身的θ↓［ｙ１］、θ↓［ｚ１］、Ｉ↓［Ｐ１］和辅航天器Ｃ↓［２］自身的θ↓［ｙ２］、θ↓［ｚ２］和Ｉ↓［Ｐ２］进行ＥＫＦ滤波算法进行融合处理获得目标航天器Ｔ相对于主航天器Ｃ↓［１］的Ａ位置（ｘ↓［Ｔ］，ｙ↓［Ｔ］，ｚ↓［Ｔ］）和Ａ速度（ｖ↓［Ｔｘ］，ｖ↓［Ｔｙ］，ｖ↓［Ｔｚ］）、辅航天器Ｃ↓［２］相对于主航天器Ｃ↓［１］的Ｂ位置（ｘ↓［Ｃ２］，ｙ↓［Ｃ２］，ｚ↓［Ｃ２］）和Ｂ速度（ｖ↓［Ｃ２ｘ］，ｖ↓［Ｃ２ｙ］，ｖ↓［Ｃ２ｚ］）；然后主航天器Ｃ↓［１］依据制导关系对Ａ位置（ｘ↓［Ｔ］，ｙ↓［Ｔ］，ｚ↓［Ｔ］）、Ａ速度（ｖ↓［Ｔｘ］，ｖ↓［Ｔｙ］，ｖ↓［Ｔｚ］）、Ｂ位置（ｘ↓［Ｃ２］，ｙ↓［Ｃ２］，ｚ↓［Ｃ２］）和Ｂ速度（ｖ↓［Ｃ２ｘ］，ｖ↓［Ｃ２ｙ］，ｖ↓［Ｃ２ｚ］）进行处理获得主轨控指令ｆ↓［１］和辅轨控指令ｆ↓［２］；然后主航天器Ｃ↓［１］将辅轨控指令ｆ↓［２］传送给辅航天器Ｃ↓［２］；最后主航天器轨控推力系统依据主轨控指令ｆ↓［１］进行主航天器Ｃ↓［１］的轨道控制、辅航天器轨控推力系统依据辅轨控指令ｆ↓［２］进行辅航天器Ｃ↓［２］的轨道控制，从而保证主航天器Ｃ↓［１］、辅航天器Ｃ↓［２］、目标航天器Ｔ三者构成有利于导航的空间三角几何构形。...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：陈统，徐世杰，贾英宏，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]
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