利用脉冲星辐射矢量和线偏振信息的航天器姿态测量方法技术

本发明专利技术公开了一种利用脉冲星辐射矢量和线偏振信息的航天器姿态测量方法。X射线偏振探测器配置准直器，在原子钟的支持下记录光子到达时间及其偏振信息，从脉冲星辨识算法库中提取脉冲星辨识算法进行星源识别，并完成脉冲星辐射方向矢量测量；同时该方法按照时间统计到达光子偏振信息，形成偏振曲线，进行辐射矢量的旋转角测量；矢量信息和旋转角距信息同时用于构造姿态矩阵，并形成探测器指向控制指令，该指令送至姿态控制平台完成航天器姿态和探测器指向控制。

【技术实现步骤摘要】
利用脉冲星辐射矢量和线偏振信息的航天器姿态测量方法
本专利技术属于导航
，特别涉及一种利用脉冲星辐射矢量和偏振信息的航天器姿态测量方法，该方法用于为地球轨道或深空探测航天器提供姿态测量服务。
技术介绍
X射线脉冲星导航(XPNAV)是一种利用X射线脉冲星辐射的具有稳定周期的脉冲信号进行导航的技术，与传统方法相比XPNAV具有许多优点，比如：(1)自主导航能力增强；(2)从近地轨道、深空至星际空间飞行的持续导航能力；(3)提供良好的外部时间频率基准；(4)有利于减少维护成本和提高抗干扰能力。鉴于XPNAV得天独厚的特点，近年来XPNAV已经成为国际、国内研究的热点，而基于X射线脉冲星是XPNAV研究中十分重要的研究内容。早在1996年，斯坦福大学的JohnEricHanson就在他的博士论文中对基于X射线脉冲星的航天器姿态测量技术做了详细讨论。Hanson博士在其博士论文中指出，要实现利用X射线脉冲星的定姿，需要使用两个探测器扫描同一颗星，或者使用一个探测器观测两颗脉冲星，对于实际应用，显然搭载两个探测器的方法成本太高，必须优先考虑单探测器定姿。单探测器观测两颗脉冲星的方法适用于自旋稳定航天器，对于三轴稳定航天器，需要使用万向节控制探测器分时指向不同的脉冲星以实现双脉冲星观测，而分时观测时，观测间隙内姿态渐变是不可控的，这就有可能引入新的随机误差，有时需要反复的调整探测器观测不同的脉冲星以消除这种误差。因此，这种利用脉冲星定姿方法中，脉冲星的优势很难发挥，而与传统星光矢量观测方法相比也无明显优势。近几年，有学者尝试拓展Hanson的研究，并提出了一些改进方案，但基本上是基于Hanson提出的两种定姿模式，并无本质突破。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服上述已有技术的不足，提出一种利用脉冲星辐射方向矢量和偏振信息的航天器姿态测量方法，实现单X射线探测器观测单脉冲星完成航天器自主姿态测量，以克服传统利用脉冲星对三轴稳定航天器定姿中单探测器必须分时观测两颗脉冲星而引入的附加噪声和频繁调整探测器指向等问题。本专利技术还能够在姿态测量的同时，完成光子到达时间的记录，从而不影响脉冲星定位。为实现上述目的，本专利技术的实现方法和技术解决方案为：一种利用脉冲星辐射方向矢量和偏振信息的航天器姿态测量方法，其特征在于包括：X射线偏振探测器、星载原子钟、脉冲星特征参数库、脉冲星辨识算法库、脉冲星信号辨识单元、参考矢量测量单元、偏振曲线统计单元、旋转角距测量单元、姿态矩阵构造单元、探测器指向控制单元和姿态控制平台；X射线偏振探测器配置准直器，在原子钟的支持下记录光子到达时间及其偏振信息，分别送入脉冲星信号辨识单元和偏振曲线重建单元；脉冲星信号辨识单元从脉冲星辨识算法库中提取脉冲星辨识算法进行星源识别，该识别结果送入参考矢量测量单元，完成脉冲星辐射方向矢量测量，测量结果送至姿态矩阵构造单元；偏振曲线重建单元按照时间统计到达光子偏振信息，形成偏振曲线送至旋转角距测量单元，进行辐射矢量的旋转角测量，测量结果送至姿态矩阵构造单元；姿态矩阵构造单元接收来自参考矢量测量单元的矢量信息和旋转角距测量单元的角距信息构造姿态矩阵送至探测器指向控制单元，形成探测器指向控制指令，该指令送至姿态控制平台完成航天器姿态和探测器指向控制。所述脉冲星辨识算法库包括周期辨识算法和轮廓辨识算法，其中周期辨识算法通过对X射线偏振探测器的采样序列做FFT变换，提取一次谐波频率f1与脉冲星特征参数库中的脉冲星频率参数f2逐次比对，使|f1-f2|最小的脉冲星即为所观测脉冲星；轮廓辨识算法通过所获取的脉冲星累积轮廓与脉冲星特征参数库中的标准轮廓匹配，匹配度最好的脉冲星即为所观测脉冲星。所述的参考矢量测量方法为：根据脉冲星信号识别单元的结果，从脉冲星参数库中提取对应脉冲星辐射强度和背景噪声强度等信息，根据准直器的传递函数计算准直器的指向与目标脉冲星辐射矢量夹角，并以此夹角作为损失函数，通过调整准直器指向，使该损失函数最小时，准直器的指向即为参考矢量的方向。所述的偏振曲线重建方法为：以X射线光子的线偏振为测量对象，先将线偏振方向以为单位划分为N个部分，其中每一个部分代表了偏振方向的一个子集；X射线偏振探测器在原子钟支持下以时间分辨的形式对光子到达时间进行采样，形成光子采样序列，并记录光子偏振信息，根据该偏振信息将该光子分配给对应的偏振子集，分配的原则为J∈[(i-1)2π/N，i2π/N]，其中i表示第i个子集；统计光子采样序列中对应的采样间隔内偏振子集的个数，计算平均偏振方向其中J为平均偏振方向，C为对应的第i个子集中的光子个数；J根据光子采样序列顺序排列形成偏振曲线。所述的旋转角距测量方法为：利用天文观测卫星或者测控站长期测量得到的地球惯性坐标系下的偏振曲线作为标准偏振曲线，存储于脉冲星特征参数数据库；星载X射线偏振探测器获取的偏振曲线经过不断旋转与标准偏振曲线做匹配操作，二者吻合最好时所旋转的角度即为旋转角距。所述的姿态矩阵构造方法为：设X射线和准直器的轴线方向与本地坐标系的Z轴平行，原点在载体质心，X轴指向载体轨道切线方向，Z轴满足右手螺旋定理；在在惯性坐标系中，利用欧拉角表示姿态变换矩阵，有所述的探测器指向控制实现方法为：当准直器通孔截面积为圆形时，探测器指向控制实现方法为调整准直器指向，使其中，式中，S为探测器实际使用有效面积，h为准直器的高，r为准直器界面通孔半径，θ为准直器指向与脉冲星辐射矢量之间的夹角。附图说明图1为本专利技术的利用脉冲星辐射矢量和线偏振信息的航天器姿态测量方法系统结构框图。图2为本专利技术的准直器构型示意图以及探测器有效使用面积与脉冲星辐射方向和准直器指向夹角之间的关系。图3为探测器有效使用面积计算方法示意图。具体实施方式如图1所示，利用脉冲星辐射方向矢量和偏振信息的航天器姿态测量方法，其特征在于包括：准直器1，X射线偏振探测器2、星载原子钟4、脉冲星特征参数库5、脉冲、旋转角距测量单元9、姿态矩阵构造单元10、探测器指向控制单元11和姿态控制平台12；在图1中，X射线偏振探测器2配置准直器1，二者为刚性连接，并且X射线探测器2的探测面与准直器轴线垂直，有效探测面积与准直器横截面腔体相等，由于X射线脉冲星辐射信号具有高度的指向性，当准直器1轴线与X射线辐射方向平行时X射线探测器2能够捕获最大流量强度的X射线脉冲星信号；X射线偏振探测器2在探测并记录X射线脉冲星辐射信号光子时，必须有星载原子钟4支持，原子钟的作用除了维持星上时间外，还被用于标定光子的到达时间，此外原子钟还负责形成需要采样长度的光子采样序列，该序列送至脉冲星信号辨识3；X射线偏振探测器2在记录X射线脉冲星辐射信号光子到达时间的同时，记录该光子的偏振信息，该偏振信息送至偏振曲线重建8。在图1中脉冲星信号辨识3的作用是利用来自X射线探测器2的光子序列完成脉冲星信号检测和识别。由于X射线脉冲星信号具有稳定的辐射脉冲周期和唯一可辨识的特征轮廓，因此具有非常好的可识别性和可检测性。这里检测和识别主要有两个方面的作用，其一：空间飞行的航天器由于随机故障等原因可能导致姿态信息的短暂丢失，恢复过程中，系统无法断定当前从探测器捕获的信号是否属于数据库中的可用星源，此时脉冲星信号辨识单元用于检测本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种利用脉冲星辐射矢量和线偏振信息的航天器姿态测量方法，其特征在于包括：X射线偏振探测器、星载原子钟、脉冲星特征参数库、脉冲星辨识算法库、脉冲星信号辨识单元、参考矢量测量单元、偏振曲线重建单元、旋转角距测量单元、姿态矩阵构造单元、探测器指向控制单元和姿态控制平台；X射线偏振探测器配置准直器，在原子钟的支持下记录光子到达时间及其偏振信息，分别送入脉冲星信号辨识单元和偏振曲线重建单元；脉冲星信号辨识单元从脉冲星辨识算法库中提取脉冲星辨识算法进行星源识别，该识别结果送入参考矢量测量单元，完成脉冲星辐射方向矢量测量，测量结果送至姿态矩阵构造单元；偏振曲线重建单元按照时间重建到达光子偏振信息，形成偏振曲线送至旋转角距测量单元，进行辐射矢量的旋转角测量，测量结果送至姿态矩阵构造单元；姿态矩阵构造单元接收来自参考矢量测量单元的矢量信息和旋转角距测量单元的角距信息构造姿态矩阵送至探测器指向控制单元，形成探测器指向控制指令，该指令送至姿态控制平台完成航天器姿态和探测器指向控制。

【技术特征摘要】
1.一种利用脉冲星辐射矢量和线偏振信息的航天器姿态测量方法，其特征在于包括：X射线偏振探测器、星载原子钟、脉冲星特征参数库、脉冲星辨识算法库、脉冲星信号辨识单元、参考矢量测量单元、偏振曲线重建单元、旋转角距测量单元、姿态矩阵构造单元、X射线偏振探测器指向控制单元和姿态控制平台；X射线偏振探测器配置准直器，在星载原子钟的支持下记录光子到达时间及其偏振信息，分别送入脉冲星信号辨识单元和偏振曲线重建单元；脉冲星信号辨识单元从脉冲星辨识算法库中提取脉冲星辨识算法进行星源识别，该识别结果送入参考矢量测量单元，完成脉冲星辐射方向矢量测量，测量结果送至姿态矩阵构造单元；偏振曲线重建单元按照时间重建到达光子偏振信息，形成偏振曲线送至旋转角距测量单元，进行辐射矢量的旋转角测量，测量结果送至姿态矩阵构造单元；姿态矩阵构造单元接收来自参考矢量测量单元的矢量信息和旋转角距测量单元的角距信息构造姿态矩阵送至X射线偏振探测器指向控制单元，形成X射线偏振探测器指向控制指令，该指令送至姿态控制平台完成航天器姿态和X射线偏振探测器指向控制。2.如权利要求1所述的利用脉冲星辐射矢量和线偏振信息的航天器姿态测量方法，其特征在于，所述脉冲星辨识算法库包括周期辨识算法和轮廓辨识算法，其中周期辨识算法通过对X射线偏振探测器的采样序列做FFT变换，提取一次谐波频率f1与脉冲星特征参数库中的脉冲星频率参数f2逐次比对，使|f1-f2|最小的脉冲星即为所观测脉冲星；轮廓辨识算法通过所获取的脉冲星累积轮廓与脉冲星特征参数库中的标准轮廓匹配，匹配度最好的脉冲星即为所观测脉冲星。3.如权利要求1所述的利用脉冲星辐射矢量和线偏振信息的航天器姿态测量方法，其特征在于，所述的参考矢量测量方法为：根据脉冲星信号辨识单元的结果，从脉冲星特征参数库中提取对应脉冲星辐射强度和背景噪声强度信息，根据准直器的传递函数计算准直器的指向与目标脉冲星辐射矢量夹角，并以此夹角作为损失函数，通过调整准直器指向，使该损...

【专利技术属性】
技术研发人员：张华，许录平，宋诗斌，王勇，谢强，
申请(专利权)人：西安电子科技大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61