[发明专利]基于X射线脉冲星的航天器姿态和位置测量系统及方法

权利要求书

1.基于X射线脉冲星的航天器姿态和位置测量系统，其特征在于，所述系统包括：星载X射线探测器、准直器、星载原子钟、X射线脉冲星特征参数数据库、X射线脉冲星辨识算法库、太阳系行星参数数据库、星载计算机、地平敏感仪，导航算法库、星载万向支架等；其中

所述星载计算机根据当前所记录的航天器姿态和所述X射线脉冲星特征参数数据库，控制所述星载万向支架支撑星载X射线探测器指向目标脉冲星；

所述星载X射线探测器配合所述准直器，测量到达所述星载X射线探测器的X射线脉冲星信号的光子流量强度，从而计算得出所述星载X射线探测器指向与脉冲星辐射矢量的偏差，将该偏差反馈到所述星载计算机用于进行航天器姿态的控制增强，不断调整所述星载X射线探测器指向控制，以获得精确地脉冲星辐射方向矢量；

所述地平敏感仪敏感地平得到地平线张角，从而计算地心方向矢量，将该地心方向矢量和所述脉冲星辐射方向矢量共同送至所述星载计算机中的脉冲星定姿算法，同时将所述地平线张角和所述脉冲星辐射方向矢量共同送至脉冲星定位算法；

所述星载计算机调用所述导航算法库中的联合定位算法对定姿算法和定位算法进行结合，输出高精度的自主导航参数信息，包括姿态和位置。

2.根据权利要求1所述的航天器姿态和位置测量系统，其特征在于，所述星载X射线探测器与所述准直器配合用于接收脉冲星辐射的X射线，所述准直器安装于所述星载X射线探测器的前部；所述准直器由若干空心圆柱体互相紧密排列组合而成。

3.一种使用根据权利要求1所述的系统进行航天器姿态和位置测量的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

（1）探测目标脉冲星：所述星载计算机根据当前所记录的航天器姿态和所述X射线脉冲星特征参数数据库，控制所述星载万向支架支撑星载X射线探测器指向目标脉冲星；

（2）调整所述星载X射线探测器方向：所述星载X射线探测器配合所述准直器，测量X射线脉冲星信号的光子流量强度，并计算得出所述星载X射线探测器指向与脉冲星辐射矢量的偏差；

（3）校正目标脉冲星位置：将步骤（2）获得的偏差反馈到所述星载计算机用于进行航天器姿态的控制增强，从而不断调整所述星载X射线探测器指向控制，以获得精确地脉冲星辐射方向矢量；

（4）确定航天器姿态与位置：所述地平敏感仪敏感地平得到地平线张角，从而计算地心方向矢量，将该地心方向矢量和所述脉冲星辐射方向矢量共同送至所述星载计算机中的脉冲星定姿算法，同时将所述地平线张角和所述脉冲星辐射方向矢量共同送至脉冲星定位算法；所述星载计算机调用所述导航算法库中的联合定位算法对定姿算法和定位算法进行结合，输出高精度的自主导航参数信息，包括姿态和位置。

4.根据权利要求3所述航天器姿态和位置测量的方法，其特征在于，所述步骤（2）中的偏差获取方法如下：首先定义两个坐标系，分别是B-系和C-系，B-系的坐标原点为航天器的质心，其X轴指向航天器的前进方向，Z轴垂直于偏航平面，Y轴根据右手定则确定，即(X_B,Y_B,Z_B)；C-系(X_C,Y_C,Z_C)中，Y_C平行于支架的水平轴，Z_C指向探测器的中心轴，X_C垂直于Y_C和Z_C的平面；明显地，所述星载X射线探测器指向控制矢量Z_C与脉冲星辐射矢量的夹角θ是所要求的偏差，其中，C-系与B-系的坐标原点相同。