[发明专利]基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法

说明书

本发明提供了一种基于地球高轨‑地月平动点异构星座的航天器导航方法，首先利用脉冲星探测器与星间测距观测设备，获取相应的脉冲星与星间测距观测量，实现地球高轨‑地月平动点异构星座的自主导航；当异构星座实现自主导航以后，航天器上只要安装星间测距观测设备，观测异构星座就可以获取相应的位置信息，通过相应的导航方法确定自身的位置与速度，实现航天器的自主导航。与依靠地面测控系统进行导航的方法相比，本发明的基于异构星座的航天器自主导航方法具有通信时延小、信号衰减少、定位精度高、导航效率高的特点。

技术领域

本发明涉及航天器导航方法，特别的，涉及一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的地月空间航天器导航方法。

背景技术

导航定位是深空探测任务中的关键技术之一。当前，航天器的导航信息大多通过地面测控系统提供。然而对于深空航天器来说，较大的通信延迟使其无法实时获得导航信息；信号的极大衰弱也降低了深空航天器的定位精度。为了降低运营成本，提高航天器的自主性与生存能力，实现深空航天器的自主导航十分必要。

在已有的发明方法中，申请号为201310377058.3的专利提出了一种深空自主导航系统信标布置及自主导航方法，该方法仅说明了深空自主导航系统的信标如何进行空间配置，对信标的自主导航方法及如何应用没有具体说明；申请号为201010144459.0的专利提出了一种多信息融合编队航天器自主相对导航方法，该方法利用脉冲星为编队航天器提供绝对位置信息，该方法以脉冲到达时间作为观测量，其观测量是绝对观测，定位精度低、定位误差较大，另有中国专利201510824899.3公开了一种对月球空间无缝覆盖的拉格朗日导航星座及其构建方法，该星座只对导航星座的构型进行了说明，而没有对导航星座自身如何实现导航进行说明。

因此，现有技术中需要一种通信时延小、信号衰减少且定位精度高的方案来实现深空航天器的导航。

发明内容

本发明目的在于提供一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器自主导航方法，以解决背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步，对异构星座进行空间配置：将航天器配置在地球的高轨与地月平动点处，由地球高轨与地月平动点处的航天器共同构成异构星座；

第二步，实现异构星座的自主导航：

2.1)根据异构星座中各航天器的动力学模型建立异构星座的状态方程；

2.2)使异构星座中的两颗航天器接收同一脉冲星的脉冲信号，同时该两颗航天器进行星间测距，建立基于脉冲差分观测和星间测距观测的异构星座观测方程；

2.3)采用非线性滤波算法处理动力学模型与观测信息，对异构星座中的各航天器状态进行估计，实现异构星座的自主导航；

第三步，实现地月空间航天器的自主导航：

以实现了自主导航的异构星座作为地月空间航天器的导航基准，地月空间航天器通过与异构星座中的航天器相互通信，即可获得相应的导航信息，实现自主导航。

第2.1步中建立异构星座的状态方程具体为：

根据式1所示的地球高轨动力学方程及式2所示的平动点轨道动力学方程，建立式4所示的异构星座的状态方程；

式1中，μ_E为地球的引力常数，r_i为第i个航天器距离地球质心的距离，v_i为第i个航天器的速度；

式2中：