[发明专利]面向编队飞行的太阳TDOA量测方法及组合导航方法

权利要求书

1.一种面向编队飞行的太阳TDOA量测方法，其特征在于：通过编队飞行的探测器接收光子到达时间之差来预估探测器在太阳径向方向上的距离，实现方式包括建立太阳TDOA量测模型如下，

Z₁(t)＝h₁[X(t),t]+V₁(t) (式一)

其中，Z₁(t)为探测器在太阳径向方向上相对距离的测量值，V₁(t)为测量噪声，h₁[X(t),t]是测量方程，X(t)是探测器的状态矢量，t是时间，TDOA表示编队飞行的探测器测量的光子到达时间之差；

其中，c是真空中的光速，|r₁|和|r₂|分别是两个探测器在太阳径向方向上的距离，表示为，

c(t₁-t₀)＝|r₁| (式三)

c(t₂-t₀)＝|r₂| (式四)

其中，t₀是光子从太阳表面发出的时刻，t₁和t₂分别是光子到达编队飞行的两探测器时间。

2.一种根据权利要求1所述面向编队飞行的太阳TDOA量测方法实现的组合导航方法，其特征在于：对编队飞行中的两个探测器执行包括以下步骤，

步骤B1，建立面向编队飞行的轨道动力学模型，

编队飞行的状态矢量表示为，

其中，第i颗探测器的状态矢量为，

其中，i＝0,1是探测器的序号，rⁱ＝[x⁽ⁱ⁾,y⁽ⁱ⁾,z⁽ⁱ⁾]^T和分别为第i颗探测器的位置和速度矢量，x⁽ⁱ⁾,y⁽ⁱ⁾,z⁽ⁱ⁾分别是第i颗探测器的位置在三轴上的分量，分别是第i颗探测器的速度在三轴上的分量；

选取日心惯性坐标系，则第i颗探测器的轨道动力学模型为，

其中，分别是x⁽ⁱ⁾，y⁽ⁱ⁾，z⁽ⁱ⁾，的导数，μ_s,μ_m,μ_e分别是太阳、火星和地球的引力常数，分别是第i颗探测器到达太阳质心，火星质心以及地球质心的距离；r_se、r_sm分别是地球质心，火星质心到太阳质心之间的距离；ΔF_x,ΔF_y,ΔF_z是摄动力；

式(七)表示为，

其中，是X⁽ⁱ⁾的导数，是t时刻的f(X⁽ⁱ⁾,t)是第i颗探测器的状态转移模型，w⁽ⁱ⁾(t)为时刻t第i颗探测器的系统噪声，X是状态矢量，表示为，

其中，分别是探测器1和探测器2的状态矢量，r₁^T、分别是两探测器的位置矢量，分别是两探测器的速度矢量；

步骤B2，建立火星方向量测模型如下，

其中，是火星方向量测模型，r_m是火星相对于太阳的位置；r_i是编队飞行的探测器位置，i＝1,2分别对应探测器1和探测器2；为量测量对应的量测噪声；

步骤B3，建立星间链路测距模型如下，

Z₃(t)＝h₃[X(t),t]+V₃(t) (式十三)

其中，Z₃(t)为星间链路测距模型，V₃(t)为测量噪声，h₃[X(t),t]是测量方程，表示如下，

其中，x¹、y¹、z¹为探测器1的三维位置；x²、y²、z²为探测器2的三维位置；

上述步骤完成后，采用扩展卡尔曼滤波器EKF作为导航滤波器，利用星敏感器获得天体方位信息、星间链路测量值以及在太阳径向方向上的相对距离，结合编队飞行的探测器轨道动力学模型，在EKF作用下，获得估计的探测器的位置和速度信息。