[发明专利]基于观测量频谱分析与最优估计的伴飞目标相对导航方法

权利要求书

1.一种基于观测量频谱分析与最优估计的伴飞目标相对导航方法，其特征在于，包括：

(1)根据目标视线角观测量，采用无迹卡尔曼滤波算法，确定目标相对运动轨道；

(2)从视线角偏置线性回归模型系数数据库中提取得到与所述确定的目标相对运动轨道相匹配的目标视线角偏置线性回归系数；

(3)对于观测时间段内目标视线角观测值，利用最优估计方法确定目标实际观测视线角偏置；

(4)将目标视线角偏置线性回归系数和目标实际观测视线角偏置带入视线角偏置回归模型，求解得到目标平纬度幅角，以完成伴飞轨道改进；

其中：

通过如下步骤建立视线角偏置线性回归模型系数数据库：

针对不同的伴飞相对运动轨道，以预置步长进行目标视线角解算，得到一个伴飞轨道周期内的目标视线角变化曲线；

根据目标视线角变化曲线，利用最优估计方法确定各伴飞相对运动轨道对应的视线角频谱参数；

从各伴飞相对运动轨道参数和视线角频谱参数中分别提取得到平纬度幅角和对应的视线角偏置；

根据提取得到的平纬度幅角和对应的视线角偏置，利用最小二乘估计法，确定各伴飞相对运动轨道对应的视线角偏置线性回归系数，并保存，得到视线角偏置线性回归模型系数数据库。

2.根据权利要求1所述的基于观测量频谱分析与最优估计的伴飞目标相对导航方法，其特征在于，针对不同的伴飞相对运动轨道，以预置步长进行目标视线角解算，得到一个伴飞轨道周期内的目标视线角变化曲线，包括：

设观测卫星的轨道根数为σ_o＝[a,e,i,Ω,ω,M]^T，其中a、e、i、Ω、ω、M分别表示观测卫星轨道半长径、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角和平近点角；δe、δi、δΩ、δω、δM分别表示观测卫星偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角和平近点角的偏差；伴飞卫星的轨道根数为σ_t＝σ_o+δσ，其中，δσ＝[0,δe,δi,δΩ,δω,δM]^T；表示伴飞卫星与观测卫星对应轨道根数的偏差；

由σ_o和σ_t通过星历计算，分别得到观测卫星和伴飞卫星在地心J2000坐标系下的状态矢量X_o＝[r_o,v_o]^T和X_t＝[r_t,v_t]^T，其中r_o,v_o分别表示观测卫星的位置、速度矢量，r_t,v_t分别表示伴飞卫星的位置、速度矢量；

对于给定的σ_o和δσ组合，分别以Δt为步长，计算一个周期内的目标视线角，得到一个伴飞轨道周期内的目标视线角变化曲线。

3.根据权利要求2所述的基于观测量频谱分析与最优估计的伴飞目标相对导航方法，其特征在于，

通过离线计算，建立视线角偏置线性回归模型系数数据库。

4.一种基于观测量频谱分析与最优估计的伴飞目标相对导航系统，其特征在于，包括：

确定模块，用于根据目标视线角观测量，采用无迹卡尔曼滤波算法，确定目标相对运动轨道；

提取模块，用于从视线角偏置线性回归模型系数数据库中提取得到与所述确定的目标相对运动轨道相匹配的目标视线角偏置线性回归系数；其中，通过如下步骤建立视线角偏置线性回归模型系数数据库：针对不同的伴飞相对运动轨道，以预置步长进行目标视线角解算，得到一个伴飞轨道周期内的目标视线角变化曲线；根据目标视线角变化曲线，利用最优估计方法确定各伴飞相对运动轨道对应的视线角频谱参数；从各伴飞相对运动轨道参数和视线角频谱参数中分别提取得到平纬度幅角和对应的视线角偏置；根据提取得到的平纬度幅角和对应的视线角偏置，利用最小二乘估计法，确定各伴飞相对运动轨道对应的视线角偏置线性回归系数，并保存，得到视线角偏置线性回归模型系数数据库；

解算模块，用于对于观测时间段内目标视线角观测值，利用最优估计方法确定目标实际观测视线角偏置；

修正模块，用于将目标视线角偏置线性回归系数和目标实际观测视线角偏置带入视线角偏置回归模型，求解得到目标平纬度幅角，以完成伴飞轨道改进。