[发明专利]一种航天器间近距离自主相对导航方法

说明书

本发明公开一种航天器间近距离自主相对导航方法，包括以下步骤：通过综合信息处理器得到追踪航天器的初始导航信息；根据追踪航天器的初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的初始导航信息；根据目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息；通过目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息。本发明能够提高追踪航天器与目标航天器之间的相对导航的精度。

技术领域

本发明涉及航天航空技术领域，特别是涉及一种航天器间近距离自主相对导航方法。

背景技术

相对导航是空间飞行器交会对接中的关键技术，在追踪航天器无法与目标航天器进行通信，且不依赖地面的情况下，追踪航天器无法获取目标精确的导航定位信息，这种情况下的相对导航更具挑战性，目前，针对不进行相互通信的两航天器的相对测量，主要以追踪航天器上的微波雷达、视觉相机(红外或可见光)和激光测距仪作为测量设备，其中微波雷达可以直接提供相对视线角和相对距离信息，视觉相机和激光测距仪联合使用的作用与微波雷达相同，因此对于相对导航来说，采用何种测量设备区别较小。

进行相对导航首先必须确定相对运动方程。对于目标在圆轨道上运行的情况，目前有两种方法获得相对运动方程，一种是基于C-W方程，另一种是分别写出目标航天器的轨道方程和追踪航天器的轨道方程，二者相减得到相对运动方程。前者方法是后者方法的近似简化，对于与目标相距几公里范围以内的情况均适用。

一些研究是基于C-W方程推导扩展卡尔曼滤波方程，将测量设备获得的信息通过追踪航天器自身绝对导航的信息转换至相对运动方程中，作为滤波方程的新信息。还有一些研究是基于轨道方程相减得到的相对运动方程推导扩展卡尔曼滤波方程，将追踪航天器自身的绝对导航信息作为滤波状态方程中的已知信息。

由上述两类主要的方法可知，目前的研究均以追踪航天器(简称“追踪航天器”)自身的绝对导航信息已知为前提，因此追踪航天器绝对导航信息的误差将对相对导航的精度产生影响。但是，当追踪航天器采用不依赖地面的“惯性+GNSS”组合导航方法时，绝对导航精度将受限于GNSS导航接收机的精度。而在工程实际应用中，现有导航接收机产品的定位误差一般不小于40m(3σ)，难以满足相对导航的精度要求。例如，追踪航天器在距目标性60m的距离开展绕飞观测，而追踪航天器自身绝对导航的误差已达到40m(3σ)(当追踪航天器采用组合导航时，精度与GNSS一致，当前GNSS的精度一般不小于40m(3σ)，因此追踪航天器的导航精度只能达到40m(3σ))，相对导航的误差将更大，甚至难以有效控制追踪航天器与目标航天器保持安全距离。

发明内容

本发明的目的在于提供特别是涉及一种航天器间近距离自主相对导航方法，能够提高追踪航天器与目标航天器之间的相对导航的精度。

为达到上述目的，本发明第一方面提出一种航天器间近距离自主相对导航方法，包括以下步骤：

通过综合信息处理器得到追踪航天器的初始导航信息；

根据追踪航天器的初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的初始导航信息；

根据目标航天器在赤惯系中的所述初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息；

通过目标航天器在赤惯系中的绝对导航信息得到追踪航天器与目标航天器之间的相对运动信息。

优选地，所述根据追踪航天器的初始导航信息得到目标航天器在赤惯系中的初始导航信息包括：

通过下式得到目标航天器在赤惯系中的初始位置：

其中，为目标航天器在赤惯系中的初始位置，为追踪航天器的初始位置，F_bI0为赤惯系至追踪航天器本体系的坐标转换矩阵，为目标航天器为追踪航天器之间的相对位置关系；

通过下式得到目标航天器在赤惯系中的初始速度：