[发明专利]基于引力场的航天器惯性导航方法、系统、介质及设备

说明书

本发明涉及一种基于引力场的航天器惯性导航方法、系统、介质及设备，该方法包括确定初始参数；确定当前时刻测地线基准点的时间变化率和六维根数；获取当前时刻航天器的实测参数；根据初始参数、当前时刻测地线基准点的时间变化率和六维根数、以及当前时刻航天器的实测参数，计算当前时刻航天器相对测地线基准点的六维根数改变量；根据当前时刻测地线基准点的六维根数和六维根数改变量，计算当前时刻航天器的六维根数，作为下一时刻航天器的初始参数。本发明在惯性导航的基础上，用相对论理论对导航方法做进一步改进，避免惯性导航随时间的积累误差，以期达到更高导航精度。

技术领域

本发明涉及导航领域，具体涉及基于引力场的航天器惯性导航方法、系统、介质及设备

背景技术

军事卫星、空间站等重大航天器是实施太空战略威慑和空天一体化军事力量的重要保障，该领域对导航系统测量精度要求很高。目前，国内外航天器的空间导航方法主要有三种：惯性导航、卫星导航和脉冲星导航。三种方法各有优缺点，目前只能通过组合模式导航或者硬件设备改进来提高导航精度，而理论算法上没有新的突破。

目前惯性导航技术存在的主要问题是需要对加速度进行两次积分，导致随时间积累误差增大，影响长期定位精度，且航天器导航模型理论涉及到大范围的引力场分布和时空弯曲效应，在此情况下相对论效应不能忽略。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提供一种基于引力场的航天器惯性导航方法、系统、介质及设备，旨在惯性导航的基础上，用相对论理论对导航方法做进一步理论创新，避免惯性导航随时间的积累误差，以期达到更高导航精度。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：

本发明提供一种基于引力场的航天器惯性导航方法，包括：

确定前一时刻航天器和测地线基准点的参数作为初始参数，所述初始参数包括前一时刻航天器和测地线基准点的六维根数、初始固有时间和航天器测量时间间隔；

确定当前时刻测地线基准点的时间变化率和六维根数；

获取当前时刻航天器的实测参数，所述实测参数包括牛顿非引力和引力梯度；

根据所述初始参数、当前时刻测地线基准点的时间变化率和六维根数、以及当前时刻航天器的实测参数，计算当前时刻航天器相对测地线基准点的六维根数改变量；

根据当前时刻测地线基准点的六维根数和所述六维根数改变量，计算当前时刻航天器的六维根数，作为下一时刻航天器的初始参数。

为实现上述发明目的，本发明还提供一种基于引力场的航天器惯性导航系统，包括：

第一确定模块，用于确定前一时刻航天器和测地线基准点的参数作为初始参数，所述初始参数包括前一时刻航天器和测地线基准点的六维根数、初始固有时间和航天器测量时间间隔；

第二确定模块，用于确定当前时刻测地线基准点的时间变化率和六维根数；

获取模块，用于获取当前时刻航天器的实测参数，所述实测参数包括牛顿非引力和引力梯度；

第一计算模块，用于根据所述初始参数、当前时刻测地线基准点的时间变化率和六维根数、以及当前时刻航天器的实测参数，计算当前时刻航天器相对测地线基准点的六维根数改变量；

第二计算模块，用于根据当前时刻测地线基准点的六维根数和所述六维根数改变量，计算当前时刻航天器的六维根数，作为下一时刻航天器的初始参数。

本发明还提供一种计算机可读存储介质，包括指令，当所述指令在计算机上运行时，使所述计算机执行上述方法。

本发明还提供一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上的并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现上述方法。