[发明专利]一种基于恒星视线相对论效应的航天器自主导航方法

说明书

本发明涉及一种基于恒星视线相对论效应的航天器自主导航方法，在航天器上，利用空间光学干涉仪测量恒星角距，其取值反应了航天器运动造成的恒星光行差，以及天体引力场导致的光线引力偏折效应的大小。恒星光行差反映了垂直于恒星视线方向航天器的运动速度，而光线引力偏折效应反映了航天器与引力体的相对位置关系，二者均包含了航天器自主导航所需信息。进而，结合航天器轨道动力学方程，通过导航滤波算法处理一个时间序列上的恒星角距观测量，获得航天器位置矢量和速度矢量的估计值。本发明不依赖地面测控和星间链路、不易受电磁干扰，易于以现阶段测量敏感器技术水平达到较高的定位精度，可用于地球轨道航天器，也可用于深空探测器自主导航。

技术领域

本发明涉及一种基于恒星视线相对论效应的航天器自主导航方法，属于航天控制技术领域。

背景技术

传统的航天器自主天文导航方法包括基于光学敏感器测量地心矢量的导航方法，以及X射线脉冲星导航方法等，其中，基于光学敏感器测量地心矢量的导航系统受地心方向提取精度的限制，定位精度通常在km量级，难以满足航天器高精度自主导航的要求；X射线脉冲星导航系统的测量精度取决于X射线探测器的有效面积，X射线探测器往往具有较大的质量和体积，限制了该方法的应用范围。2018年，在美国NASA(国家航空航天局)资助的“空间站X射线计时与导航技术试验(SEXTANT)”中，基于体积1m³、重量372kg的X射线探测器，在轨实现的定位精度为5-10km。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，针对现有自主天文导航方式精度受限的问题，提出一种基于恒星视线相对论效应的航天器自主导航方法，不依赖地面测控和星间链路、以现阶段测量敏感器技术水平达到较高的定位精度。

本发明的技术解决方案是：一种基于恒星视线相对论效应的航天器自主导航方法，该方法步骤如下：

(1)、选择航天器的位置矢量和速度矢量在地心惯性坐标系的投影，以及空间光学干涉仪光程差偏移矢量的组合作为航天器自主导航系统的状态向量；

(2)、在航天器上，通过配置具有多条基线的空间光学干涉仪，获取恒星角距观测量，恒星角距观测量反映了恒星光行差和光线引力偏折这两种相对论效应对恒星视线方向测量的影响；

(3)、通过扩展卡尔曼滤波算法处理步骤(2)得到的恒星角距观测量，获得状态向量的估计值，即航天器位置矢量、速度矢量和空间光学干涉仪光程差偏移矢量，从而实现了基于恒星视线相对论效应的航天器自主导航。

所述航天器自主导航系统的状态向量为：

其中，r_k＝[r_xk r_yk r_zk]^T表示航天器本体的三轴位置矢量在地心惯性坐标系的投影，v_k＝[v_xk v_yk v_zk]^T表示航天器本体的三轴速度矢量在地心惯性坐标系的投影，κ_k＝[κ_1kκ_2k κ_3k]^T表示空间光学干涉仪光程差偏移矢量，κ_mk为对应空间光学干涉仪第m条可用基线的光程差，1≤m≤3；下标k表示离散的时间，为第k个计算周期。

所述步骤(3)中通过扩展卡尔曼滤波算法处理恒星角距观测量，获得状态向量的估计值的递推计算公式具体为：