[发明专利]一种航天器组合导航方法

摘要

本发明涉及一种航天器组合导航方法，基于PI滤波的星敏/地平仪/惯性自主天文组合导航，解决了由于加表存在漂移不能长时间基于惯导输出的位置/速度计算轨道参数问题。基于星敏与地平仪确定的地心指向偏差修正惯导输出的位置和速度，惯性‑天文组合导航可以抑制惯导累积误差，本发明在星上GNSS兼容机异常，且没有地面实时上注轨道参数等异常情况下，利用星敏与地平仪惯性‑天文组合导航输出的位置/速度计算相应的轨道参数，可以确保基于星敏确定本体相对轨道系的姿态。与现有技术相比，其优点和有益效果在于算法简单、有效，且易于工程实现。

主权项

1.一种航天器组合导航方法，其特征在于，包含以下过程：基于星敏与地平仪地心指向偏差计算惯导位置误差，基于PI滤波估计位置/速度误差修正量；基于J2000惯性系进行惯导解算，并基于位置/速度误差修正量进行惯性‑天文组合导航；基于惯性‑天文组合导航输出的位置/速度计算轨道参数，并基于星敏确定星体相对轨道系的姿态；其中，对星敏根据曝光时差及数据采集延时进行修正，并扣除安装矩阵后，得到星体相对J2000惯性系姿态四元数为q_bi，结合J2000惯性系到轨道系姿态四元数q_oi，求得本体相对轨道系姿态四元数q_bo如下：令q_bo＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T，以四元数形式表示的转换矩阵如下：以欧拉角3‑1‑2转序表示的转换矩阵如下：其中：为滚动姿态角，θ为俯仰姿态角，ψ为偏航姿态角；求得星体相对轨道系姿态如下：地心指向偏差角近似解算，得到相对轨道系地心指向滚动偏差角俯仰偏差角dθ如下：dθ＝θ‑θ_H其中，为地平仪输出的滚动角、θ_H为地平仪输出的俯仰角。