[发明专利]基于地球高轨-地月平动点异构星座的航天器导航方法

摘要

本发明提供了一种基于地球高轨‑地月平动点异构星座的航天器导航方法，首先利用脉冲星探测器与星间测距观测设备，获取相应的脉冲星与星间测距观测量，实现地球高轨‑地月平动点异构星座的自主导航；当异构星座实现自主导航以后，航天器上只要安装星间测距观测设备，观测异构星座就可以获取相应的位置信息，通过相应的导航方法确定自身的位置与速度，实现航天器的自主导航。与依靠地面测控系统进行导航的方法相比，本发明的基于异构星座的航天器自主导航方法具有通信时延小、信号衰减少、定位精度高、导航效率高的特点。

主权项

1.一种基于地球高轨‑地月平动点异构星座的航天器导航方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步，对异构星座进行空间配置：将航天器配置在地球的高轨与地月平动点处，由地球高轨与地月平动点处的航天器共同构成异构星座；第二步，实现异构星座的自主导航：2.1)根据异构星座中各航天器的动力学模型建立异构星座的状态方程；2.2)使异构星座中的两颗航天器接收同一脉冲星的脉冲信号，同时该两颗航天器进行星间测距，建立基于脉冲差分观测和星间测距观测的异构星座观测方程；2.3)采用非线性滤波算法处理动力学模型与观测信息，对异构星座中的各航天器状态进行估计，实现异构星座的自主导航；第三步，实现地月空间航天器的自主导航：以实现了自主导航的异构星座作为航天器的导航基准，地月空间航天器通过与异构星座中的航天器相互通信，即可获得相应的导航信息，实现自主导航；第2.1步中建立异构星座的状态方程具体为：根据式1所示的地球高轨动力学方程及式2所示的平动点轨道动力学方程，建立式4所示的异构星座的状态方程；式1中，μ_E为地球的引力常数，r_i为第i个航天器距离地球质心的距离，v_i为第i个航天器的速度；式2中：x、y、z分别为地月旋转坐标系中，地月平动点航天器的位置矢量在坐标系三轴的分量，v_x,v_y,v_z为地月平动点处航天器的速度矢量在坐标系三轴的分量，w_x,w_y,w_z、为状态噪声；分别为地月平动点处的航天器相对于地球与月亮的距离，μ＝m₂/(m₁+m₂)为系统的质量比参数，m₁、m₂分别为地球与月亮的质量；根据上述式1的二体轨道动力学模型和式2的圆形限制性三体轨道的动力学模型，可以分别得到异构星座中位于地球高轨与地月旋转坐标系的航天器的状态方程，记为式4：式4中，w为状态噪声，做零均值白噪声处理。