基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法与流程

本发明属于航天器编队飞行空间测量领域，尤其涉及一种基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法。

背景技术：

大椭圆轨道(High Elliptical Orbit，HEO)卫星的轨道偏心率大于0.6，近地点高度在300千米～1000千米之间，远地点处的高度要高于地球静止轨道卫星(36000千米)。HEO卫星具有覆盖区域广，覆盖时间长的特点，因此在很多领域都得到了应用，例如导弹预警，气象探测，导航定位，空间科学探索等。早期的HEO卫星主要应用于军事领域，其中的典型代表有俄罗斯的“闪电”系列卫星；美国的“折叠椅”，“军号”卫星。可以说，尽管目前世界各国研究的重点仍然是低轨卫星和中轨卫星，但HEO卫星由于其自身独特的轨道特点，可以做为现有卫星的补充，必将拥有广泛的应用前景。

HEO卫星群在空间运行过程中所经历的空间环境比较复杂，要想实现其高精度的自主导航，必须解决两方面问题：一方面，当噪声的分布并不确定时，所采用的滤波算法是否具有较强的自适应能力使得滤波结果收敛，并且保证足够高的精度；另一方面，HEO卫星的速度和加速度在近地点附近会出现较为剧烈的变化，即存在着高速度高动态的问题，它会导致滤波结果出现波动的情况。

为了HEO卫星进行编队飞行以及共位控制，必须首先能实时获得卫星的位置和姿态信息，并且不能对临星产生干扰，由于HEO卫星远地点通常在36000km高度，HEO卫星存在导航观测信号不足的问题：(1)常用GNSS导航方式存在导航信号弱、地球遮挡和可见卫星少等严重问题；(2)其它导航方式：地磁场无法使用，雷达高度计仅限于近地轨道导航，都难以作为观测信息满足整个轨道周期导航要求，因此这就使得研究HEO卫星引入新观测方法显得迫切重要。

技术实现要素：

发明目的：本发明针对HEO卫星编队飞行观测信息不足导致导航精度较低的问题，提出一种基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法，为编队飞行的HEO卫星提供高精度相对观测信息。

技术方案：一种基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法，步骤如下：

(1)以HEO卫星对地观测为任务需求，将两个HEO卫星分别设为主星和子星，设计主星和子星编队飞行构型及轨道参数；

(2)根据地心惯性坐标系下主星相对轨道动力学模型，建立自主导航系统状态模型；

(3)根据计算的主星和子星相对距离，判断子星是否满足星敏感器观测距离要求，满足则进入步骤(4)，否则进入步骤(12)；

(4)根据解算的太阳、地球和子星三者位置关系，判断子星是否处在太阳光照区，是则进入步骤(5)，否则进入步骤(12)；

(5)根据解算的地球、主星和子星三者位置关系，判断地球是否进入星敏感器视场，是则进入步骤(6)，否则进入步骤(12)；

(6)根据计算的子星可视星等，判断子星可视星等是否小于星敏感器可观测阈值，是则进入步骤(7)，否则进入步骤(12)；

(7)根据计算的子星相对主星方向矢量与星敏感器光轴指向夹角，判断子星是否在星敏感器视场范围内，是则进入步骤(8)，否则计算利用万向轴调整星敏感器光轴指向后，继续判断，是则进入步骤(8)，否则进入(12)；

(8)根据计算的子星在星敏感器二维像面阵坐标，判断子星是否在星敏感器二维像面阵内，是则进入步骤(9)，否则进入步骤(12)；

(9)计算子星相对主星的理论方向矢量和方位角与俯仰角，进入步骤(10)；

(10)调整星敏感器真实光轴指向与理论方向矢量一致，对子星进行真实观测，计算子星相对主星真实方向矢量，建立以单位方向矢量和距离为观测量的观测方程，进入步骤(11)；

(11)对所建立的状态模型和观测方程离散化，利用Unscented卡尔曼滤波算法估计主星位置和速度；

(12)结束观测。

进一步的，所述步骤(1)中的轨道参数包括轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω、过近地点时刻tp。

进一步的，所述步骤(2)中建立自主导航系统状态模型过程如下：

在地心惯性坐标系下，当主星位置距离大于子星与主星相对距离的时候，建立主星相对目标子星轨道动力学模型

其中，δr⁽¹⁰⁾为子星相对主星方向矢量，r⁽⁰⁾为主星位置矢量，μe为地球引力常数，af为摄动力影响；

定义状态变量x＝[(δr⁽¹⁰⁾)^T(δv⁽¹⁰⁾)^T]^T，建立自主导航系统状态模型；

其中，f[x(t),t]为系统非线性连续状态转移函数，w(t)为状态噪声。

进一步的，所述步骤(3)中判断子星是否满足星敏感器观测距离要求过程如下：

计算主星相对子星距离|δr⁽¹⁰⁾|，判断其是否满足条件

Lmin≤|δr⁽¹⁰⁾|≤Lmax (3)

其中，δr⁽¹⁰⁾＝|δr⁽¹⁰⁾|＝|r⁽¹⁾-r⁽⁰⁾|，r⁽⁰⁾和r⁽¹⁾为主星和子星位置矢量；Lmin和Lmax为星间观测所需最小和最大距离。

进一步的，所述步骤(4)中判断子星是否处在太阳光照区过程如下：

分析地球阴影范围以及子星运行穿过该阴影范围的临界条件，设子星位置矢量r⁽¹⁾与太阳位置矢量r^(sun)夹角为ψ，子星进入和离开地球阴影范围的临界夹角为ψcri，则子星处在太阳光照区需要满足条件：

ψ＜ψcri (6a)。

进一步的，所述步骤(5)中判断地球是否进入星敏感器视场过程如下：

设主星位置矢量r⁽⁰⁾和子星相对主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾的夹角为θ，被地球遮挡导致背景光线过弱的临界条件是子星相对主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾与地球边缘相切，定义此临界夹角为θcri，则地球未进入星敏感器视场条件为：

θ＞θcri (9)。

进一步的，所述步骤(6)中判断子星可视星等是否小于星敏感器可观测阈值过程如下：

引入可视星等分析子星的可见性，可视星等值越小，表明天体越亮；反之，天体则越暗；设星敏感器可观测阈值为mthr，子星可视星等为m，子星被观测到其可视星等需要满足条件

m＜mthr (14)。

进一步的，所述步骤(7)中判断子星是否在星敏感器视场范围内过程如下：

设子星相对主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾与星敏感器光轴指向矢量夹角为星敏感器视场角为FOV，则子星相对主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾在星敏感器视场范围内需要满足条件

如果子星相对主星矢量δr⁽¹⁰⁾不在视场范围内，计算利用万向轴调整星敏感器光轴指向，使其进入视场范围，如果转动后仍不能进入视场，则无法观测。

进一步的，所述步骤(8)中判断子星是否在星敏感器二维像面阵内过程如下：

根据子星相对主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾投影在星敏感器二维像面阵的几何关系，解其坐标为设二维像面阵长度和宽度分别为IPlongth和IPwidth，则子星在像平面坐标需要满足条件

进一步的，所述步骤(9)中计算子星相对主星理论方向矢量和方位角与俯仰角具体为：

子星相对主星单位方向矢量由星敏感器获得，得子星相对主星方位角α与俯仰角δ，主星和子星相对距离|δr⁽¹⁰⁾|由星间链路获得，得到子星相对主星理论方向矢量δr⁽¹⁰⁾

其中，

子星相对主星方位由方位角和俯仰角描述，在卫星本体坐标系ob-xbybzb中，定义方位角α为δr⁽¹⁰⁾在ob-ybzb平面的投影与yb轴夹角，俯仰角δ为δr⁽¹⁰⁾与xb轴夹角，表示为

其中，是地心惯性坐标系相对本体坐标系姿态转换矩阵。

进一步的，所述步骤(10)中计算子星相对卫星真实方向矢量具体为：

根据所述步骤(9)所得子星相对主星理论方向矢量和方位角与俯仰角，卫星采用万向轴调整星敏感器光轴指向与理论方向矢量相吻合，并利用星敏感器进行实际测量；

主星星敏感器真实观测子星，输出子星相对主星单位方向矢量真实测量值由卫星激光测距仪测量卫星和主星之间的实际测量值建立子星相对卫星观测方程为：

其中，

进一步的，所述步骤(11)中对状态模型和观测模型离散化，并利用Unscented卡尔曼滤波算法估计主星位置和速度具体为：

对步骤(2)中状态模型及步骤(10)中观测方程进行离散化

yk＝g(xk)+vk (22b)

式中，k＝1,2，…，f(xk,uk)为离散后的状态转移方程，g(xk)为离散后的观测方程，w(k)和v(k)分别为离散后的系统噪声和观测噪声；

利用Unscented卡尔曼滤波算法，结合步骤(11)所述的状态模型和观测方程进行滤波，根据状态向量可得相应的Unscented采样点，利用系统状态模型，对采样点进行一步预测，并得出与上一时刻滤波得到的迭代状态值之间的协方差阵，以消除状态模型中模型误差的影响。

工作原理：本发明是一种基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法，利用主星星敏感器自主连续观测子星，得到子星相对主星理论方向矢量和方位角与俯仰角。首先以HEO卫星对地观测为任务需求，将两个HEO卫星分别设为主星和子星，设计主星和子星编队飞行构型及轨道参数；然后提出主星星敏感器观测子星需要满足四种基本光照条件：①主星和子星相对距离满足观测距离要求；②子星处在太阳光照区能被完全观测；③地球(或其他天体)未进入星敏感器视场；④子星可视星等小于可视星等阈值，其次判断主星星敏感器能否观测到子星：①子星是否在星敏感器视场范围；②子星是否在星敏感器二维像面阵内，最后计算子星相对主星理论方向矢量和方位角及俯仰角，为主星自主连续观测子星提供数据支持。

有益效果：本发明可为卫星编队飞行提供高精度位置和速度信息，有效解决卫星编队飞行观测信息不足所导致的导航精度较低的问题。相对于现有技术，本发明优点是在于：(1)星敏感器是观测恒星的天体敏感器，而利用星敏感器进行星间相对测量需要满足特定条件，本发明提出星间观测需要的光照条件和星敏感器观测条件，解决传统星敏感器只能被动观测问题，提高自主选星准确性；(2)在实现星间观测基础上，本发明提出实时计算子星相对主星方位矢量和方位角和俯仰角方法，并且利用万向轴调整星敏感器光轴指向连续跟踪子星，解决传统观测无法连续跟踪问题，提高星间连续观测效率。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为主星星敏感器观测子星流程图

图3为本发明中主星相对子星星间特定距离范围示意图；

图4为本发明中子星光照条件示意图；

图5为本发明中星敏感器视场与地球位置关系示意图；

图6为本发明中子星可视星等计算示意图；

图7为本发明中子星在星敏感器二维像面阵投影示意图；

图8为本发明中子星相对主星方向矢量与方位角示意图。

具体实施方式

下面将结合附图，对本发明的实施案例进行详细的描述；

如图1所示，本发明为一种基于星敏感器和星间链路的HEO卫星编队飞行自主导航方法，在HEO卫星对地观测任务阶段，HEO卫星利用星敏感器和星间链路进行星间观测，是一种非常适合于HEO卫星自主连续相对观测的方法。其包括步骤如下：

(1)设计HEO卫星(设为主星和子星)编队飞行构型及轨道参数(包括轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω、过近地点时刻tp)，设计主星星敏感器最佳安装方位以观测子星；

(2)在地心惯性坐标系下，当主星位置距离大于子星与主星相对距离时，建立卫星相对目标子星轨道动力学模型

其中，δr⁽¹⁰⁾为子星相对卫星方向矢量，r⁽⁰⁾为主星位置矢量，μe为地球引力常数，af为摄动力影响。

定义状态变量x＝[(δr⁽¹⁰⁾)^T(δv⁽¹⁰⁾)^T]^T，建立自主导航系统状态模型；

其中，f[x(t),t]为系统非线性连续状态转移函数，w(t)为状态噪声。

(3)根据所设计两个卫星轨道参数，计算主星和子星相对距离|δr⁽¹⁰⁾|，如附图2所示，判断其是否满足星敏感器观测子星需要满足特定距离要求

Lmin≤|δr⁽¹⁰⁾|≤Lmax (3)

其中，δr⁽¹⁰⁾＝|δr⁽¹⁰⁾|＝|r⁽¹⁾-r⁽⁰⁾|，r⁽⁰⁾和r⁽¹⁾为主星和子星位置矢量；Lmin和Lmax为星间观测所需最小和最大距离。

(4)当主星观测子星时，子星需要被太阳光充分照射。当子星在地球光照区时，子星能被太阳光充分照射；反之，当子星进入地球阴影区时，由于地球遮挡，太阳光无法照射到子星，因此需要对子星光照条件进行判断。

根据太阳、地球和子星三者几何位置关系，如附图3所示，确定太阳阴影区和子星运行轨迹穿过该阴影区的临界条件。设太阳光为平行光，子星位置矢量r⁽¹⁾与太阳方向矢量r^(sun)形成的夹角为

子星进入和离开地球阴影范围的临界夹角为

其中，Re是地球半径。

由此可得子星处在太阳光照区和阴影区条件分别为：

太阳光照区：ψ＜ψcri (6a)

太阳阴影区：ψ≥ψcri (6b)

(5)在星敏感器观测子星过程中，当视场背景光线过强或过弱时，其也无法观测子星，因此需要分析视场背景受天体影响。

以地球导致星敏感器视场背景过弱为例进行分析，根据地球、主星和子星三者几何位置关系，如附图4所示，子星相对主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾和主星位置矢量r⁽⁰⁾的夹角为

由于地球导致背景光线过弱的临界条件是主星和子星的连线与地球边缘相切，则切线与主星位置矢量r⁽⁰⁾的临界夹角为

由此可得星敏感器视场不受背景光线影响的条件为

θ＞θcri (9)

该方法同样适用判断子星背景受其他天体遮挡导致光线过强情况。

(6)星等是天文学中的概念，它是衡量天体光度的物理量。星等通常分为绝对星等和可视星等，绝对星等是指在离该天体32.6光年处所看到的天体亮度；可视星等是指地球上观测者所见的天体亮度。可视星等值越小，表明天体越亮；反之，天体则越暗。引入可视星等概念分析被观测子星的可见性。

首先要计算子星的绝对星等，子星的绝对星等M可通过下式计算得出：

其中，msun是太阳的可视星等，它的值为-26.73；rd为被观测天体的半径；a是天体的反射率；d0是地球与太阳之间的平均距离，它的值为1.496×10¹¹m。

子星的可视星等m可以通过绝对星等M依照如下公式计算得到：

其中，|r^(sun0)|是太阳与子星之间的距离；ξ是子星相对主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾与太阳相对子星方向矢量r^(sun1)夹角，如附图5所示，可通过下式求得：

p(ξ)是相位积分，可由下式求得：

被观测星体可视星等值越大，其相对星敏感器越暗；反之，其相对星敏感器越亮。设星敏感器可观测阈值为mthr，子星可视星等为m，其可视星等需要满足条件

m＜mthr (14)

(7)定义星敏感器光轴指向在本体坐标系方向矢量为计算子星相对主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾与星敏感器方向矢量的夹角

其中，是地心惯性坐标系相对本体坐标系姿态转换矩阵。

定义星敏感器视场角为FOV，判断相对矢量δr⁽¹⁰⁾是否在星敏感器视场范围内

视场范围内：

视场范围外：

如果子星相对主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾不在视场范围内，考虑利用万向轴调整星敏感器光轴指向矢量，可以在由δr⁽¹⁰⁾和组成的平面内直接偏转等于或大于角度，使子星相对主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾进入视场范围，如果转动后仍不能进入视场，则无法观测。

(8)根据子星相对主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾投影在星敏感器二维像面阵的几何关系，如附图6所示，解算如下式，可得子星在二维像面阵坐标

其中，f是星敏感器焦距

设像平面长度和宽度分别为IPlongth和IPwidth，子星能被观测需要满足条件

(9)在主星观测到子星后，由星间链路可得两颗卫星之间距离δr⁽¹⁰⁾，由星敏感器可得子星相对主星单位方向矢量如附图7所示，因此可得子星相对主星理论方向矢量为

其中，

子星相对主星理论矢量方向可由方位角和俯仰角描述，在卫星本体坐标系ob-xbybzb中，定义方位角α为δr⁽¹⁰⁾在ob-ybzb平面的投影与yb轴夹角，俯仰角δ为δr⁽¹⁰⁾与xb轴夹角，可表示为

其中，是地心惯性坐标系相对本体坐标系姿态转换矩阵。

(10)调整主星星敏感器真实光轴与理论方向一致，对子星进行真实观测，建立以单位方向矢量和距离为观测量的观测方程；

根据上述所得子星相对卫星的理论方向矢量方位角和俯仰角，卫星采用万向轴或其他机械装置调整星敏感器光轴指向与该理论方向矢量相吻合，并利用星敏感器进行真实测量，输出子星相对卫星单位方向矢量真实观测值并利用卫星激光测距仪测量卫星和子星之间的真实测量值建立子星相对卫星观测方程为：

其中，

(11)对状态模型和观测方程离散化，并利用Unscented卡尔曼滤波算法估计主星位置和速度。

对步骤2中状态模型及步骤10中观测方程进行离散化

xk+1＝f(xk，uk)+wk (22a)

yk＝g(xk)+vk (22b)

其中，状态向量为xk∈R^L，输入向量为uk∈Rⁿ，输出向量为yk∈R^M，过程噪声wk∈N(0，Qk)，测量噪声：vk∈N(0，Rk)，且wk和vk不相关。

利用Unscented卡尔曼滤波算法，结合步骤(11)所述的状态模型和观测方程进行滤波，根据状态向量可得相应的Unscented采样点，利用系统状态模型，对采样点进行一步预测，并得出与上一时刻滤波得到的迭代状态值之间的协方差阵，以消除状态模型中模型误差的影响。具体算法如下

步骤1：对于状态变量xk，均值方差进行Unscented变换

步骤2：预测过程

χi，k/k-1＝f(χi，k-1)

步骤3：更新过程

步骤4：返回步骤1进行下一个周期的滤波。

(12)计算结束。

本发明首先以HEO卫星对地观测任务，设计两个HEO卫星(设为主星和子星)编队飞行构型和轨道参数，然后提出主星星敏感器观测子星需要满足四种基本光照条件：①主星和子星相对距离满足观测特定距离要求；②子星处在太阳光照区能被完全观测；③地球(或其他天体)未进入星敏感器视场；④子星可视星等小于可视星等阈值，其次判断主星星敏感器能否观测到子星：①子星是否在星敏感器视场范围；②子星是否在星敏感器二维像面阵内，最后计算子星相对主星理论方向矢量和方位角与俯仰角，为主星自主连续观测子星提供数据支持。

本发明首先以HEO卫星对地观测为任务需求，设计两个卫星(设为主星和子星)编队飞行构型和轨道参数，然后根据地心惯性坐标系下主星相对子星轨道动力学模型，建立自主导航系统状态模型；其次提出主星星敏感器观测子星所需满足的理论光照条件和成像条件。计算子星相对主星理论方位角与俯仰角，调整主星星敏感器真实光轴与理论方向一致，对子星进行真实观测，建立以相对单位方向矢量和距离为观测量的观测方程；最后使用Unscented卡尔曼滤波估计卫星位置和速度，本发明能够有效修正卫星相对位置误差，提高相对导航精度，非常适用于卫星编队飞行自主导航，本发明属于航天导航技术领域，不仅可以为卫星编队飞行提供高精度导航信息，而且可以为其自主导航系统设计提供参考。