基于立方体纳卫星的全自主月面导航与数据通信方法与流程

[0001]
本发明涉及月球卫星导航与通信技术领域，特别地，涉及一种基于立方体纳卫星的全自主月面导航与数据通信方法。


背景技术：

[0002]
2018年8月，水冰被证明存在于月球的两极，在月球南极，水冰分布在寒冷又黑暗的陨石坑中；在月球北极，水冰分布稀疏而广泛。水的存在使得月球两极将成为月球资源开发的热点。然而，月球极地气温低至110k，且由于特殊的地理条件存在大面积的永久阴影区，这便对月球两极探测提出了挑战。首先，月球两极探测任务需要导航定位的支持，以获取探测器当前状态；其次，极区探测器无法与地面进行连续通信，地面也无法上传操作指令至探测器。因此迫切需要针对探测月球两极的任务需求，发展不依赖于地面支持的全自主月球两极导航与数据通信星座系统，为月球两极开发利用提供导航定位与数据中继服务。
[0003]
现有的文献1《月球中继通信与导航星座设计与分析.路毅.电子科技大学硕士学位论文,2012.》提出了一种基于高轨椭圆冻结轨道的覆盖月球南极的中继星座方案，其基于高轨椭圆冻结轨道运行，分析了对月球南极及低轨环月卫星的覆盖性能。但是，中继星座方案需保证中继卫星与地球的连续可见，而高轨椭圆冻结轨道并不能保证中继卫星实现连续通信传输。另外，由于月球重力场的不规则以及地球引力场的影响，高轨椭圆冻结轨道相对于其他三体周期性轨道稳定性较差。
[0004]
现有的文献2《“嫦娥4号”中继星中继通信方案研究与分析.徐进,张爱兵,贺一峰,杨光文.深空探测学报,2018,5(6):506-514》提出了利用地月l2 halo轨道中继卫星实现月球背面的中继通信，且该方案已于“嫦娥4号”任务中成功应用。与文献[1]不同，该方案可保证中继卫星与地球的连续通信，但该方案对于月球两极的覆盖性较差，无法满足月球两极探测的任务需求。


技术实现要素：

[0005]
本发明提供了一种基于立方体纳卫星的全自主月面导航与数据通信方法，以解决现有的月球中继卫星方案不能满足月球两极的全自主导航和数据中继需求的技术问题。
[0006]
根据本发明的一个方面，提供一种基于立方体纳卫星的全自主月面导航与数据通信方法，包括以下步骤：
[0007]
步骤s1：在月球近直线轨道上等时间间隔分别部署若干颗立方体纳卫星，若干颗立方体纳卫星组成中继通信星座；
[0008]
步骤s2：以降低空间位置精度因子和提高月球两极覆盖性作为设计目标不断迭代优化星座构型参数；
[0009]
步骤s3：自主获取星历预报以支撑中继通信星座全自主运行；
[0010]
步骤s4：设置立方体纳卫星的导航信号发射功率和中继信号发射功率；
[0011]
步骤s5：测量任意时刻月面目标与其观测到的多颗立方体纳卫星的距离，并基于
测量得到的距离值求解得到该时刻月面目标的空间位置；
[0012]
步骤s6：接收月面目标的状态信息后向地球和/或其它月面目标实时中继转发。
[0013]
进一步地，所述步骤s3具体包括以下步骤：
[0014]
步骤s31：构建任意两颗卫星的星间距离、星间距离变化率与地月空间动力学模型参数之间的关系式；
[0015]
步骤s32：基于激光星间测距或者微波星间测距的方式测量得到任意两颗卫星之间的星间距离和星间距离变化率；
[0016]
步骤s33：基于上述关系式和测量结果联合求解得到地月空间动力学模型参数和立方体纳卫星的初始状态修正值；
[0017]
步骤s34：每间隔一段时间重复执行上述步骤s31-s33以得到最新的地月空间动力学模型参数以及每颗立方体纳卫星的初始状态，利用最新的立方体纳卫星初始状态和地月空间动力学模型参数进行星座星历预报。
[0018]
进一步地，所述步骤s5具体包括以下步骤：
[0019]
步骤s51：建立月面目标与立方体纳卫星之间的距离计算表达式；
[0020]
步骤s52：测量任一时刻月面目标与其观测到的至少四颗立方体纳卫星之间的距离；
[0021]
步骤s53：基于上述计算表达式和距离测量结果联合求解得到月面目标的空间位置。
[0022]
进一步地，所述步骤s52中通过月面目标接收机的伪距、载波相位或者多普勒频移测量得到任意时刻月面目标与立方体纳卫星的距离。
[0023]
进一步地，月面目标与立方体纳卫星之间的距离计算表达式为：
[0024][0025]
其中，c为光速，δt为导航卫星和月面目标之间的时间差，(x
sj
,y
sj
,z
sj
)为立方体纳卫星的空间位置，(x，y，z)为月面目标的空间位置。
[0026]
进一步地，所述步骤s4中基于以下公式来计算立方体纳卫星的导航信号发射功率或中继信号发射功率：
[0027][0028]
其中，p
t
为立方体纳卫星的中继信号发射功率或导航信号发射功率，p
r
为地面天线接收灵敏度或月球两极用户接收灵敏度，g
t
为立方体纳卫星信号发射增益，g
r
为地面天线接收增益或月球两极用户接收天线增益，λ为中继信号波长或导航信号波长，d为卫星与地面站的距离或与月球两极用户的距离。
[0029]
进一步地，在所述步骤s1中，选择南月球近直线轨道作为在月球南极作业的月面目标的导航卫星轨道，选择北月球近直线轨道作为在月球北极作业的月面目标的导航卫星轨道。
[0030]
进一步地，所述月球近直线轨道为l1近直线轨道或者l2近直线轨道，当近月距小于15000km时，选择l2近直线轨道作为运行轨道。
[0031]
进一步地，所述步骤s2中的月球两极覆盖性指的是在月球两极任意一点在任意时刻至少能够观测到四颗立方体纳卫星。
[0032]
进一步地，所述步骤s2中的空间位置精度因子通过以下步骤得到：
[0033]
假设星座中有n颗立方体纳卫星，月面目标相对于这些立方体纳卫星的仰角和方位角分别为θ
u
→
s,i
、α
u
→
s,i
，i＝1,2,...,n；
[0034]
定义几何矩阵g和权系矩阵h：
[0035][0036]
h＝(g
t
g)-1
[0037]
则空间位置精度因子为
[0038][0039]
其中，h
11
、h
22
、h
33
表示权系矩阵h的前三个对角线元素。
[0040]
本发明具有以下效果：
[0041]
本发明的基于立方体纳卫星的全自主月面导航与数据通信方法，通过选择月球近直线轨道作为导航卫星运行轨道，具有较好的稳定性，不仅可以长期有效覆盖月球两极，并且运行于近直线轨道上的卫星可以保持连续对地通信，并且基于降低空间位置精度因子和提高月球两极覆盖性作为设计目标来不断迭代优化星座构型参数，确保月球两极任意一点在任意时刻可以接收到有效的导航卫星信号，另外，可以进行星座星历的高精度预报以支撑星座长期全自主运行，实现不依赖于地面的月球两极导航全自主运行，从而实现月球两极的高精度、全自主导航定位和数据中继，可以很好地满足月球两极探测的任务需求。
[0042]
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
[0043]
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
[0044]
图1是本发明优选实施例的基于立方体纳卫星的全自主月面导航与数据通信方法的流程示意图。
[0045]
图2是图1中步骤s3的子流程示意图。
[0046]
图3是图1中步骤s5的子流程示意图。
具体实施方式
[0047]
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
[0048]
如图1所示，本发明的优选实施例提供一种基于立方体纳卫星的全自主月面导航
与数据通信方法，包括以下步骤：
[0049]
步骤s1：在月球近直线轨道上等时间间隔分别部署若干颗立方体纳卫星，若干颗立方体纳卫星组成中继通信星座；
[0050]
步骤s2：以降低空间位置精度因子和提高月球两极覆盖性作为设计目标不断迭代优化星座构型参数；
[0051]
步骤s3：自主获取星历预报以支撑中继通信星座全自主运行；
[0052]
步骤s4：设置立方体纳卫星的导航信号发射功率和中继信号发射功率；
[0053]
步骤s5：测量任意时刻月面目标与其观测到的多颗立方体纳卫星的距离，并基于测量得到的距离值求解得到该时刻月面目标的空间位置；
[0054]
步骤s6：接收月面目标的状态信息后向地球和/或其它月面目标实时中继转发。
[0055]
其中，月球近直线轨道是一种特殊的共线平动点轨道，其包含于共线平动点halo轨道族，所述月球近直线轨道为l1近直线轨道或者l2近直线轨道，以l2halo轨道族为例，l2halo轨道族从平面lyapunov轨道延z方向向平面外扩展，直至近月距小于一定距离便形成了月球l2近直线轨道。在地月旋转系下，月球近直线轨道近似为一条月球极轨道，可以覆盖月球两极，但与月球极轨道不同的是，受地月引力工作作用影响，月球近直线轨道的轨道面始终与地月连线近似垂直，因此运行于近直线轨道上的卫星可以保持连续对地通信。并且，从轨道稳定性的角度考虑，近直线轨道臂l1/l2halo轨道稳定。作为优选的，当近月距小于15000km时，选择l2近直线轨道作为运行轨道，此时l2近直线轨道的稳定性比l1近直线轨道好。另外，由于halo轨道可分属于不同共线平动点，且有南北关于x-y平面对称的两族，故近直线轨道也可分为不同平动点的南北近直线轨道。作为优选的，在所述步骤s1中，选择南月球近直线轨道作为在月球南极作业的月面目标的导航卫星轨道，选择北月球近直线轨道作为在月球北极作业的月面目标的导航卫星轨道，其中南月球近直线轨道的远地点在月球南极上空，北月球近直线轨道的远地点在月球北极上空。采用此种轨道布置方式配合等时间间隔布置卫星，经仿真计算，每颗卫星在一个轨道周期内有80％以上的飞行时间对活动在两级的月面目标可见，从而可以很好地满足月球两级覆盖率的要求。
[0056]
可以理解，本实施例的基于立方体纳卫星的全自主月面导航与数据通信方法，通过选择月球近直线轨道作为导航卫星运行轨道，具有较好的稳定性，不仅可以长期有效覆盖月球两极，并且运行于近直线轨道上的卫星可以保持连续对地通信，并且基于降低空间位置精度因子和提高月球两极覆盖性作为设计目标来不断迭代优化星座构型参数，确保月球两极任意一点在任意时刻可以接收到有效的导航卫星信号，另外，可以进行星座星历的高精度预报以支撑星座长期全自主运行，实现不依赖于地面的月球两极导航全自主运行，从而实现月球两极的高精度、全自主导航定位和数据中继，可以很好地满足月球两极探测的任务需求。
[0057]
另外，所述立方体纳卫星采用立方体结构作为卫星主结构，采用可展开的太阳电池翼作为电源，质量为数十公斤量级，其通过可展开的圆形极化uhf环形天线接收月面目标状态信息，然后通过x频段高增益天线向地球实时中继转发。其中，通过采用可展开的圆形极化uhf环形天线可以有效地抑制多径效应，提高了数据接收和转发的准确性。为了降低卫星的成本，本发明优选采用标准的6u立方星，其产品设计已经十分成熟，成本低且可靠性高。当然，在本发明的其它实施例中也可以采用2u立方星、3u立方星或者12u立方星。
[0058]
可以理解，在所述步骤s2中，月球两极覆盖性指的是在月球两极任意一点在任意时刻能够观测到至少四颗立方体纳卫星，以确保导航卫星星座可以有效覆盖月球两极。而通过在前面步骤s1中采用分别在南、北近直线轨道上等时间间隔布置若干颗立方体纳卫星的方式，可以满足月球两极覆盖性的要求。空间位置精度因子(pdop)要求指的是月球两极任意一点相对可观测导航卫星的几何结构较好，pdop值越小越好，空间位置精度因子具体通过以下步骤得到：
[0059]
假设星座中有n颗立方体纳卫星，月面目标(即用户)相对于这些立方体纳卫星的仰角和方位角分别为θ
u
→
s,i
、α
u
→
s,i
，i＝1,2,...,n；
[0060]
定义几何矩阵g和权系矩阵h：
[0061][0062]
h＝(g
t
g)-1
[0063]
则空间位置精度因子为
[0064][0065]
其中，h
11
、h
22
、h
33
表示权系矩阵h的前三个对角线元素。
[0066]
在所述步骤s2中，通过以降低pdop值和提高月球两极覆盖性作为优化目标，不断迭代优化星座构型参数，直至满足一定的迭代次数或者pdop值小于阈值且月球两极任意一点在任意时刻能够观测到至少四颗立方体纳卫星，迭代终止。其中，星座构型参数包括但不限于星座中的立方体纳卫星的运动参数、立方体纳卫星之间的距离参数、立方体纳卫星之间的角度参数等。
[0067]
可以理解，在该中继通信星座中，立方体纳卫星和立方体纳卫星之间存在高精度激光星间测距或者微波星间测距，用于敏感地月引力场、太阳光压、三体引力等动力学模型参数，每隔一定时间进行星上数据处理，获取最新的地月空间动力学模型参数。如图2所示，所述步骤s3具体包括以下步骤：
[0068]
步骤s31：构建任意两颗卫星的星间距离、星间距离变化率与地月空间动力学模型参数之间的关系式；
[0069]
步骤s32：基于激光星间测距或者微波星间测距的方式测量得到任意两颗卫星之间的星间距离和星间距离变化率；
[0070]
步骤s33：基于上述关系式和测量结果联合求解得到地月空间动力学模型参数和立方体纳卫星的初始状态修正值；
[0071]
步骤s34：每间隔一段时间重复执行上述步骤s31-s33以得到最新的地月空间动力学模型参数以及每颗立方体纳卫星的初始状态，利用最新的立方体纳卫星初始状态和地月空间动力学模型参数进行星座星历预报。
[0072]
具体地，设需要考虑的月球引力场位系数为c1,c2,...,c
n
，地球引力场位系数为d1,d2,...,d
m
，太阳光压、三体引力等其它动力学参数为s1,s2,...,s
p
，星座中单颗导航卫星
的初始状态为x0,v0。其中，初始状态x0,v0是通过地面测量得到的，用于初始化星座状态参数。但是，地基远距离测量使得x0,v0的初始值存在较大误差，需要通过动力学模型计算进行修正。参数集{c1,c2,...,c
n
；d1,d2,...,d
m
；s1,s2,...,s
p
}完全确定了立方体纳卫星的动力学模型，参数集{x0,v0}则完全确定了立方体纳卫星的初始状态，那么根据轨道动力学可知在已知动力学模型和初始状态的条件下可以得到任意时刻的卫星运动状态。那么根据轨道动力学可知从{c1,c2,...,c
n
；d1,d2,...,d
m
；s1,s2,...,s
p
；x0,v0}到卫星位置x(t)和速度v(t)的函数关系是确定的。那么，对于任意两颗卫星，从动力学模型参数和初始状态修正值{c1,c2,...,c
n
；d1,d2,...,d
m
；s1,s2,...,s
p
；x
i0
,v
i0
,x
j0
,v
j0
}到星间距离ρ
ij
＝||x
i
(t)-x
j
(t)||、星间距离变化率的关系也是确定的，即
[0073]
ρ
ij
＝f
ρ
(c1,c2,...,c
n
；d1,d2,...,d
m
；s1,s2,...,s
p
；x
i0
,v
i0
,x
j0
,v
j0
；t)
[0074][0075]
由于卫星位置和速度都是三维空间中的矢量，则上式中含有n+m+p+12个未知数，求解出这些未知数至少需要(n+m+p+12)/2个采样点的星间距离和星间距离变化率。求解得到的这n+m+p+12个未知数中除地月空间动力学参数外，还包括卫星i、j的初始状态修正值x
i0
,v
i0
,x
j0
,v
j0
，相比于地基远距离测量，该修正值进一步精化了卫星i、j的初始状态。通过反复进行上述过程，可以不断地更新地月空间动力学参数和星座卫星的初始状态，进而通过轨道外推进行星座状态的精确预报，实现星座全自主运行。
[0076]
对于中继通信星座中任意两颗卫星均建立上述关系式，然后利用高精度激光星间测距或者微波星间测距测量得到两颗卫星之间的星间距离值和星间距离变化率值，然后联合求解得到地月空间动力学模型参数和立方体纳卫星的初始状态修正值(c1,c2,...,c
n
；d1,d2,...,d
m
；s1,s2,...,s
p
；x
i0
,v
i0
,x
j0
,v
j0
)。
[0077]
再每隔一定时间通过星间测距数据处理得到最新的地月空间动力学模型参数后，结合修正后的立方体纳卫星初始状态，进行星历预报，从而实现星座星历的长期高精度、全自主获取，支撑星座长期全自主运行，实现不依赖于地面的月球两极导航全自主运行。
[0078]
可以理解，所述步骤s3中提出了星座导航任务全自主运行方法，在星座上利用立方体纳卫星与立方体纳卫星之间的星间测距信息反演地月动力学模型，然后利用更新后的动力学模型、星座初始状态参数进行星座星历的高精度预报，实现不依赖于地面的月球两极导航全自主运行。
[0079]
可以理解，所述步骤s4中基于以下公式来计算立方体纳卫星的导航信号发射功率或中继信号发射功率：
[0080][0081]
其中，p
t
为立方体纳卫星的中继信号发射功率或导航信号发射功率，p
r
为地面天线接收灵敏度或月球两极用户(即月面目标)接收灵敏度，g
t
为立方体纳卫星信号发射增益，g
r
为地面天线接收增益或月球两极用户接收天线增益，λ为中继信号波长或导航信号波长，d为卫星与地面站的距离或与月球两极用户的距离。其中，用户的空间位置通过步骤s4求解
得到，而导航卫星的空间位置可通过星历预报自动获取，从而无论是卫星与地面站的距离还是卫星与月球两极用户的距离均可计算得到。可以理解，在设置立方体纳卫星的导航信号发射功率时，通常以星座中立方体纳卫星与月面目标的最远距离来计算得到立方体纳卫星的导航信号发射功率，从而确保月面目标可以成功接收到其观测到的立方体纳卫星发射的导航信号。在设置完立方体纳卫星的导航信号发射功率后再向月面目标发射导航信号，确保月面目标可以成功地接收到有效导航信号，进而测量得到月面目标与其观测到的立方体纳卫星之间的距离。
[0082]
在调整好立方体纳卫星的导航信号发射功率和中继信号发射功率后，立方体纳卫星即可向月面目标发射导航信号以为其在月球两极的探测作业提供高精度导航定位，并在接收月面目标的状态信息后向地球和/或其它月面目标实时中继转发，从而实现地月之间的通信或者月面任意两点之间的通信。
[0083]
另外，基于步骤s2可知，月球两极任意一点(x,y,z)在任意时刻可以观测到n颗导航卫星，n≥4，根据步骤s3可知，这些导航卫星的空间位置可以通过星历预报自主获取，设为(x
sj
,y
sj
,z
sj
)，其中，j＝1,2,...,n。
[0084]
如图3所示，所述步骤s5中具体包括以下步骤：
[0085]
步骤s51：建立月面目标与立方体纳卫星之间的距离计算表达式；
[0086]
步骤s52：测量任一时刻月面目标与其观测到的至少四颗立方体纳卫星之间的距离；
[0087]
步骤s53：基于上述计算表达式和距离测量结果联合求解得到月面目标的空间位置。
[0088]
其中，月面目标与立方体纳卫星之间的距离计算表达式为：
[0089][0090]
其中，c为光速，δt为导航卫星和月面目标之间的时间差，(x
sj
,y
sj
,z
sj
)为立方体纳卫星的空间位置，(x，y，z)为月面目标的空间位置。
[0091]
所述步骤s52中通过用户(即月面目标)接收机的伪距、载波相位或者多普勒频移测量得到任意时刻月面目标与多颗立方体纳卫星的距离。
[0092]
这里仅有四个未知数，即用户位置(x,y,z)和时间差δt。对n颗导航卫星均建立上述方程，联立求解得到用户空间位置(x,y,z)，在得到用户的准确位置后，即可进行高精度导航和数据中继。
[0093]
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。