深空探测接近过程的光学成像自主导航半物理仿真试验系
统
技术领域
[0001] 本
发明涉及一种自主导航仿真试验系统，特别是一种
深空探测接近过程的光学成像自主导航半物理仿真试验系统，属于自主导航技术领域。
背景技术
[0002] 自主导航技术是指卫星在不依赖地面系统支持的情况下，仅依靠星载测量设备在轨实时地确定卫星的
位置和速度，也称自主轨道确定。对于卫
星系统来讲，自主导航有利于降低卫星对地面的依赖程度，提高系统生存能
力，在无地面测控站支持的情况下，仍能完成轨道的确定和保持，这对卫星自主生存来讲具有非常重要的意义。此外，自主导航还可以有效减轻地面测控站的负担，降低地面支持成本，从而降低整个航天计划的研制
费用。自主导航是卫星实现自主控制的基本前提和
基础，也是构造
星座、天基组网的关键技术之一。
[0003] 深空探测器处于星际飞行，相比地球卫星和月球探测器，深空探测器面临星地距离远、时延大和长时间日凌等问题，深空探测器对GNC的自主性提出了更高要求。由于直接进行飞行试验成本高、
风险大，采用地面设备构建试验系统进行半物理仿真试验研究是必要的过程，目前国内没有建立有关深空探测的自主导航地面试验验证系统。国内对深空探测自主导航技术进行了很多研究，如王大轶、黄翔宇在2009年6月第35卷第3期空间控制技术与应用上发表的“深空探测自主导航与控制技术综述”一文，介绍了深空探测自主导航相关研究进展，但其中并未涉及相应的地面试验验证系统的相关内容。
发明内容
[0004] 本发明的技术解决问题是：克服
现有技术的不足，提出一种深空探测接近过程的光学成像自主导航半物理仿真试验系统，实现了
硬件在回路内的基于真实测量过程的仿真验证试验，可以有效地在地面验证深空探测接近过程的光学成像自主
导航系统的性能。
[0005] 本发明的技术解决方案是：一种深空探测接近过程的光学成像自主导航半物理仿真试验系统，包括导航敏感器、星敏感器、天
体模拟器、动态
恒星模拟器、三轴机械转台、
姿态轨道仿真器、导航计算机和控制计算机；导航敏感器安装在三轴机械转台上，通过第一遮光罩与天体模拟器对接，星敏感器通过第二遮光罩与动态恒星模拟器对接，遮光罩用来避免实验室杂光干扰；姿态轨道仿真器分别与导航计算和控制计算机连接，导航计算机分别与导航敏感器和星敏感器连接，控制计算机分别与天体模拟器、动态恒星模拟器和三轴机械转台连接；姿态轨道仿真器根据深空探测器接近过程的动力学模型，产生基准姿态和轨道数据，将基准数据分别发送到控制计算机和导航计算机；所述姿态数据包括姿态
角和姿态
角速度，所述轨道数据包括深空探测器在目标天体惯性
坐标系的位置矢量和速度矢量；控制计算机根据深空探测器的轨道数据计算出导航敏感器视场内目标天体的大小特征参数，并将导航敏感器视场内目标天体的大小特征参数发送到天体模拟器；控制计算机根据深空探测器的姿态和轨道数据、恒星星表计算出背景恒星的
亮度及在星敏感器视场内的恒星几何关系光学特征参数，并将背景恒星的亮度及星敏感器视场内的恒星几何关系光学特征参数发送到动态恒星模拟器；控制计算机根据深空探测器的姿态和轨道数据生成姿态角和姿态角速度参数，并将姿态角和姿态角速度参数发送到三轴机械转台；天体模拟器通过目标天体的大小变化来模拟深空探测器和目标天体之间的位置变化；恒星模拟器通过背景恒星亮度及恒星几何关系来模拟深空探测器相对惯性空间的姿态变化；三轴机械转台通过转动来模拟深空探测器平台的姿态扰动；导航敏感器对天体模拟器进行光学成像，得到目标天体方向矢量和目标天体视半径；星敏感器对动态恒星模拟器进行光学成像，得到深空探测器惯性姿态；导航计算机采集导航敏感器和星敏感器的测量数据，进行导航滤波计算，得到深空探测器的位置估计值和速度估计值，最后与基准数据比对得到导航
精度。
[0006] 所述深空探测器接近过程的动力学模型为
[0007]
[0008] 其中r、 分别代表t时刻深空探测器在目标天体惯性系中的位置、速度和
加速度矢量，μm为目标天体引力常数；上述公式等号右边第一项为目标天体中心引力项，第二项为其它摄动力项，其它摄动力项包括目标天体非球形引力摄动、日月第三体引力摄动和太阳光压摄动。
[0009] 所述控制计算机根据深空探测器的轨道数据计算出导航敏感器视场内目标天体的大小特征参数，实现如下：
[0010] 由深空探测器轨道数据(x，y，z)求得深空探测器指向目标天体距离目标天体大小即为从深空探测器上观测目标天体的视张角ρ，则
[0011]
[0012] 其中RM为目标天体半径；x，y，z分别代表深空探测器在目标天体惯性系的三维位置坐标。
[0013] 所述控制计算机根据深空探测器的姿态和轨道数据、恒星星表计算出背景恒星的亮度及在星敏感器视场内的恒星几何关系光学特征参数，实现如下：
[0014] 由深空探测器轨道数据得到目标天体惯性系到深空探测器轨道系的转换矩阵由深空探测器姿态数据得到深空探测器轨道系到深空探测器本体系的转换矩阵 由导航敏感器的安装方式得到深空探测器本体系到导航敏感器测量系的转换矩阵 从而计算得到惯性系到导航敏感器测量系的转换矩阵 最后从转换矩阵 中提取惯性姿态四元数q，q1、q2、q3、q4为惯性姿态四元数q分量，则有
[0015]
[0016] 式中Cij表示矩阵 的第i行第j列；
[0017] 控制计算机根据惯性姿态四元数q查找恒星星表，得到背景恒星的亮度及在星敏感器视场内的恒星几何关系。
[0018] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0019] (1)本发明仿真试验系统利用导航敏感器和星敏感器光学成像测量数据进行实时导航解算，实现了硬件在回路内的基于真实测量过程的仿真验证试验，可以有效地在地面验证深空探测接近过程的光学成像自主导航系统的性能。
[0020] (2)本发明与单纯的数学仿真相比，导航敏感器和星敏感器采用真
实部件，能更有效地对自主导航
算法进行验证。
[0021] (3)本发明仿真试验系统利用天体模拟器的目标天体大小变化来模拟深空探测器相对目标天体的位置变化，利用动态恒星模拟器的背景恒星亮度及恒星几何关系变化来模拟深空探测器相对惯性空间的姿态变化，利用三轴机械转台产生的三轴角度变化来模拟深空探测器平台的姿态扰动，简单方便，易于实现。
附图说明
[0022] 图1为本发明仿真试验系统的组成原理
框图；
[0023] 图2为本发明仿真试验系统的试验结果图，其中上图为位置误差曲线，下图为速度误差曲线。
具体实施方式
[0024] 如图1所示，为本发明深空探测接近过程的光学成像自主导航半物理仿真试验系统的组成原理图。系统包括导航敏感器、星敏感器、天体模拟器、动态恒星模拟器、三轴机械转台、姿态轨道仿真器、导航计算机和控制计算机。导航敏感器安装在三轴机械转台上，并通过第一遮光罩与天体模拟器对接，星敏感器通过第二遮光罩与动态恒星模拟器对接，遮光罩用来避免实验室杂光干扰。姿态轨道仿真器根据深空探测器接近过程的动力学模型，产生基准姿态和轨道数据，将基准数据分别发送到控制计算机和导航计算机，控制计算机生成相应参数发送到天体模拟器、动态恒星模拟器和三轴机械转台，天体模拟器通过目标天体大小变化来模拟深空探测器和目标天体之间的位置变化，动态恒星模拟器通过背景恒星亮度及恒星几何关系变化来模拟深空探测器相对惯性空间的变化，三轴机械转台通过转动来模拟深空探测器平台的姿态扰动。导航计算机采集导航敏感器和星敏感器的测量数据，进行导航滤波计算，得到深空探测器位置估计值和速度估计值，最后与基准数据比对得到自主导航精度。
[0025] 一、关键部件具体设计与实施
[0026] (1)导航敏感器
[0027] 导航敏感器对目标天体进行光学成像，得到目标天体方向矢量和目标天体视半径，技术上继承紫外月球敏感器，通过视场调整、
光谱选定实现对目标天体的成像导航功能。导航敏感器可参考王立在2008年8月6日发表
专利“紫外导航敏感器”的相关介绍，专利号CN101236092。
[0028] (2)天体模拟器
[0029] 天体模拟器为导航敏感器提供探测目标，在实验室环境下模拟目标天体的大小特征参数，功能类似地球模拟器，可参考李刚、周彦平2007年5月第29卷第5期红外技术上发表的论文“卫星仿真测试用太阳模拟器和地球模拟器设计”中的相关介绍。
[0030] (3)星敏感器
[0031] 星敏感器是以恒星为测量基准的高精度光学姿态敏感器，通过测量某些恒星的观测矢量在空间
飞行器坐标系中的方位以及恒星亮度，再利用星历表得到这些恒星在惯性坐标系中的方位，经姿态确定算法即可提供惯性姿态信息。星敏感器可参考刘垒、张路等2007年9月第36卷红外与激光工程发表的论文“星敏感器技术研究现状及发展趋势”中的相关介绍。
[0032] (4)动态恒星模拟器
[0033] 恒星模拟器根据控制计算机提供的星敏感器坐标轴在惯性系中的指向，由星表数据生成当前时刻星敏感器所能观测到的星图，通过
接口及驱动
电路在
液晶光
阀上产生星图。由模拟星点发出的光线经
准直光学系统汇聚后形成平行光，可在室内有限距离上模拟对真实恒星的观测效果。恒星模拟器有可调节的
支架，能进行6
自由度微调，可用来调整星模拟器与星敏感器中心视场同轴。恒星模拟器可参考索旭华、张新邦2002年第1期航天控制发表的论文“全天球实时恒星模拟器技术”的相关介绍。
[0034] (5)三轴机械转台
[0035] 三轴机械转台用来模拟深空探测器平台的姿态扰动。转台由转台台体、支架和转台
控制器组成。
[0036] (6)姿态轨道仿真器
[0037] 姿态轨道仿真器用来产生深空探测器姿态和轨道数据。其输出数据的用途主要有两个：一是为自主导航试验系统的精度评估提供基准；二是为作为输入使天体模拟器按照轨道参数和飞行姿态对被测天体进行模拟。
[0038] 在目标天体惯性系中，深空探测器动力学模型为
[0039]
[0040] 其中r、 分别代表t时刻深空探测器在目标天体惯性系中的位置、速度和加速度矢量，μm为目标天体引力常数；上述公式等号右边第一项为目标天体中心引力项，第二项为其它摄动力项，其它摄动力项包括目标天体非球形引力摄动、日月第三体引力摄动和太阳光压摄动。
[0041] (7)控制计算机
[0042] 控制计算机根据深空探测器基准轨道和姿态数据，生成天体模拟器、动态恒星模拟器、三轴机械转台的控制参数。
[0043] A.天体模拟器控制参数计算过程
[0044] 由深空探测器基准轨道数据(x，y，z)可求得深空探测器指向目标天体距离[0045] 天体大小即为从深空探测器上观测目标天体的视张角为ρ，则有
[0046]
[0047] 其中RM为目标天体半径；x，y，z分别代表深空探测器在目标天体惯性系的三维位置坐标。
[0048] B.动态恒星模拟器控制参数计算过程
[0049] 由深空探测器基准轨道数据可以得到目标天体惯性系到深空探测器轨道系的转换矩阵 由深空探测器基准姿态数据可以得到深空探测器轨道系到深空探测器本体系的转换矩阵 由导航敏感器的安装方式可以得到深空探测器本体系到导航敏感器测量系的转换矩阵 从而计算得到惯性系到敏感器测量系的转换矩阵 最后从转换矩阵中提取惯性姿态四元数q，q1、q2、q3、q4为惯性姿态四元数q分量。则有
[0050]
[0051] 式中Cij表示矩阵 的第i行第j列。
[0052] 控制计算机根据惯性姿态四元数q查找恒星星表，得到背景恒星的亮度及在星敏感器视场内的恒星几何关系。
[0053] C.三轴机械转台控制参数计算过程
[0054] 由深空探测器基准姿态数据得到深空探测器的姿态角、姿态角速度，从而控制三轴机械转台的转动。
[0055] (8)导航计算机
[0056] 导航计算机的主要任务是进行
数据处理和导航滤波，根据导航敏感器和星敏感器的测量数据计算深空探测器的位置和速度估计值，最后将导航结果与基准数据比对得到自主导航精度。
[0057] 导航敏感器测量值为导航敏感器坐标系下的深空探测器指向目标天体的方向矢量 和视张角(ρ)，星敏感器测量值为惯性姿态四元数q(q1、q2、q3q4为q分量形式)。
[0058] 由惯性姿态四元数q计算得到导航敏感器测量系到惯性系的姿态转换矩阵[0059]
[0060] 从而得到目标天体指向深空探测器方向矢量在惯性系中的表示
[0061]
[0062] 由目标天体视张角可求得深空探测器到目标天体的距离为
[0063]
[0064] 最后得到测量值为
[0065]
[0066] 然后进行Kalman
滤波器设计。滤波器以深空探测器的位置、速度作为状态变量(x，y，z，vx，vy，vz)，
状态方程为：
[0067]
[0068] 式中 为深空探测器到目标天体距离，μm为目标天体引力常数，amx，amy，amz分别表示目标天体非球形摄动加速度在3个方向的分量，Wx，Wy，Wz为系统噪声，用来描述各摄动项的建模误差。
[0069] 以敏感器测量值Z作为滤波器观测量，则测量方程为：
[0070]
[0071] 其中v为测量噪声，h[X]表示测量方程是状态变量的非线性函数。
[0072] Kalman滤波器计算过程可参考秦永元，张洪钺，汪叔华编写的《卡尔曼滤波与组合导航原理》中的相关介绍。
[0073] 二、工作流程
[0074] (1)姿态轨道仿真器根据深空探测接近过程的动力学模型，产生深空探测器基准姿态和轨道数据，姿态数据包括姿态角和姿态角速度，轨道数据包括深空探测器在目标天体惯性坐标系的位置矢量和速度矢量。姿态轨道仿真器将基准数据分别发送到控制计算机和导航计算机。
[0075] (2)控制计算机根据深空探测器的轨道数据计算出导航敏感器视场内的目标天体大小特征参数，并将导航敏感器视场内目标天体的大小特征参数发送到天体模拟器。
[0076] (3)控制计算机根据深空探测器的姿态和轨道数据、恒星星表计算出背景恒星的亮度及在星敏感器视场内的恒星几何关系光学特征参数，并将背景恒星的亮度及星敏感器视场内的恒星几何关系光学特征参数发送到动态恒星模拟器。
[0077] (4)控制计算机根据深空探测器的姿态数据生成姿态角和姿态角速度参数，并将姿态角和姿态角速度参数发送到三轴机械转台；
[0078] (5)天体模拟器通过目标天体大小变化来模拟深空探测器和目标天体之间的位置变化，恒星模拟器通过背景恒星亮度及恒星几何关系来模拟深空探测器惯性姿态变化，三轴机械转台通过转动来模拟深空探测器平台的姿态扰动；
[0079] (6)导航敏感器对天体模拟器进行光学成像，得到目标天体方向矢量和目标天体视半径；星敏感器对动态恒星模拟器进行光学成像，得到深空探测器惯性姿态；
[0080] (7)导航计算机采集导航敏感器和星敏感器的测量数据，进行导航滤波计算，得到深空探测器的位置估计值和速度估计值，最后与基准数据比对得到自主导航精度。
[0081] 仿真条件：接近目标天体段运行在双曲线轨道，历元时刻2014年10月8日0时0分0秒，轨道根数(半长轴，偏心率，升交点赤经，近点幅角，真近点角)分别为(-3479.7，2.0736，39.9813，177.7295，257.445，243.465)。试验结果如图2所示，统计导航结束前30分钟的数据，得到深空探测接近过程的光学成像自主导航位置误差为10.633km，速度误差为0.34m/s。
[0082] 本发明
说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
