专利汇可以提供基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系统与方法专利检索,专利查询,专利分析的服务。并且基于 X射线 脉冲星的导航卫星自主 导航系统 包括:X射线探测器、星载 原子 时钟组、 太阳系 行星参数 数据库 、X射线脉冲星模型及特征参数数据库、星载计算机、捷联惯性导航系统SINS和自主导航 算法 模 块 库;自主导航方法利用脉冲星 辐射 的X射线 光子 作为外部信息输入,提取脉冲到达时间TOA和 角 位置 信息,通过自主导航 滤波器 进行 数据处理 ,实时获取导航卫星位置、速度、时间和 姿态 等导航参数,自主生成导航电文和控制指令,实现导航 星座 自主运行。本 发明 具有能够为导航卫星提供长时间高 精度 自主导航的优点,提高导航卫星自主导航信息处理的容错能 力 。本发明还适用于近地轨道、深空和行星际飞行 航天器 及无稠密大气天体着陆器及其表面巡游器的高精度自主导航。,下面是基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系统与方法专利的具体信息内容。
1、基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系统,其特征在于包括:X 射线探测器、星载原子时钟组、太阳系行星参数数据库、X射线脉冲星模型 及特征参数数据库、星载计算机、捷联惯性导航系统SINS和自主导航算法 模块库;X射线探测器探测脉冲星辐射的X射线光子,利用光子信号整合测 量脉冲轮廓,由星载原子时钟组测量脉冲轮廓基准点的到达时间,同时X 射线探测器还提取脉冲星影像和角位置信息,并将脉冲到达时间和角位置信 息送至星载计算机;星载计算机调用太阳系行星参数数据库和X射线脉冲星 模型及特征参数数据库进行脉冲到达时间转换改正计算,调用自主导航算法 模块库进行Kalman滤波处理,获得卫星位置、速度、时间和姿态信息;星 载计算机将卫星位置、速度和姿态信息送至捷联惯性导航系统SINS,修正 SINS导航参数初始值,得到更新后的位置、速度和姿态信息再送回星载计 算机,星载计算机调用自主导航算法模块库中的双核Kalman滤波算法进行 组合导航计算和容错处理,输出高精度的自主导航参数信息,即位置、速度 和姿态信息;星载计算机将高精度的卫星位置、速度和姿态信息反馈到 SINS,对SINS惯性测量部件IMU漂移误差进行校正;利用SINS实时输 出的卫星位置、速度和姿态信息,以及星载计算机输出的时间信息,生成导 航电文和控制指令,进行导航卫星绝对站位保持,维持导航星座基本构形, 从而实现导航卫星长时间高精度自主导航。
2、根据权利要求1所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系统, 其特征在于:在所述的双核Kalman滤波算法主副备份基础上增加H∞辅助 滤波算法,进一步提高自主导航系统的容错处理性能。
3、根据权利要求1或2所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航 系统,其特征在于:所述的X射线探测器包括X射线光子计数器和X射线 成像仪,X射线光子计数器用于探测X射线光子和整合脉冲轮廓,X射线成 像仪用于提取脉冲星影像和角位置信息。
4、根据权利要求1或2所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航 系统,其特征在于:所述的X射线探测器还包括用于X射线光子信号处理 的微处理器,光子信号处理包括:整合测量脉冲轮廓和提取脉冲星影像。
5、根据权利要求4所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系统, 其特征在于:所述的光子信号处理还可以在星载计算机中实现。
6、根据权利要求1或2所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航 系统,其特征在于:所述的星载原子时钟组用于保持星上时间系统,主要指 铯钟,或铷钟,或氢钟组,或上述铯钟,或铷钟,或氢钟的一种或组合,其 中每个原子时钟每天频率稳定度优于10-13。
7、根据权利要求1或2所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航 系统,其特征在于:所述的太阳系行星参数数据库包括太阳系行星星历、太 阳系行星引力常数、太阳引力常数,及时空基准维持参数。
8、根据权利要求1或2所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航 系统,其特征在于:所述的X射线脉冲星模型及特征参数数据库包括X射 线脉冲星标准轮廓、X射线脉冲星高精度计时模型、X射线脉冲星星历表和 X射线脉冲星特征参数。
9、根据权利要求1或2所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航 系统,其特征在于:所述的导航算法模块库包括用于卫星自主导航的双核 Kalman滤波算法、H∞辅助滤波算法、卫星轨道和时间确定Kalman滤波算 法、卫星姿态确定Kalman滤波算法、冗余测量数据组合算法、脉冲延迟方 程模型、脉冲延迟变化率方程模型、卫星轨道力学与时钟系统状态方程模型、 姿态测量方程模型、姿态四元素状态方程模型、导航参数预报模型、组合导 航测量方程模型和SINS力学编排方程模型。
10、根据权利要求1或2所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导 航系统,其特征在于:所述的脉冲到达时间转换改正计算包括:Roemer延 迟改正、Shapiro延迟改正、除地球外的太阳系行星总延迟改正、时间系统 转换改正,及坐标系统转换改正。
11、根据权利要求1或2所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导 航系统,其特征在于:所述的双核Kalman滤波算法包括一个主Kalman滤 波器和一个副Kalman滤波器;在正常情况下,采用主Kalman滤波器估计 系统状态,卫星自主更新导航信息,利用测量新息向量构造故障检测函数, 依据二元假设检验原理,进行故障检测;一旦主Kalman滤波器检测到测量 数据存在故障和可能的滤波器发散,利用冗余测量数据组合算法,剔除有问 题的数据,启用副Kalman滤波器重构系统状态输出,主Kalman滤波器被 隔离切换为副Kalman滤波器。
12、根据权利要求2所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系 统,其特征在于:所述的H∞辅助滤波算法采用包含误差协方差阵的奇异值 分解方法,自适应选取Y值,Y值为H∞次优上限取值。
13、根据权利要求9所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系 统,其特征在于:所述的脉冲延迟方程模型为
δρ=δx·n+c·δt+v (11)
式中:δρ=ctssb-ctsat-dR-dS-d∑-dt-dc,为脉冲延迟量;δx为卫星位 置误差向量;n为脉冲星在太阳系质心天球参考系中的角位置矢量;c为光 速;δt为卫星时钟偏差;v为脉冲延迟测量噪声;tssb、tsat分别为在太阳系质 心天球参考系中脉冲星计时模型预报的脉冲信号到达太阳系质心的时间和 星载时钟测量的脉冲信号到达导航卫星的时间;dR、dS和d∑分别表示 Roemer延迟改正、Shapiro延迟改正以及除地球外的太阳系行星总延迟改 正;dt表示由太阳系质心坐标时到地球质心坐标时的转换改正;dc表示从太 阳系质心天球参考系转换到地球质心天球参考系的过程中,由地球质心在太 阳系质心天球参考系中的运动速度、加速度及其高阶项引起的改正。
14、根据权利要求9所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系统, 其特征在于:所述的脉冲延迟变化率方程模型为
式中: 为脉冲延迟变化率,由脉冲信号的多普勒频移变换或脉冲延迟 量差分计算得到; 为卫星运动速度误差向量;n为脉冲星在太阳系质心天 球参考系中的角位置矢量;c为光速;δtf为卫星时钟频率误差;vf为脉冲延 迟变化率测量噪声。
15、根据权利要求9所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系 统,其特征在于:所述的卫星轨道力学与时钟系统状态方程模型为
式中: A(t)为系统状态矩阵;B(t)为 高阶摄动加速度控制系数矩阵;U(t)为高阶摄动加速度向量;W(t)为系统过 程噪声向量。
16、根据权利要求9所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系 统,其特征在于:所述的导航参数预报模型是利用导航偏差估计值,修正卫 星近似位置、近似速度和近似时间参数,再分别采用卫星轨道数值积分方法 和星载时钟模型在一个滤波周期内预报卫星位置、速度和时间参数。
17、根据权利要求1所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系 统,其特征在于:所述的捷联惯性导航系统SINS主要包括陀螺仪和加速度 计,提供卫星短时线加速度和角速度测量值;SINS输出信息与导航参数预 报模型得到的信息进行组合导航,起辅助导航、参数平滑和测量冗余作用。
18、根据权利要求1所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航系 统,其特征在于:在所述的导航电文中的卫星星历含有地球非均匀性自转误 差,削弱或消除此种误差的具体措施为:直接由地面用户终端利用目前成熟 的地球自转短期预报模型进行卫星轨道短期预报计算,并从国际地球自转服 务组织IERS网站定期下载地球自转误差测量数据,更新地球自转短期预报 模型参数,补偿坐标转换引起的卫星轨道误差。
19、根据权利要求1或2所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导 航系统,其特征在于:适用于近地轨道、深空和行星际飞行航天器、无稠密 大气天体着陆器及其表面巡游器的高精度自主导航。
20、基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方法,其特征在于:主要 包括导航卫星的位置、速度和时间确定方法,姿态确定方法,及导航卫星容 错处理与电文生成的方法,其中:
所述的导航卫星的位置、速度和时间确定方法如下:
(1)获得脉冲时间到达观测量:探测脉冲星辐射的X射线光子,利用 探测到的X射线光子信号整合测量脉冲轮廓,提取脉冲轮廓基准点的到达时 间;
(2)脉冲到达时间转换改正计算:利用太阳系行星参数、X射线脉冲 星模型及特征参数进行脉冲到达时间的转换改正计算;
(3)脉冲延迟量及其变化率计算:将标准脉冲轮廓与测量脉冲轮廓信 号进行互相关处理和比对,得到脉冲延迟量,通过脉冲延迟量差分计算或脉 冲信号的多普勒频移量计算得到脉冲延迟变化率;
(4)X射线脉冲星导航滤波处理:利用步骤(3)中得到的脉冲延迟量 及其变化率组成基本观测向量,建立脉冲星导航测量方程,并与卫星轨道力 学与时钟系统状态方程进行Kalman滤波处理,得到卫星位置、速度和时间 参数的偏差估值;
(5)导航参数短时预报:利用步骤(4)中得到的导航参数偏差估值, 修正卫星近似位置、近似速度和近似时间等参数,采用导航参数预报模型, 在一个滤波周期内预报得到卫星实时位置、速度和时间参数;
所述的卫星姿态确定方法如下:
(6)获取脉冲星角位置矢量:探测脉冲星辐射的X射线光子,利用探 测到的X射线光子信号整合测量脉冲轮廓,提取脉冲星影像信息,确定脉冲 星在星体坐标系中的角位置矢量;
(7)建立姿态测量方程:利用步骤(6)中得到的脉冲星在星体坐标系 中的角位置矢量,以及已精确测定的脉冲星在太阳系质心天球参考系中的角 位置,可以通过坐标系变换,建立卫星姿态测量方程;
(8)姿态参量滤波估计:利用步骤(7)中得到的卫星姿态测量方程, 并采用姿态四元素方法,建立姿态四元素状态方程,然后进行Kalman滤波 处理,得到卫星俯仰、滚动和偏航姿态角信息;
所述的导航卫星容错处理与电文生成的方法如下:
(9)SINS输出导航参数:利用步骤(5)得到的卫星位置和速度信息, 及步骤(8)得到的卫星姿态信息修正SINS导航参数初值,在一个滤波周 期内SINS输出卫星实时位置、速度和姿态参数;
(10)建立组合导航测量误差方程:利用导航参数预报模型和SINS输 出的位置、速度和姿态信息,建立组合导航系统测量误差方程;
(11)卫星自主导航滤波处理:利用步骤(10)得到的测量误差方程 和SINS力学编排方程,进行双核Kalman滤波处理,得到高精度的自主导 航信息,即位置、速度和姿态信息;
(12)反馈校正SINS系统:利用步骤(11)得到的高精度的卫星位置、 速度和姿态信息反馈校正SINS系统的IMU漂移误差;
(13)自主导航信息生成:根据高精度的位置、速度、时间和姿态信息 生成导航电文和控制指令,进行导航卫星绝对站位保持,维持导航星座基本 构形,从而实现导航卫星长时间高精度自主导航。
21、根据权利要求20所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方 法,其特征在于:所述的步骤(2)脉冲到达时间转换改正计算包括:Roemer 延迟改正、Shapiro延迟改正、除地球外的太阳系行星总延迟改正、时间系 统转换改正,及坐标系统转换改正。
22、根据权利要求20所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方 法,其特征在于:所述的步骤(4)中需要利用1颗以上脉冲星辐射的X射 线信息得到的脉冲延迟量及其变化率,组成基本观测向量。
23、根据权利要求20所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方 法,其特征在于:所述的步骤(7)中的建立姿态测量方程需要同时跟踪2 颗以上的脉冲星,得到2个以上的脉冲星在星体坐标系中的角位置矢量。
24、根据权利要求20所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方 法,其特征在于:在所述步骤(11)中的双核Kalman滤波算法主副备份基 础上增加H∞辅助滤波,进一步提高自主导航系统的容错性能。
25、根据权利要求20或24所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主 导航方法,其特征在于:所述的双核Kalman滤波算法包括一个主Kalman 滤波器和一个副Kalman滤波器,在正常情况下,采用主Kalman滤波器估 计系统状态,卫星自主更新导航信息,利用测量新息向量构造故障检测函数, 依据二元假设检验原理,进行故障检测;一旦主Kalman滤波器检测到测量 数据存在故障和可能的滤波器发散,利用冗余测量数据组合算法,剔除有问 题的数据,启用副Kalman滤波器重构系统状态输出,主Kalman滤波器被 隔离切换为副Kalman滤波器。
26、根据权利要求24所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方 法,其特征在于:所述的H∞辅助滤波算法采用误差协方差阵的奇异值分解 方法,自适应选取Y值,Y值为H∞次优上限值。
27、根据权利要求20所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方 法,其特征在于:所述的步骤(4)脉冲星导航测量方程包括:脉冲延迟方 程和脉冲延迟变化率方程,其中脉冲延迟方程为
δρ=δx·n+c·δt+v (17)
脉冲延迟变化率方程为
式中:δρ=ctssb-ctsat-dR-dS-d∑-dt-dc,为脉冲延迟量;δx为卫星位 置误差向量;n为脉冲星在太阳系质心天球参考系中的角位置矢量;c为光 速;δt为卫星时钟编差;v为脉冲延迟测量噪声;tssb、tsat分别为在太阳系质 心天球参考系中脉冲星计时模型预报的脉冲到达太阳系质心的时间和星载 时钟测量的脉冲到达导航卫星的时间;dR、dS和d∑分别表示Roemer延迟改 正、Shapiro延迟改正以及除地球外的太阳系行星总延迟改正;dt表示由太 阳系质心坐标时到地球质心坐标时的转换改正;dc表示从太阳系质心天球参 考系转换到地球质心天球参考系的过程中,由地球质心在太阳系质心天球参 考系中的运动速度、加速度及其高阶项引起的改正; 为脉冲延迟变化率, 由脉冲信号多普勒频移变换或脉冲延迟量差分计算得到; 为卫星运动速度 误差向量;δtf为卫星时钟频率误差;vf为脉冲延迟变化率测量噪声。
28、根据权利要求20所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方 法,其特征在于:所述的步骤(4)中的卫星轨道力学和时钟系统状态方程 为
式中: A(t)为系统状态矩阵;B(t)为 高阶摄动加速度控制系数矩阵;U(t)为高阶摄动加速度向量;W(t)为系统过 程噪声向量。
29、根据权利要求20所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方 法,其特征在于:所述步骤(10)中的导航参数预报模型根据卫星轨道数值 积分方法和星载时钟模型,在一个滤波周期内预报卫星位置、速度和时间参 数。
30、根据权利要求20所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方 法,其特征在于:所述的步骤(9)中捷联惯性导航系统SINS主要包括陀 螺仪和加速度计,提供卫星短时线加速度和角速度测量值;SINS输出信息 与导航参数预报模型得到的信息进行组合导航,起辅助导航、参数平滑和测 量冗余作用。
31、根据权利要求20所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方 法,其特征在于:所述步骤(13)中,在所述的导航电文中的卫星星历含有 地球非均匀性自转误差,削弱或消除此种误差的具体措施为:直接由地面用 户终端利用目前成熟的地球自转短期预报模型进行卫星轨道短期预报计算, 并从国际地球自转服务组织IERS网站定期下载地球自转误差测量数据,更 新地球自转短期预报模型参数,补偿坐标转换引起的卫星轨道误差。
32、根据权利要求20所述的基于X射线脉冲星的导航卫星自主导航方 法,其特征在于:适用于近地轨道、深空和行星际飞行航天器,以及无稠密 大气天体着陆器及其表面巡游器的高精度自主导航。
本发明属于航天器自主导航技术领域,涉及一种利用脉冲星辐射的X 射线信号为导航卫星进行高精度自主轨道确定、时间同步和姿态测量的系统 与方法;本发明也适用于近地轨道、深空和行星际飞行航天器,以及无稠密 大气天体着陆器及其表面巡游器的高精度自主导航应用领域。
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