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CN113984069B - 基于人造卫星的星光定位导航方法 - Google Patents

基于人造卫星的星光定位导航方法 Download PDF

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CN113984069B
CN113984069B CN202110484592.9A CN202110484592A CN113984069B CN 113984069 B CN113984069 B CN 113984069B CN 202110484592 A CN202110484592 A CN 202110484592A CN 113984069 B CN113984069 B CN 113984069B
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郭振西
郑榕
李萌萌
杨明
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Abstract

本发明涉及基于人造卫星的星光定位导航方法，首先采用星敏感器观测空间中三颗卫星，根据卫星星历获得所观测三颗卫星的位置坐标，并计算任意两颗卫星的相对距离；采用星敏感器测量三颗卫星相对星敏感器的单位方向矢量，并计算任意两颗卫星相对星敏感器的张角；计算星敏感器与每颗卫星之间的相对距离；根据三颗卫星位置坐标以及星敏感器与每颗卫星之间的相对距离，计算出星敏感器位置，即实现了飞行器的自主定位。本发明将星敏感器功能进行扩展，在传统实现自主定姿的基础上，实现了自主定位，不增加额外设备，不占用额外空间，具有很高的经济性。

Description

基于人造卫星的星光定位导航方法
技术领域
本发明属于导航领域，涉及一种基于人造卫星的星光定位导航方法。
背景技术
基于捷联惯性测量组合和星敏感器的“惯性+星光”复合导航方式综合了两种导航方式的优点,可以实现自主导航的高动态和高精度。星敏感器是一种体积小、重量轻、可靠性高，基于可见光成像原理工作的设备。传统星光导航是利用星敏感器对恒星进行测量，确定载体飞行姿态。虽然获取了很高精度的姿态信息，但无法实现对载体位置信息的测量，星光制导的应用因此有很大局限性。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种基于人造卫星的星光定位导航方法。
本发明解决技术的方案是：
基于人造卫星的星光定位导航方法，包括如下步骤：
步骤1：采用星敏感器观测空间中三颗卫星，根据卫星星历获得所观测三颗卫星的位置坐标，并计算任意两颗卫星的相对距离；
步骤2：采用星敏感器测量三颗卫星相对星敏感器的单位方向矢量，并计算任意两颗卫星相对星敏感器的张角；
步骤3：根据任意两颗卫星间的相对距离及相对星敏感器的张角，计算星敏感器与每颗卫星之间的相对距离；
步骤4：根据三颗卫星位置坐标以及星敏感器与每颗卫星之间的相对距离，计算出星敏感器位置，即实现了飞行器的自主定位。
所述步骤1中，设采用星敏感器观测到空间中三颗卫星T1、T2、T3，通过卫星测轨建立的卫星星历数据库获取三颗卫星位置坐标为Txyz[1]、Txyz[2]、Txyz[3]，
Txyz[1]＝[xT1 yT1 zT1]T
Txyz[2]＝[xT2 yT2 zT2]T
Txyz[3]＝[xT3 yT3 zT3]T。
利用如下公式计算三颗卫星中任意两颗卫星的相对距离：
p＝|Txyz[2]-Txyz[1]|
q＝|Txyz[3]-Txyz[2]|
r＝|Txyz[1]-Txyz[3]|
其中，p为卫星T1与卫星T2之间的相对距离；q为卫星T2与卫星T3之间的相对距离；r为卫星T1与卫星T3之间的相对距离。
所述步骤2的实现方式如下：
采用星敏感器测量三颗卫星T1、T2、T3相对星敏感器的单位方向矢量
Figure GDA0003290086470000021
Figure GDA0003290086470000022
并计算每两颗卫星相对星敏感器的张角：
Figure GDA0003290086470000023
Figure GDA0003290086470000024
Figure GDA0003290086470000025
其中，A为卫星T1与T2相对星敏感器的张角，B为卫星T2与T3相对星敏感器的张角，C为卫星T1与T3相对星敏感器的张角，星敏感器记为O。
所述步骤3的实现方式如下：
通过如下数学模型计算星敏感器与每颗卫星之间的相对距离：
a2+b2-2a*b*cosA＝p2
b2+c2-2b*c*cosB＝q2
c2+a2-2c*a*cosC＝r2
其中，a为星敏感器与卫星T1之间的相对距离；b为星敏感器与卫星T2之间的相对距离；c为星敏感器与卫星T3之间的相对距离；
p为卫星T1与卫星T2之间的相对距离；q为卫星T2与卫星T3之间的相对距离；r为卫星T1与卫星T3之间的相对距离；
A为卫星T1与T2相对星敏感器的张角，B为卫星T2与T3相对星敏感器的张角，C为卫星T1与T3相对星敏感器的张角。
所述步骤4的实现方式如下：
星敏感器位置表示为[xc yc zc]T，
星敏感器与卫星T1之间的相对距离a表示为
(xc-xT1)2+(yc-yT1)2+(zc-zT1)2＝a2
星敏感器与卫星T2之间的相对距离b表示为
(xc-xT2)2+(yc-yT2)2+(zc-zT2)2＝b2
星敏感器与卫星T3之间的相对距离c表示为
(xc-xT3)2+(yc-yT3)2+(zc-zT3)2＝c2
联立上述三个式子，求解得到星敏感器位置[xc yc zc]T；
xT1,yT1,zT1为卫星T1的位置坐标，xT2,yT2,zT2为卫星T2的位置坐标，xT3,yT3,zT3为卫星T3的位置坐标。
所述星敏感器与飞行器捷联安装。
当空间中有N颗卫星能够被星敏感器观测时，N>3，选择三颗观测卫星的原则如下：
从能够被星敏感器观测的N颗卫星中任选三颗卫星，共有
Figure GDA0003290086470000031
组选择方案；
对于每一组选择方案，计算三颗卫星相对星敏感器的平均张角D；
利用如下公式计算位置几何精度因子PDOP：
Figure GDA0003290086470000032
从所有选择方案中，选择使PDOP最小的选择方案对应的三颗卫星作为观测卫星。
三颗卫星相对星敏感器的平均张角
Figure GDA0003290086470000041
其中A、B、C分别为任意两颗卫星相对星敏感器的张角。
本发明可以极大提高长时飞行飞行器自主导航精度，对于采用星光制导设备的飞行器不需要额外的硬件改动，通过观测卫星自主获取高精度位置导航信息。其具体有益效果有：
(1)将星敏感器功能进行扩展，在传统实现自主定姿的基础上，实现了自主定位，不增加额外设备，不占用额外空间，具有很高的经济性；
(2)基于观测人造卫星实现自主定位，抗干扰性强、可靠性高，是一种高精度全新的自主定位导航方案。
附图说明
图1为本发明基于人造卫星的星光定位导航示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步阐述。
本发明通过使用星敏感器观测多颗卫星，结合卫星星历提供的卫星轨道数据，计算得到卫星间相对距离；采用星敏感器测量各颗卫星相对星敏感器的单位方向矢量，计算得到卫星间矢量夹角；计算星敏感器相对多颗卫星的相对距离；根据卫星轨道数据与相对卫星距离，计算得到星敏感器自身位置，从而实现自主定位。
如图1所示为基于人造卫星的星光定位导航示意图。基于人造卫星的星光定位导航方法，通过以下工作步骤实现高精度自主测距。空间不少于3颗卫星T1、T2、T3，通过卫星测轨建立的卫星星历数据库可获取卫星位置，并计算得到星间相对距离p、q、r。采用星敏感器观测各颗卫星，计算得到每两颗卫星间的夹角A、B、C。建立计算模型，获得星敏感器相对各颗卫星的距离a、b、c，从而对星敏感器进行定位。
本发明具体步骤如下：
步骤1：采用星敏感器观测空间中三颗卫星，根据卫星星历获得三颗观测卫星的位置坐标，并计算各观测卫星间的相对距离。
采用星敏感器观测到空间中三颗卫星T1、T2、T3，通过卫星测轨建立的卫星星历数据库可获取卫星位置坐标为Txyz[1]、Txyz[2]、Txyz[3]。
Txyz[1]＝[xT1 yT1 zT1]T
Txyz[2]＝[xT2 yT2 zT2]T
Txyz[3]＝[xT3 yT3 zT3]T
计算出三颗卫星之间的相对距离大小p、q、r。
Figure GDA0003290086470000051
其中，p为卫星T1与卫星T2之间相对距离；q为卫星T2与卫星T3之间相对距离；r为卫星T1与卫星T3之间相对距离。
步骤2：采用星敏感器测量三颗卫星相对星敏感器的单位方向矢量，并计算任意两颗卫星相对星敏感器的张角。
采用星敏感器测量三颗卫星T1、T2、T3相对星敏感器的单位方向矢量
Figure GDA0003290086470000052
并计算每两颗卫星相对星敏感器的相对张角A、B、C。
Figure GDA0003290086470000053
其中，
Figure GDA0003290086470000054
分别为卫星T1、T2、T3相对星敏感器的单位方向矢量；A为卫星T1与T2的张角，B为卫星T2与T3的张角，C为卫星T1与T3的张角。星敏感器记为O。
步骤3：根据任意两颗卫星间的相对距离及相对星敏感器的张角，计算星敏感器与每颗卫星之间的相对距离。
建立如下数学模型，
根据三角形余弦定理，三角形T1、T2、O中，
a2+b2-2a*b*cosA＝p2………………(3)
同理，三角形T2、T3、O中，
b2+c2-2b*c*cosB＝q2………………(4)
同理，三角形T1、T3、O中，
c2+a2-2c*a*cosC＝r2………………(5)
联立式(3)～(5)，可以求解a、b、c。
其中，a为星敏感器与卫星T1之间的距离；b为飞行器与卫星T2之间的距离；c为飞行器与卫星T3之间的距离。
步骤4：根据三颗卫星位置以及星敏感器与每颗卫星之间的距离，计算出星敏感器位置，星敏感器与飞行器捷联安装，即实现了飞行器的自主定位。
星敏感器位置表示为[xc yc zc]T。
星敏感器与卫星T1之间的距离表示为
(xc-xT1)2+(yc-yT1)2+(zc-zT1)2＝a2………………(6)
星敏感器与卫星T2之间的距离表示为
(xc-xT2)2+(yc-yT2)2+(zc-zT2)2＝b2………………(7)
星敏感器与卫星T3之间的距离表示为
(xc-xT3)2+(yc-yT3)2+(zc-zT3)2＝c2………………(8)
联立式(6)～(8)，可以求解星敏感器位置[xc yc zc]T。
星敏感器与飞行器捷联安装，即实现了飞行器的自主定位。
当空间中有N颗卫星能够被星敏感器观测时，N>3，选择三颗观测卫星的原则如下：
从能够被星敏感器观测的N颗卫星中任选三颗卫星，共有
Figure GDA0003290086470000061
组选择方案；
对于每一组选择方案，计算三颗卫星相对星敏感器的平均张角D；
利用如下公式计算位置几何精度因子PDOP：
Figure GDA0003290086470000071
从所有选择方案中，选择使PDOP最小的选择方案对应的三颗卫星作为观测卫星。
三颗卫星相对星敏感器的平均张角
Figure GDA0003290086470000072
其中A、B、C分别为任意两颗卫星相对星敏感器的张角。
本发明涉及有自主导航需求的长航时飞行的飞行器，通过采用星敏感器对多颗人造卫星进行测量，可实现采用星敏感器观测人造卫星实现自主导航定位，全程采用自主导航体制，不易受外界干扰，对于采用星光制导方案的飞行器不增加额外设备，不占用额外空间。
本发明提出基于人造卫星的星光定位导航技术，将星光制导扩展为定姿+定位双模式的自主导航方法，实现了设备复用，简单经济，对有自主导航需求的长航时飞行的飞行器意义重大！
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (9)

1.基于人造卫星的星光定位导航方法，其特征在于包括如下步骤：
步骤1：采用星敏感器观测空间中三颗卫星，根据卫星星历获得所观测三颗卫星的位置坐标，并计算任意两颗卫星的相对距离；
步骤2：采用星敏感器测量三颗卫星相对星敏感器的单位方向矢量，并计算任意两颗卫星相对星敏感器的张角；
步骤3：根据任意两颗卫星间的相对距离及相对星敏感器的张角，计算星敏感器与每颗卫星之间的相对距离；
步骤4：根据三颗卫星位置坐标以及星敏感器与每颗卫星之间的相对距离，计算出星敏感器位置，即实现了飞行器的自主定位。
2.根据权利要求1所述的基于人造卫星的星光定位导航方法，其特征在于，所述步骤1中，设采用星敏感器观测到空间中三颗卫星T1、T2、T3，通过卫星测轨建立的卫星星历数据库获取三颗卫星位置坐标为Txyz[1]、Txyz[2]、Txyz[3]，
Txyz[1]＝[xT1 yT1 zT1]T
Txyz[2]＝[xT2 yT2 zT2]T
Txyz[3]＝[xT3 yT3 zT3]T。
3.根据权利要求2所述的基于人造卫星的星光定位导航方法，其特征在于，利用如下公式计算三颗卫星中任意两颗卫星的相对距离：
p＝|Txyz[2]-Txyz[1]|
q＝|Txyz[3]-Txyz[2]|
r＝|Txyz[1]-Txyz[3]|
其中，p为卫星T1与卫星T2之间的相对距离；q为卫星T2与卫星T3之间的相对距离；r为卫星T1与卫星T3之间的相对距离。
4.根据权利要求1所述的基于人造卫星的星光定位导航方法，其特征在于，所述步骤2的实现方式如下：
采用星敏感器测量三颗卫星T1、T2、T3相对星敏感器的单位方向矢量
Figure FDA0003290086460000021
并计算每两颗卫星相对星敏感器的张角：
Figure FDA0003290086460000022
Figure FDA0003290086460000023
Figure FDA0003290086460000024
其中，A为卫星T1与T2相对星敏感器的张角，B为卫星T2与T3相对星敏感器的张角，C为卫星T1与T3相对星敏感器的张角，星敏感器记为O。
5.根据权利要求1所述的基于人造卫星的星光定位导航方法，其特征在于，所述步骤3的实现方式如下：
通过如下数学模型计算星敏感器与每颗卫星之间的相对距离：
a2+b2-2a*b*cosA＝p2
b2+c2-2b*c*cosB＝q2
c2+a2-2c*a*cosC＝r2
其中，a为星敏感器与卫星T1之间的相对距离；b为星敏感器与卫星T2之间的相对距离；c为星敏感器与卫星T3之间的相对距离；
p为卫星T1与卫星T2之间的相对距离；q为卫星T2与卫星T3之间的相对距离；r为卫星T1与卫星T3之间的相对距离；
A为卫星T1与T2相对星敏感器的张角，B为卫星T2与T3相对星敏感器的张角，C为卫星T1与T3相对星敏感器的张角。
6.根据权利要求1所述的基于人造卫星的星光定位导航方法，其特征在于，所述步骤4的实现方式如下：
星敏感器位置表示为[xc yc zc]T，
星敏感器与卫星T1之间的相对距离a表示为
(xc-xT1)2+(yc-yT1)2+(zc-zT1)2＝a2
星敏感器与卫星T2之间的相对距离b表示为
(xc-xT2)2+(yc-yT2)2+(zc-zT2)2＝b2
星敏感器与卫星T3之间的相对距离c表示为
(xc-xT3)2+(yc-yT3)2+(zc-zT3)2＝c2
联立上述三个式子，求解得到星敏感器位置[xc yc zc]T；
xT1,yT1,zT1为卫星T1的位置坐标，xT2,yT2,zT2为卫星T2的位置坐标，xT3,yT3,zT3为卫星T3的位置坐标。
7.根据权利要求1到6任一项所述的基于人造卫星的星光定位导航方法，其特征在于，所述星敏感器与飞行器捷联安装。
8.根据权利要求1所述的基于人造卫星的星光定位导航方法，其特征在于，当空间中有N颗卫星能够被星敏感器观测时，N>3，选择三颗观测卫星的原则如下：
从能够被星敏感器观测的N颗卫星中任选三颗卫星，共有C3N组选择方案；
对于每一组选择方案，计算三颗卫星相对星敏感器的平均张角D；
利用如下公式计算位置几何精度因子PDOP：
Figure FDA0003290086460000031
从所有选择方案中，选择使PDOP最小的选择方案对应的三颗卫星作为观测卫星。
9.根据权利要求8所述的基于人造卫星的星光定位导航方法，其特征在于，三颗卫星相对星敏感器的平均张角
Figure FDA0003290086460000032
其中A、B、C分别为任意两颗卫星相对星敏感器的张角。
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