法
技術領域
[0001] 本
發(fā)明屬于導航技術領域，特別涉及融合
X射線脈沖星輻射矢量和計時觀測的衛(wèi)星自主導航方法，用于為地球或其它近天體的軌道衛(wèi)星，星際航行
航天器，或者無稠密大氣星體表面巡游車提供高
精度自主導航
定位服務。
背景技術
[0002] 基于X射線脈沖星的導航定位是一種利用X射線脈沖星輻射脈沖到達時間測量作為信息輸入的天文導航方法，能為近地、深空及星際空間航天器提供
位置、速度、時間、
姿態(tài)等豐富的導航信息。它通過測量同一脈沖到達航天器和到達SSB的時間差來計算航天器在該脈沖星方向相對于SSB的位移，再結合多顆脈沖星方向上的位移即可確定航天器在SSB
坐標系下航天器位置。其中，時間差測量通常使用星載探測器接收X射線
光子，在星載鐘支持下經(jīng)過周期累積得到累積脈沖輪廓，再與標準脈沖輪廓比對
相位得到。
[0003] 基于脈沖星的導航技術最早由美國噴氣推進實驗室的德恩斯博士于1974年提出；1981年，美國通信系統(tǒng)研究所的切斯特和巴特曼提出利用脈沖星X射線源為航天器導航的構想；1999年，搭載USA試驗設備的美國空軍”先進研究與全球觀測衛(wèi)星”被發(fā)射進入預定軌道，USA開展空間科學試驗研究中包括了一項有關X射線導航的主題研究；2004年8月，美國航空航天局和海軍天文臺等多家單位著手擬定和啟動脈沖星導航的研究計劃，同時X射線脈沖星導航已納入國防部長期發(fā)展戰(zhàn)略規(guī)劃綱要，并逐年增加項目研究經(jīng)費，持續(xù)開展脈沖星導航的理論方法研究、關鍵技術攻關和原理樣機研制等方面的研究工作。我國在空間科學十一五規(guī)劃中也包括了發(fā)射用于實現(xiàn)1-250keV寬頻段X射線成像巡天的天文衛(wèi)星HXMT，其中的分系統(tǒng)-低能X射線，其頻段為1.0-15keV，該X射線望遠鏡用于探索脈沖星導航。
[0004] 脈沖星導航有能
力具有多種優(yōu)越的導航特性包括：(1)自主導航能力增強(2)從近地軌道、深空至星際空間飛行的持續(xù)導航能力(3)提供良好的外部時間
頻率基準(4)航天器編隊飛行
星座導航或星間
跟蹤(5)有利于減少維護成本和提高抗干擾能力。但是，脈沖星
信號極其微弱，在目前的技術和認知
水平下，很難達到理想的導航定位精度，特別是對于軌道衛(wèi)星定軌應用，與傳統(tǒng)的基于地基測控的定軌方法相比，除了在自主導航和抗干擾能力上具有明顯優(yōu)勢外，其定軌精度還有較大差距。如果在實現(xiàn)脈沖星自主導航的同時，能進一步提高其定位精度，不僅可以拓展脈沖星應用空間，還十分有利于挖掘更多潛在的應用。而從目前脈沖星導航的原理來看，其僅僅利用脈沖星輻射脈沖穩(wěn)定的計時特性測量信號光經(jīng)過航天器到達
太陽系質心的時間，再通過換算得到距離?；谶@一原理，導航精度受諸多因素的限制，如相對論修正精度、脈沖星計時模型精度、位相測量精度等等。傳統(tǒng)增強脈沖星導航精度可以通過優(yōu)化信息獲取，如精化相位
預測模型、改進信號的時間測量等，但這類方法只能使定位精度接近其無偏估計的下界，并不增加可用信息量，因而也不能從本質上提升脈沖星導航的性能。因此如何在有限的觀測技術水平下有效增強導航性能對X射線脈沖星導航理論研究和工程應用都具有十分重要的意義。
發(fā)明內容
[0005] 針對上述問題，本發(fā)明的主要目的在于：針對傳統(tǒng)X射線脈沖星導航方法中，僅僅利用脈沖星輻射脈沖的計時觀測作為導航信息輸入，造成脈沖星導航能力利用不足、軌道衛(wèi)星定位精度需要進一步提高的問題，提供一種融合脈沖星輻射矢量和計時觀測的衛(wèi)星自主導航方法，以達到充分利用脈沖星導航能力，提高脈沖星導航精度，實現(xiàn)軌道衛(wèi)星自主高精度軌道確定、時間同步和姿態(tài)測量。
[0006] 本發(fā)明的另一個目的還在于能夠為編隊衛(wèi)星或者衛(wèi)星星座提供定向手段，以輔助解決星座整體旋轉和地球自傳誤差積累。
[0007] 為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的實現(xiàn)方法和技術解決方案為：融合脈沖星輻射方向矢量和計時觀測的航天器自主導航定位方法，其特點在于包括X射線探測器、
準直器、X射線脈沖星定時模型和參數(shù)
數(shù)據(jù)庫、太陽系行星參數(shù)庫，星載
原子鐘、星載計算機，紅外(或紫外)地平敏感、導航
算法庫、星載萬向
支架等；星載計算機根據(jù)當前記錄的航天器姿態(tài)和X射線脈沖星參數(shù)數(shù)據(jù)庫，控制星載萬向架
支撐星載X射線探測器指向目標脈沖星；X射線探測器配合
準直器，通過測量到達探測器的X射線脈沖星的光子流量強度計算脈沖星指向與脈沖星輻射矢量的偏差，該偏差反饋到星載計算機用于增強姿態(tài)控制，精確獲取脈沖星輻射方向矢量；在探測器準確指向目標脈沖星的同時，X射線探測器記錄X射線光子到達時間，在星載脈沖星參數(shù)庫和太陽系行星參數(shù)庫支持下將光子到達時間改正轉換到太陽系質心；轉換后的光子按照周期統(tǒng)計其在
采樣時間分辨單位內的重復頻率直方圖，進而形成累積輪廓；該累積輪廓與脈沖星標準平均輪廓比相，獲取累計輪廓位相，該位相再與星載原子鐘保持的脈沖星相位演化模型做差，所得相差轉換成距離差，送至導航計算機中的基于地心坐標系的脈沖星計時觀測導航算法；同時地平敏感儀敏感地平得到地平
角距，并計算地心方向矢量，該角距與上述脈沖星輻射方向矢量共同送至星載計算機中基于角距測量的脈沖星定位算法，同時該地心方向矢量與上述脈沖星輻射方向矢量共同送至基于角距測量的幾何定向算法；星載計算機調用自主導航算法庫中的融合導航濾波算法對基于脈沖星計時觀測的導航算法、基于角距測量的脈沖星定位算法和基于角距測量的幾何定向算法融合，輸出高精度的自主導航參數(shù)信息，包括位置、姿態(tài)和速度信息。
[0008] 所述的X射線探測器為時間分辨探測器，所述的準直器安裝于探測器前方，準直器由一系列平行的空心柱體緊密排列，只允許與柱體平行的光線通過，到達探測器，依次達到背景噪聲濾波、輻射矢量識別的目的。
[0009] 所述的重復頻率直方圖的生成方法為：假設為一段X射線脈沖星觀測信號，它由N個采樣構成，采樣間隔為δt，起始時刻為t0，周期為TP，Nδt＝mTP，m為觀測信號中的周期數(shù)，zi(i＝1，...，N)表示每個采樣間隔內光子計數(shù)，寫成向量形式為z＝[z1，z2，...，zN]T T，令 為了區(qū)別觀測信號，用x＝[x1，x2，...，xm] 表示累積后的信號，令pi＝|xi|/||z||，重復頻率直方圖的生成方法依次調整變量i，使x的熵：
[0010]
[0011] 最小。
[0012] 所述的脈沖星計時觀測導航算法的實現(xiàn)方法為：星載計算機利用太陽系行星參數(shù)數(shù)據(jù)庫和脈沖星計時模型和參數(shù)數(shù)據(jù)庫計算地球坐標系中心相對于太陽系質心的位置和速度，并通過光行時轉換和時間轉換將建立在太陽系質心和太陽系質心力學時下的脈沖星相位演化模型轉換到地球坐標系中心和地球質心力學時下；同時星載計算機在星載原子鐘支持下，維持地心坐標系下的脈沖星相位演化模型；星載X射線探測器記錄X射線脈沖星光子到達時間，整合出累積脈沖輪廓，該輪廓與所述的地心坐標系下的脈沖星相位演化模型比相獲得相差，進而利用相差計算距離誤差，該距離誤差送入導航算法庫。
[0013] 所述的地平角距為地心坐標系下衛(wèi)星到地球兩側表面切線方向矢量的夾角。
[0014] 所述的地心方向矢量為地球坐標系下衛(wèi)星中心到地球中心連線方向矢量，計算方法為地平角距的中心線方向。
[0015] 所述的脈沖星輻射矢量的識別方法為：以萬向支架支撐點為中心，在一個圓球面上以往返形式等幅度步進探測器指向，當探測器接收到的目標脈沖星輻射流量強度最大時即認為探測器指向與脈沖星輻射方向矢量平行。
[0016] 所述的脈沖星輻射流量強度表示方法為對探測器記錄的光子序列做FFT變換，統(tǒng)計目標脈沖星信號在其特征頻率點的
平均功率，用于標定流量強度。
[0017] 所述的基于角距測量的脈沖星定位算法的實現(xiàn)方法為：星載計算機同時接收X射線探測器輸出的脈沖星矢量信息和地平敏感儀輸出的地心方向矢量以及地平儀輸出的地平角距，首先建立地平角距與衛(wèi)星位置矢量的函數(shù)關系式，命名為關系式A，再建立地心矢量方向與脈沖星輻射方向矢量夾角與衛(wèi)星位置的函數(shù)關系式，命名為關系式B；利用關系式A和關系式B建立觀測方程送入導航濾波算法。
[0018] 所述的關系式A為
[0019] 所述的關系式B為
[0020]
[0021] 所述的觀測方程為：設衛(wèi)星對地心矢量方向為 它與脈沖星視線方向的矢量的夾角為β，地平儀觀測的兩側地平方向夾角為α，地球半徑為Re。
[0022]
[0023] 其中ns包括泰勒展開的高階項和噪聲，簡單起見，假設噪聲服從高斯分布近似有E[ns(t)]＝0，
[0024]
[0025] 其中，nh包括泰勒展開的高階項和地心矢量觀測噪聲，E[nh]＝0，[0026] 所述的基于角距測量的幾何定向算法實現(xiàn)方法為：設軌道運動方向用 脈沖星輻射方向矢量為np，t0時刻的地心方向矢量分別為 和 則 可表示為
[0027]
[0028] 所述的導航濾波算法
觀測矩陣由，(1)式、(2)式和(22)式所示的測量方程組成，設組合量測向量表示為Y＝[Δτ，Δα，Δβ]T，其中此時觀測方程為：
[0029]
[0030] 其中H為觀測矩陣，η(t)為零均值高斯觀測噪聲且η(t)＝[ns(t)，nh(t)，wN(t)]T，方差陣為：
[0031]
[0032] 其wN(t)2為脈沖星時間測量誤差轉換得到的位置量測誤差方差，i＝(1，...，N)，表示探測器對第i顆脈沖星時間測量誤差，W為脈沖半寬度，其中Fx為X射線脈沖星輻射光子流，A表示探測器面積，pf為一個脈沖周期內的脈沖輻射流量與平均輻射流量比，Δtobs表示觀測時間，Bx表示X射線背景輻射噪聲，d＝W/P，P為脈沖周期。為了使提高TOA測量的精度，通常要使用累積的方法得到高
信噪比的脈沖輪廓，此時Δtobs反映了脈沖
疊加段的長度。
[0033] 所述的導航濾波算法的特征在于：在(2)式和(1)式的
基礎上，多星觀測矩陣是單星觀測變量的有序組合，此時矢量觀測矩陣表示為T
[0034] Y1＝H1δX+η＝[Fh，1，F(xiàn)h，2，...，F(xiàn)h，n]δX+η1 (5)T
[0035] 其 中，Y1 ＝ [Δβ1，Δβ2，...，Δβn] ， 噪 聲 均 值，[0036] 同理到達時間觀測矩陣表示為：
[0037]
[0038] 其 中，Y2 ＝ [Δτ2，Δτ2，...，Δτn]T， 噪 聲 均 值，E(η2) ＝ 0，[0039] 所述的融合脈沖星輻射方向矢量和計時觀測的航天器自主導航定位方法，其特征在于：基于計時觀測的導航或者基于角距觀測均可以獨立完成近地軌道衛(wèi)星導航定位，二者也可以共同用于導航以增加導航精度，適合于近地軌道衛(wèi)星或者衛(wèi)星星座高精度自主導航。
[0040] 所述的融合脈沖星輻射方向矢量和計時觀測的航天器自主導航定位方法其特征在于，導航系統(tǒng)的參考坐標中心均在地心。
[0041] 本發(fā)明與現(xiàn)有基于地基測控和基于星間鏈路的衛(wèi)星和星座導航技術相比，優(yōu)點有：(1)能夠為衛(wèi)星或星座提供長時間的高精度自主導航能力，有利于緩解地面測控站的壓力；(2)由于采用的地基
時空基準，可以克服星間鏈路自主導航方法中星座整體旋轉問題；(3)系統(tǒng)被動接收天文X射線信號，在地面上無法進行干擾。
[0042] 此外，與傳統(tǒng)的單純利用計時觀測的脈沖星導航方法相比，本發(fā)明增加了角距觀測，因此對脈沖星導航信息的利用更為充分，可以顯著提高脈沖星導航精度。
附圖說明
[0043] 圖1為本發(fā)明融合脈沖星輻射矢量和計時觀測的衛(wèi)星自主導航系統(tǒng)組成圖；
[0044] 圖2為本發(fā)明的在地球質心參考坐標系中的脈沖星、太陽質心、導航衛(wèi)星、地平角距之間的幾何關系以及基于計時觀測導航算法和基于角距測量的導航算法原理圖；
[0045] 圖3為本發(fā)明的在地球質心參考坐標系中地球中心與脈沖星輻射方向矢量之間的幾何關系和基于角距測量的幾何定向算法原理圖；
[0046] 圖4為本發(fā)明的融合計時觀測和角距測量的脈沖星導航融合算法
框圖。
具體實施方式
[0047] 如圖1所示，本發(fā)明的融合脈沖星輻射方向矢量和計時觀測的航天器自主導航定位系統(tǒng)，包括X射線探測器3、準直器2、X射線脈沖星定時模型和特征參數(shù)數(shù)據(jù)庫7、太陽系行星參數(shù)庫6，星載原子鐘17、星載計算機，紅外(或紫外)地平敏感11、導航算法庫8、和衛(wèi)星自主控制平臺等；來自X射線脈沖星的輻射光子流1經(jīng)過準直器2做選通處理，當準直器2的指向與來自X射線脈沖星的輻射光子流方向矢量一致或在選通角范圍內時，X射線光子流1到達X射線時變探測器3，否則X射線脈沖星輻射光子流無法通過準直器到達X射線時變探測器3；X射線脈沖星時變探測器3接收X射線脈沖星輻射的光子，送入記錄光子到達時間模
塊9，記錄光子到達時間，統(tǒng)計光子到達流量強度，當光子流量強度達到最大時認為準直器與X射線脈沖星輻射矢量方向平行，即準直器此時所指方向為脈沖星在天球坐標系中的位置矢量；該矢量經(jīng)過坐標轉換送至輻射矢量識別模塊10；同時X射線探測器3探測的光子信號送入記錄光子到達時間模塊9記錄的X射線脈沖星光子到達時間，該光子到達時間首先通過光行時修正和時間尺度修正轉換到太陽系質心，得到太陽系質心處的光子到達時間，利用太陽系行星參數(shù)數(shù)據(jù)庫6中的行星參數(shù)將太陽系質心處的光子到達時間轉換到地心坐標系中心的光子到達時間，然后再利用脈沖星計時模型和特征參數(shù)數(shù)據(jù)庫7中的脈沖星特征參數(shù)，進行光子輪廓整合，得到累積脈沖星脈沖輪廓；該累積脈沖星脈沖輪廓與星載計算機維持的地心坐標系下的X射線脈沖星輻射相位演化模型進行比對，得到相差；該相差送入基于計時觀測的導航模塊12，該模塊記錄多顆脈沖星相差并將相差轉換成位置誤差，從導航算法庫模塊8中調用基于計時觀測的脈沖星導航算法完成基于計時觀測的脈沖星導航；在進行計時觀測導航的同時，輻射矢量識別模塊10對轉換后的脈沖星輻射方向矢量進行辨識，辨識過程不僅要識別該輻射矢量所屬的脈沖星，還要根據(jù)準直器模型和流量強度的變化規(guī)律修正準直器指向與輻射矢量方向的偏差，得到高精度的輻射矢量；該矢量送至基于角距觀測導航模塊13和基于角距觀測的幾何定向模塊14；此外，地平儀同時敏感地球表面切線方向矢量，送至地平角距測量模塊11，地平角距測量模塊根據(jù)地球表面切向方向矢量計算地心角距，得到地心方向矢量；該地心方向矢量和地球表面切線方向矢量同時送入基于角距觀測的導航模塊13和基于角距觀測的幾何定向模塊14；基于角距觀測的導航模塊13利用地球表面切線方向矢量和地心方向矢量與多顆脈沖星輻射方向矢量的夾角建立觀測方程，并從導航算法庫調用基于角距觀測的導航算法完成基于角距觀測的導航；基于角距觀測的幾何定向模塊14利用衛(wèi)星在軌道中的不同位置時，地心方向矢量與脈沖星輻射方向矢量的夾角的變換情況進行衛(wèi)星運動方向的定向；基于計時觀測的導航模塊12、基于角距觀測的模塊13和基于角距觀測的幾何定向模塊14將各自導航狀態(tài)和參數(shù)送至融合導航算法15，輸出高精度的導航信息送至衛(wèi)星自主控制平臺。
[0048] 在圖1中，基于計時觀測導航模塊12中的輪廓累積采用統(tǒng)計重復頻率直方圖的方法生成，生成方法為：假設x為一段X射線脈沖星觀測信號，它由N個采樣構成，采樣間隔為δt，起始時刻為t0，周期為TP，Nδt＝mTP，m為觀測信號中的周期數(shù)，zi(i＝1，...，N)表T示每個采樣間隔內光子計數(shù)，寫成向量形式為z＝[z1，z2，...，zN]，令 為了T
區(qū)別觀測信號，用x＝[x1，x2，...，xm] 表示累積后的信號，令pi＝|xi|/||z||，重復頻率直方圖的生成方法依次調整變量i，使x的熵：
[0049]
[0050] 最小。
[0051] 在圖1中基于計時觀測的導航模塊12，其實現(xiàn)方法為：基于星載計時原子鐘準確預測脈沖星信號到達
選定慣性參考系原點的到達時間；探測器實測的脈沖星信號到達航天器時間并轉化到參考系原點，與預測的到達時間比對得到時間差，用來修正星載計算系統(tǒng)記錄的航天器位置。這里所述的選定的慣性參考系原點原則上可以是慣性坐標系中的任意慣性點，為了簡化計算過程，通常該參考原點選定為常用的參考系原點，如太陽系質心SSB或地球質心等。SSB坐標系下，脈沖星脈沖相位到達SSB模型可表示為：
[0052]
[0053] 其中， 代表參考歷元t0時刻的脈沖相位，v代表脈沖星自轉頻率， 分別為v的一階和二階導數(shù)。式(8)也是脈沖星計時模型和特征參數(shù)數(shù)據(jù)庫7中的脈沖星計時模型。該模型中的參數(shù)可通過對脈沖星的長期觀測得到。脈沖星信號到達航天器時間轉化到參考系原點的過程，實際上是實測TOA的固有時通過各項修正轉化為質心力學時(TDB)時過程。在假設無引力無介質的平直空間中，該過程可用一階方程表示為
其中 為SSB到脈沖星視線方向的矢量。而工程上實現(xiàn)精確的脈沖星定時，必須考慮相對論等效應對TOA測量的影響：
[0054] ΔtTOA＝ΔRΘ+ΔEΘ+ΔSΘ+Δf，N+δt (9)
[0055] 式中：N表示第N顆脈沖星；ΔRΘ為Roemer延遲，包括一階Doppler延遲和Parallax效應；ΔEΘ為Einstein修正，太陽系中 可忽略；ΔSΘ為太陽系Shapiro延遲； 為第N顆脈沖星色散效應誤差，由于X射線頻率非常高色散量很小，該項忽略；δt衛(wèi)星
時鐘偏差。本發(fā)明中式(8)表示的脈沖星相位演化模型和式(9)表示的太陽系質心光行時轉換模型建立在地球質心，星載計算機將式(8)表示的相位演化模型通過式(9)表示的光行時修正方法轉換到地球中心，并將導航過程中由于地球運動造成的時間尺度變化，在相位演化模型轉換中進行修正。
[0056] 圖1中，脈沖星計時模型和特征參數(shù)數(shù)據(jù)庫還包括X射線脈沖星標準輪廓，X射線脈沖星高精度計時模型，X射線脈沖星星歷星表、X射線脈沖星輻射流量和背景噪聲強度、X射線脈沖星自行參數(shù)、X射線脈沖星周期等特征參數(shù)。
[0057] 圖1中，太陽系星行星參數(shù)庫包括太陽系行星星歷、太陽及行星引力常數(shù)、太陽系質心、地球質心以及其它在維持時空基準和脈沖星光行時轉換中必需的參數(shù)。
[0058] 圖1中，導航算法庫包括常用的最小二乘方法，擴 展kalman方法，UnscentedKalman方法，粒子濾波方法和中心差分kalman濾波方法等。最小二乘和擴展kalman濾波方法
穩(wěn)定性較好，但在處理非高斯非線性
狀態(tài)方程時性能較弱，星載計算機優(yōu)先考慮使用Unscented Kalman等非線性濾波方法，但同時將最小二乘和擴展kalman濾波作為備份
濾波器使用，以在得到較好濾波性能的同時保證系統(tǒng)的穩(wěn)定可靠。但這要求星載計算機具有優(yōu)秀的
數(shù)據(jù)處理能力。
[0059] 如圖2所示，為本發(fā)明的在地球質心參考坐標系中的脈沖星、太陽質心、導航衛(wèi)星、地平角距之間的幾何關系以及基于計時觀測導航算法和基于角距測量的導航算法原理圖。從圖2中可以看到地平角距夾角是衛(wèi)星軌道位置的函數(shù)，地平角距可以使用紅外地平敏感或紫外地平敏感設備獲取。地平觀測方向與地心和脈沖星矢量處于同一平面內，如圖2所示，設衛(wèi)星對地心矢量方向為 它與脈沖星視線方向的矢量 的夾角為β，地平儀觀測的兩側地平方向夾角為α，地球半徑為Re。利用地平儀觀測得到式(10)
[0060]
[0061] 地心矢量方向可以利用地平觀測經(jīng)過α/2角度的旋轉得到，它與脈沖星視線方向矢量如式(11)所示的關系
[0062]
[0063] 其中 由探測器對脈沖星輻射矢量觀測得到。
[0064] 圖2所示的基于計時觀測的導航方法，TOA觀測方程如式(9)所示，簡化表示為：
[0065] ΔtTOA，N＝FN(X，t)+WN (12)
[0066] 式中，ΔtTOA，NW為星載探測器測得的第N顆脈沖星到達用戶星和SSB的時間差，X為用戶星狀態(tài)矢量，F(xiàn)N為轉換方程，WN為測量噪聲。令ΔτN為第N顆脈沖星TOA觀測與估計之間殘差，對(12)式用泰勒級數(shù)展開，取一階項，得到：
[0067]
[0068] 其中wN(t)為第N顆脈沖星的TOA量測噪聲，E[wN(t)]＝0，GN為測量矩陣，如(14)式：
[0069]
[0070] 其中D0表示脈沖星相對于SSB的距離， 表示SSB到第N脈沖星視線方向的單位矢量，b表示太陽系質心相對于太陽質心的位置矢量，V表示脈沖星的固有運動，ΔtM＝tM-t0表示從脈沖星初始位置開始到輻射第M個脈沖的時間間隔，由于V很小，D0＞＞VΔt，仿真計算時VΔt可以忽略，rU/S與rU/S分別表示用戶星相對于太陽系質心的位置矢量和它的模，μsun表示為太陽引力常數(shù)，c表示光速。
[0071] 圖2所示的基于角距觀測的導航方法，其觀測方程由式(12)得到觀測角[0072]
[0073] 再進行一階泰勒展開
[0074]
[0075]
[0076]
[0077] 其中ns包括泰勒展開的高階項和噪聲，簡單起見，假設噪聲高斯分布近似有E[ns(t)]＝0， 同樣對(13)式做一階泰勒近似，
[0078]
[0079]
[0080]
[0081] 其中，nh包括泰勒展開的高階項和地心矢量觀測噪聲，E[nh]＝0，[0082] 如圖2所示，融合計時觀測導航算法和基于角距測量的導航算法中，僅利用計時觀測或者僅利用矢量觀測均存在秩虧問題，避免該問題通常需要多個獨立的觀測。在基于計時觀測的脈沖星導航中，在原子鐘足夠穩(wěn)定的前提下，至少需要觀測3顆脈沖星信號。為了實現(xiàn)單脈沖星導航，這里我們用單脈沖星計時觀測和矢量觀測以及地平儀的視場角觀測構成3個獨立的觀測，用于單脈沖星
迭代定軌。綜合考慮，(13)式、(16)式和(17)式所示的測量方程，設組合量測向量表示為Y＝[Δτ，Δα，Δβ]T，其中此時觀測方程為：
[0083]
[0084] 其中H為觀測矩陣，η(t)為零均值高斯觀測噪聲且η(t)＝[ns(t)，nh(t)，wN(t)]T 2，方差陣為： 其wN(t) 為脈沖星時間測量誤差
轉換得到的位置量測誤差方差， 表示探測器對第i顆脈沖星時
間測量誤差，W為脈沖半寬度，
[0085]
[0086] 其中Fx為X射線脈沖星輻射光子流，A表示探測器面積，pf為一個脈沖周期內的脈沖輻射流量與平均輻射流量比，Δtobs表示觀測時間，Bx表示X射線背景輻射噪聲，d＝W/P，P為脈沖周期。為了使提高TOA測量的精度，通常要使用累積的方法得到高信噪比的脈沖輪廓，此時Δtobs反映了脈沖疊加段的長度。對于多脈沖星導航，由于計時觀測方法與矢量觀測方法均能實現(xiàn)自主迭代定軌，在(14)式和(17)式的基礎上，多星觀測矩陣是單星觀測變量的有序組合，此時矢量觀測矩陣表示為
[0087] Y1＝H1δX+η＝[Fh，1，F(xiàn)h，2，...，F(xiàn)h，n]TδX+η1 (20)[0088] 其 中，Y1 ＝ [Δβ1，Δβ2，...，Δβn]T， 噪 聲 均 值，E(η1) ＝ 0，同理到達時間觀測矩陣表示為：
[0089]T
[0090] 其 中，Y2 ＝ [Δτ1，Δτ2，...，Δτn] ， 噪 聲 均 值，E(η2) ＝ 0，[0091] 如圖3所示，基于角距測量的幾何定向算法實現(xiàn)方法為：設軌道運動方向為 脈沖星輻射方向矢量為np，t0時刻的地心方向矢量分別為 和 則 可表示為[0092]
[0093] 如圖4所示，融合計時觀測和角距測量的脈沖星導航融合算法具體實現(xiàn)分以下幾步完成：(1)初始化P0，Q0矩陣，給定航天器初始位置。(2)根據(jù)航天器位置和備擇脈沖星在天球坐標系中的位置計算航天器可觀測到的脈沖星，并調整觀測方程。(3)根據(jù)(18)式和第2步的結果計算狀態(tài)轉移矩陣H，分兩步完成EKF濾波。預測：
[0094] R(tk+1，tk)＝F(t)R(tk，tk)
[0095]
[0096]
[0097] 更新：
[0098]
[0099]
[0100]
[0101]
[0102]
[0103] 基于Kalman濾波的融合算法如圖4所示，設X1(k)，P1(k)和X2(k)，P2(k)分別為子濾波器1和子濾波器2的局部估計值和估計方差，其全局最優(yōu)融合方法如(24)式至(26)式：
[0104]
[0105]
[0106]
[0107] 子濾波器中只反饋狀態(tài)變量。
[0108] 本發(fā)明以地球衛(wèi)星為例對所發(fā)明的系統(tǒng)和方法進行了闡述，而從理論方法上講，本發(fā)明的
融合脈沖星輻射矢量和計時觀測的衛(wèi)星自主導航系統(tǒng)及方法完全適用于除地球外的其它近天體軌道航天器，僅需要將時間和坐標系統(tǒng)轉換到目標慣性系下，該轉換方法有完備的理論和方法支撐，除此之外其它組成可以不加
修改的使用適用。本領域專業(yè)人員在不背離本發(fā)明
權利要求范圍和主旨的前提下可以實現(xiàn)多種顯而易見的改進，因此上述內容只是本發(fā)明借以闡述的
實施例，本發(fā)明的權利要求范圍并不限制于以上論述。
[0109] 本說明未作詳細描述的內容屬于本領域專業(yè)技術人員公知的
現(xiàn)有技術。
