一种基于加速度计和天文的卫星自主导航新方法_王鹏

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卫星轨道摄动力分析
在研究 LEO 卫星摄动力时，假设卫星所受地球
质心引力为 1，则引力场摄动二阶带谐项 J2 为 10-3 数 量级，引力场高阶摄动项及其他摄动力与中心引力相 比最大为 10-5 数量级。通常在建立轨道动力学方程 时，卫星所受引力只考虑质心引力和引力场摄动二阶 带谐项 J2 ，而将其他摄动因素简单考虑为高斯白噪 声，或仅用一阶 Singer 模型来模拟 J2 项以外的部分 摄动力之和。
a
e
r3
rsat anonspherical a3-body(sun)
(2)
a3-body(moon) aairdrag aSRP
式中： anonspherical 是地球非球形摄动加速度， a3-body(sun) 和 a3-body(moon) 是太阳和月球摄动加速度， aairdrag 是大气 阻力摄动加速度， aSRP 是太阳光压摄动加速度。
dr x vx dt dr y vy dt dr z vz dt dv r r2 R x x3 1 J 2 e 7.5 z2 1.5 ax r r r dt 2 d v r y y 1 J Re 7.5 rz 1.5 a y 2 dt r3 r2 r 2 dv r r R z z3 1 J 2 e 7.5 z2 4.5 az r r r dt 2 2 2 r rsat x y z
Key words: accelerometer; celestial navigation; autonomous navigation; information fusion
收稿日期：2013-01-21；修回日期：2013-06-24 基金项目：江苏省自然科学基金（BK20130636）；中国航天科技集团公司卫星应用研究院创新基金项目（2012-1510）； 东南大学微惯性仪表与先进导航技术教育部重点实验室开放基金项目（201211）；东南大学基于教师科研的 SRTP 项目 （T13222002） 作者简介：王鹏（1979—），男，博士，讲师，研究方向航天器组合导航及姿态确定技术。E-mail：snowpeng@gmail.com 联 系 人：张迎春（1961—），男，教授、博导，研究方向为飞行器设计。
Abstract: Directly sensing horizon is a typical autonomous celestial navigation method which is reliable and
simply. But its navigation precision is low due to mainly depending on satellite orbit dynamics J2 model and earth sensor. Accelerometer is a typical navigation equipment to measure vehicle linear acceleration. For a satellite moving on orbit, the accelerometer can be used to measure the divergent forces acted on satellite. This paper presents a new method of satellite autonomous navigation based on accelerometer and celestial navigation. The coefficient model of atmospheric drag and solar radiation pressure are proposed as part of autonomous navigation system state equation. The accelerometer measurement equation is established on space enwenku.baidu.comironment. The autonomous navigation method and algorithm are designed, and the simulations are made which show that the location precision and the velocity precision can be improved 62.8%63.9% respectively by the proposed system.
(1)
式中： 为地球引力常数； rsat = [ rx 位置； vsat = [ vx
vy
ry
rz ]T 为卫星
vz ]T 为卫星速度； r 为卫星至
地心距离； J 2 为地球引力系数； asat = [ ax 为卫星所受摄动加速度。
ay
az ]T
航天器除受到地球质心引力作用外，还受到各种 摄动力影响，因此航天器实际运行轨道偏离由二体动 力学模型理论上所确定轨道，引起摄动的原因很复 杂，主要可以分为保守力和发散力[2]。保守力包括地 球质心引力、日月等第三天体对卫星的引力以及地球 潮汐现象导致的引力场的变化等；发散力包括大气阻 力、太阳光压以及卫星轨道 /姿态控制力等。对于保 守力系可以使用“位函数”来描述这些作用力，而对于 发散力则不存在“位函数”，只能直接使用这些力的物 理关系表达式。
New method of satellite autonomous navigation based on accelerometer and celestial navigation
WANG Peng1, 2, ZHANG Ying-chun3 (1. School of Instrument Science and Engineering, Southeast University, Nanjing 210096, China; 2. Key Laboratory of Micro-Inertial Instrument and Advanced Navigation Technology of Ministry of Education, Southeast University, Nanjing 210096, China; 3. Harbin institute of technology, Institute of Astronautics, Harbin 150080, China)
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中国惯性技术学报
第 21 卷
自主导航技术是指不与外界进行信息传输和交 换，不依赖于地面设备的定位导航技术。天文导航通 过测量角度实现定位定姿，利用光学敏感器测得的天 体方位信息，通过解算获得运动载体的位置和姿态。 在 20 世纪 30 年代无线电导航出现以前，天文导航一 直是唯一可用的导航技术，由于它具有自主性强、姿 态测量精度高、误差不随时间积累等优点[1]。 近年来，航天器自主天文导航技术的发展方向主 要包括新颖的直接敏感地平技术和通过星光折射间接 敏感地平技术[2]。基于直接敏感地平的天文导航方法 的第一种方案是采用红外地平仪、星敏感器和惯性测 量单元构成天文定位导航系统，获得星光方向和地平 方向之间的夹角作为观测量，通过先进滤波算法得到 航天器位置和速度，这种导航系统成本较低、可靠性 好、技术成熟，但是由于红外地平仪精度较低，所以 导航精度不高。研究表明当地平敏感精度为 0.02° (1σ) 、星敏感器的精度为 2″(1σ) 时，定位精度约为 500~1000 m 。显然在有些场合这一定位导航精度不 能满足要求[3, 4]，直接敏感地平进行空间定位的第二 种方案是自动空间六分仪[5]，美国自 20 世纪 70 年代 初开始研究，1985 年利用航天飞机进行空间实验， 于 20 世纪 80 年代末投入使用。由于采用了精密而复 杂的测量机构，利用天文望远镜可以精确测量恒星与 月球明亮边缘、恒星与地球边缘之间的夹角，经过实 时数据处理后三轴姿态测量精度达 1″(RMS)，位置精 度达 200~300 m (1σ)，但仪器结构复杂且成本很高， 研制周期长[6, 7]。这种方案定位精度较高的原因，是 提高了地平的敏感精度[8]。 针对直接敏感地平导航技术的局限性，本文提出 一种将加速度计和天文相结合的自主导航新方法：设 在近地球轨道（LEO）卫星上载有高精度加速度计和 天文导航设备，由于航天器在轨运行受到空间环境摄 动力影响，星载加速度计能够测量航天器所受发散力 （非保守力），分析大气阻力和太阳光压，引入两者 数学模型作为自主导航系统状态方程的一部分，同时 建立空间环境下星载加速度计测量模型，将其与直接 敏感地平作为自主导航系统观测方程。设计基于信息 融合的自主导航原理及滤波算法，通过将两种方法相 互结合、优势互补提高了整个系统的导航精度和鲁棒 性，是一种有效的航天器自主天文导航方法。
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卫星轨道动力学模型分析
在 J2000.0 地心赤道惯性坐标系中，通常选用卫
[3, 5]
星轨道动力学模型
：
第4期
王鹏等：一种基于加速度计和天文的卫星自主导航新方法
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由于空间环境的复杂性和不确定性，特别是在太 阳活动周峰期时，高层大气被急剧压缩，地球磁场分 布改变，以及沉降带电粒子注入 ，这些都直接使 LEO 卫星所受大气阻力和太阳光压变化剧烈，从而 影响卫星在轨运行，所以如果继续采用上述轨道动力 学模型，显然难以满足 LEO 卫星高精度自主导航的 要求。 因此提出在 LEO 卫星上载有高精度加速度计敏 感设备，充分利用在空间环境下加速度计不能测量保 守力，而能测量发散力的特点，建立大气阻力和太阳 光压数学模型，分析其对典型高/中/低轨道高度卫星 的影响。 1）大气阻力 在近地轨道上，虽然大气相对地面稀薄，但航天 器在大气中长时间高速穿行，微小大气阻力的积累， 仍会导致轨道衰减[9]。在大气层中飞行的航天器所承 受的气动力随大气状态不同而异，在200 km高度以上 的自由分子流中，可以将航天器所承受的气动力归结 为大气阻力，相应的阻力加速度表示为：
一种基于加速度计和天文的卫星自主导航新方法
王 鹏 1, 2，张迎春 3
（1. 东南大学 仪器科学与工程学院，南京 210096；2. 东南大学 微惯性仪表与先进导航技术 教育部重点实验室，南京 210096；3. 哈尔滨工业大学 航天学院，哈尔滨 150001） 摘要：直接敏感地平是一种典型自主天文导航方法，该方法简单可靠，易于实现，但是由于常用卫 星轨道动力学 J2 模型精度有限，地球敏感器精度较低，因此导航精度不高。加速度计是测量运载体 线加速度的常用惯性导航设备，当航天器在轨运行时，星载加速度计能够测量航天器所受发散力。 结合上述两种方法的特点，提出一种将加速度计和天文相结合的自主天文导航新方法。在常用卫星 轨道动力学模型基础上，引入大气阻力和太阳光压系数模型作为自主导航系统状态方程的一部分， 并建立近地空间环境下星载加速度计的测量模型，将其与直接敏感地平均作为导航系统观测方程。 设计基于信息融合的自主导航滤波方法，通过对多种导航模式进行数值仿真及结果分析，结果表明 所设计方法提高了系统定位精度 62.8%和速度精度 63.9%，增强了系统可靠性。 关 键 词：加速度计；天文；自主导航；信息融合 文献标志码：A 中图分类号：V448.2
DOI:10.13695/j.cnki.12-1222/o3.2013.04.021
第 21 卷第 4 期 2013 年 8 月 文章编号：1005-6734(2013)04-0489-06
中国惯性技术学报 Journal of Chinese Inertial Technology
Vol.21 No.4 Aug. 2013