本发明提供一种深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，包含步骤：S1、建立日心惯性坐标系、建立日心轨道坐标系,基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量；S2、计算地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量；S3、根据惯导测量结果，解算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；S4、计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量；S5、基于方向矢量误差采用PI滤波估计位置/速度误差修正量；S6、基于位置/速度误差修正量惯性‑天文组合导航。本发明的深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，能够在飞行器在轨实时导航时，抑制惯性导航累积误差。
1.一种深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，其特征在于，包含步骤：S1、建立日心惯性坐标系、建立日心轨道坐标系；基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量；
步骤S1中所述基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量，包含步骤：
S11、根据光学敏感器测量的敏感器量测系下滚动角 俯仰角θs，解算飞行器太阳矢量在飞行器的滚动角 俯仰角θ；其中ψ为光学敏感器在水平面内安装角度；
S12、根据飞行器太阳矢量在飞行器的滚动角 俯仰角θ，计算飞行器相对太阳在本体系的方向矢量
S13、解算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量其中，CJ2000←b为飞行器至J2000惯性系旋转矩阵，其由星敏感器测量得到的本体相对惯性系四元数计算得到，
S3、根据惯导测量结果，解算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；
步骤S3中，计算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量的具体方法为：其中， 为飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；rb_J2000为根据惯导测量得到的飞行器在J2000惯性系位置；
步骤S4中，计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量的具体方法为：其中， 为飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量， 为地球相对太阳在日心惯性系方向矢量
S5、基于方向矢量误差采用PI滤波估计位置/速度误差修正量；
S6、基于位置/速度误差修正量进行惯性‑天文组合导航。
2.如权利要求1所述的深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，其特征在于，步骤S2中计算地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量的具体方法为：其中 为地球相对太阳在J2000惯性系的方向矢量， 为太阳矢量在J2000惯性系的方向矢量。
3.如权利要求1所述的深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，其特征在于，步骤S5具体包含：
S51、计算飞行器相对太阳在日心惯性系位置误差 其中S52、采用PI滤波估计位置误差修正量；对位置误差Δr进行限幅，惯导解算第k步位置误差修正量 为限幅后第k步位置误差，kp,r为速度误差修正量估计比例系数；kp,r为3×3对角阵，能够独立估计位置误差修正量；i表示x、y、z三轴；
S53、基于PI滤波估计速度误差修正量；由第k步位置误差修正量dri,k估计第k步速度误差修正量dvi,k；对dri,k限幅防止积分饱和，设对dri,k限幅后的第k步位置误差修正量为惯导解算第k步速度误差修正量dvi,k，得到 其中，kp,v为速度误差修正量估计比例系数，kp,v为3×3对角阵，能够独立估计速度误差修正量。
4.如权利要求1所述的深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，其特征在于，步骤S6具体包含：
S61、基于J2000惯性系的飞行器惯导解算算法，得到飞行器的位置ri/速度vi；其中i表示x、y、z三轴；
S62、基于位置/速度误差修正量组合导航，在J2000惯性系扣除位置/速度误差修正量，应用简化积分算法进行惯导解算得到第k步扣除速度误差修正量的速度vi,k，第k步扣除位置误差修正量的位置ri,k；
vi,k＝vi,k‑1+[ai,k‑1+(ai,k‑ai,k‑1)/2]·T‑dvi,k‑1ri,k＝ri,k‑1+[vi,k‑1+(vi,k‑vi,k‑1)/2]·T‑dri,k‑1其中，
vi,k‑1为第k‑1步扣除速度误差修正量的速度；
ri,k‑1为第k‑1步扣除位置误差修正量的位置；
5.如权利要求4所述的深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，其特征在于，步骤S61具体包含：
S611、令飞行器在J2000惯性系下的位置矢量为r＝[x y z] ，则飞行器在J2000惯性系下的日心重力加速度三轴分量分别为：其中， 为飞行器到日心的距离，μs为太阳引力常数；
S612、令加速度计坐标系到J2000惯性系的姿态转换矩阵为Aia，求得J2000惯性系下飞行器非惯性加速度aa,i＝Aia·aa,a；其中，aa,a为加速度计测得的加速度计坐标系下的加速度；
S613、令ag,i＝[agx,i agy,i agz,i]，求得J2000惯性系下飞行器加速度ai，其中i表示x、y、z三轴；
S614、在J2000惯性系进行惯导解算得到飞行器的位置ri/速度vi，其中vi＝∫ai·dt，ri＝∫vi·dt。
一种深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法
技术领域
[0001] 本发明涉及深空天文导航技术领域，具体是一种基于星敏与光学敏感器的深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，用于飞行器在轨实时导航。
背景技术
[0002] 现有的地球卫星和月球探测飞行器由于离地球较近，对地测控延时较短，对地测控链路建立有较多敏感器可用，地面测定轨的可靠性高。深空探测飞行器距离地球远，对地
测控延时有时长达三十分钟，地面测定轨需要可靠的器地测控链路，深空探测飞行器具备
一定的自主导航能力，有利于器地测控链路的建立。
[0003] 飞行器在轨运行期间不仅要进行姿态控制，还要进行轨道控制，轨道控制需要轨道参数；星敏测量给出相对J2000系的姿态，而目标姿态一般是相对轨道系的，由星敏计算
相对轨道系姿态需要轨道参数。
[0004] 直接基于陀螺和加表惯性导航，导航误差随时间累积，不能长时间应用。惯性导航一般与GNSS兼容机、磁强计、脉冲星敏感器、行星敏感器、太敏、星敏等组合导航。但是，GNSS
兼容机、磁强计在深空探测不可用；基于脉冲星导航需要配置复杂且昂贵的脉冲星敏感器。
深空探测飞行器轨道确定一般基于地面测定轨，器上自主导航一般采用惯性‑天文组合导
航。
发明内容
[0005] 本发明的目的是提供一种深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，该方法基于星敏与光学敏感器进行深空探测飞行器惯性‑天文组合导航，可以抑制惯性导航累积误差，
采用的PI滤波组合导航算法简单，且基于常规敏感器，易于工程实现。
[0006] 为了达到上述目的，本发明提供一种深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，包含步骤：
[0007] S1、建立日心惯性坐标系、建立日心轨道坐标系；基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量；
[0008] S2、计算地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量；
[0009] S3、根据惯导测量结果，解算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；
[0010] S4、计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量；
[0011] S5、基于方向矢量误差采用PI滤波估计位置/速度误差修正量；
[0012] S6、基于位置/速度误差修正量进行惯性‑天文组合导航。
[0013] 步骤S1中所述基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量，具体包含步骤：
[0014] S11、根据光学敏感器测量的敏感器量测系下滚动角 俯仰角θs，解算飞行器太阳矢量在飞行器的滚动角 俯仰角θ；其中ψ为光学敏感器在水平面内安装角度；
[0015]
[0016] S12、根据飞行器太阳矢量在飞行器的滚动角 俯仰角θ，计算飞行器相对太阳在本体系的方向矢量
[0017]
[0018] S13、解算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量
[0019]
[0020] 其中，CJ2000←b为飞行器至J2000惯性系旋转矩阵，其由星敏感器测量得到的本体相对惯性系四元数计算得到，
[0021]
[0022] 步骤S2中计算地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量的具体方法为：
[0023] 其中 为地球相对太阳在J2000惯性系的方向矢量， 为太阳矢量在J2000惯性系的方向矢量。
[0024] 步骤S3中，计算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量的具体方法为：
[0025]
[0026] 其中， 为飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；rb_J2000为根据惯导测量得到的飞行器在J2000惯性系位置。
[0027] 步骤S4中，计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量的具体方法为：
[0028]
[0029] 其中， 为飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量， 为地球相对太阳在日心惯性系方向矢量。
[0030] 步骤S5具体包含：
[0031] S51、计算飞行器相对太阳在日心惯性系位置误差 其中
[0032] S52、采用PI滤波估计位置误差修正量；对位置误差Δr进行限幅，惯导解算第k步位置误差修正量 为限幅后第k步位置误差，kp,r为速度误差修正量估计
比例系数；kp,r为3×3对角阵，能够独立估计位置误差修正量；i表示x、y、z三轴。
[0033] S53、基于PI滤波估计速度误差修正量；由第k步位置误差修正量dri,k估计第k步速度误差修正量dvi,k；对dri,k限幅防止积分饱和，设对dri,k限幅后的第k步位置误差修正量为
惯导解算第k步速度误差修正量dvi,k，得到 其中，kp,v为速度误差修正
量估计比例系数，kp,v为3×3对角阵，能够独立估计速度误差修正量。
[0034] 步骤S6具体包含：
[0035] S61、基于J2000惯性系的飞行器惯导解算算法，得到飞行器的位置ri/速度vi；其中i表示x、y、z三轴。
[0036] S62、基于位置/速度误差修正量组合导航，在J2000惯性系扣除位置/速度误差修正量，应用简化积分算法进行惯导解算得到第k步扣除速度误差修正量的速度vi,k，第k步扣
除位置误差修正量的位置ri,k；
[0037] vi,k＝vi,k‑1+[ai,k‑1+(ai,k‑ai,k‑1)/2]·T‑dvi,k‑1
[0038] ri,k＝ri,k‑1+[vi,k‑1+(vi,k‑vi,k‑1)/2]·T‑dri,k‑1
[0039] 其中，
[0040] ai,k‑1为第k‑1步加速度；
[0041] ai,k为第k步加速度；
[0042] dvi,k‑1为第k‑1步估计的速度误差修正量；
[0043] vi,k‑1为第k‑1步扣除速度误差修正量的速度；
[0044] dri,k‑1为第k‑1步估计的位置误差修正量；
[0045] ri,k‑1为第k‑1步扣除位置误差修正量的位置；
[0046] T为导航解算周期。
[0047] 步骤S61具体包含：
[0048] S611、令飞行器在J2000惯性系下的位置矢量为r＝[x y z]T，则飞行器在J2000惯性系下的日心重力加速度三轴分量分别为：
[0049]
[0050]
[0051]
[0052] 其中， 为飞行器到日心的距离，μs为太阳引力常数；
[0053] S612、令加速度计坐标系到J2000惯性系的姿态转换矩阵为Aia，求得J2000惯性系下飞行器非惯性加速度aa,i＝Aia·aa,a；其中，aa,a为加速度计测得的加速度计坐标系下的加
速度；
[0054] S613、令ag,i＝[agx,i agy,i agz,i]T，求得J2000惯性系下飞行器加速度ai，其中i表示x、y、z三轴。
[0055] ai＝ag,i+aa,i；
[0056] S614、在J2000惯性系进行惯导解算得到飞行器的位置ri/速度vi，
[0057] 其中vi＝∫ai·dt，ri＝∫vi·dt。
[0058] 与现有技术相比，本发明的深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，能够在飞行器在轨实时导航时，抑制惯性导航累积误差。本发明采用的PI滤波组合导航算法简单，且基
于常规敏感器，易于工程实现。
附图说明
[0059] 为了更清楚地说明本发明技术方案，下面将对描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一个实施例，对于本领域普通技术人员来
讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图：
[0060] 图1为本发明中日心轨道系示意图；
[0061] 图2为本发明中飞行器、太阳、地球关系示意图；
[0062] 图3为本发明的深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法流程图。
具体实施方式
[0063] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于
本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他
实施例，都属于本发明保护的范围。
[0064] 本发明提供一种深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，如图3所示，包含步骤：
[0065] S1、建立日心惯性坐标系，具体方法为：以太阳为原点，X轴指向J2000春分点，Z轴指向地心，Y轴根据右手法则确定。
[0066] 建立日心轨道坐标系，如图1所示，具体方法为：以飞行器质心为原点，Z轴指向太阳，X轴为飞行器飞行方向，Y轴根据右手法则确定。
[0067] 基于光学敏感器测量得到的角度计算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量，具体包含步骤：
[0068] S11、根据光学敏感器测量的敏感器量测系下滚动角 俯仰角θs，解算飞行器太阳矢量在飞行器的滚动角 俯仰角θ；其中ψ为光学敏感器在水平面内安装角度；
[0069]
[0070] S12、根据飞行器太阳矢量在飞行器的滚动角 俯仰角θ，计算飞行器相对太阳在本体系的方向矢量
[0071]
[0072] S13、解算飞行器相对太阳在日心惯性系的方向矢量
[0073]
[0074] 其中：CJ2000←b为飞行器至J2000惯性系旋转矩阵，其由星敏感器测量得到的本体相对惯性系四元数计算得到。
[0075] S2、计算地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量；具体方法为：
[0076]
[0077] 其中 为地球相对太阳在J2000惯性系的方向矢量， 为太阳矢量在J2000惯性系的方向矢量。
[0078] S3、根据惯导测量得到的飞行器在J2000惯性系位置rb_J2000，解算飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量,具体方法为：
[0079]
[0080] 其中， 为飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量；。
[0081] S4、计算飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量,具体方法为：
[0082]
[0083] 其中， 为飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量， 为地球相对太阳在日心惯性系方向矢量。
[0084] 图2中， 为地球相对太阳在日心惯性系的方向矢量； 飞行器相对太阳在日心惯性系方向矢量； 为飞行器相对地心在日心惯性系方向矢量。
[0085] S5、基于方向矢量误差采用PI(比例积分)滤波估计位置/速度误差修正量；
[0086] 步骤S5具体包含：
[0087] S51、计算飞行器相对太阳在日心惯性系位置误差 其中
[0088] S52、采用PI滤波估计位置误差修正量；对位置误差Δr进行限幅，惯导解算第k步位置误差修正量 为限幅后第k步位置误差，kp,r为速度误差修正量估计
比例系数；kp,r为3×3对角阵，能够独立估计位置误差修正量，i表示x、y、z三轴；
[0089] 令dri,k＝[dxi,k dyi,k dzi,k]T、 三轴独立估计位置误差修正量形式如下：
[0090]
[0091]
[0092]
[0093] 其中：kp,x、kp,y、kp,z为三轴位置误差修正量估计比例系数。
[0094] S53、基于PI滤波估计速度误差修正量；考虑到位置误差也反映速度误差，基于位置误差修正量dri,k估计速度误差修正量。由第k步位置误差修正量dri,k估计第k步速度误差
修正量dvi,k；对dri,k限幅防止积分饱和，设对dri,k限幅后的第k步位置误差修正量为
惯导解算第k步速度误差修正量dvi,k，得到 其中，kp,v为速度误差修正量估
计比例系数，kp,v为3×3对角阵，能够独立估计速度误差修正量。
T
[0095] 令dvi,k＝[dvxi,k dvyi,k dvzi,k] ， 三轴独立估计速度误差修正量形式如下：
[0096]
[0097]
[0098]
[0099] 其中：kp,dx、kp,dy、kp,dz为三轴速度误差修正量估计比例系数。
[0100] S6、基于位置/速度误差修正量进行惯性‑天文组合导航。
[0101] 步骤S6具体包含：
[0102] S61、基于J2000惯性系的飞行器惯导解算算法，得到飞行器的位置ri/速度vi，i表示x、y、z三轴；
[0103] 步骤S61具体包含：
[0104] S611、令飞行器在J2000惯性系下的位置矢量为r＝[x y z]T，则飞行器在J2000惯性系下的日心重力加速度三轴分量分别为：
[0105]
[0106]
[0107]
[0108] 其中， 为飞行器到日心的距离，μs为太阳引力常数；
[0109] S612、令加速度计坐标系到J2000惯性系的姿态转换矩阵为Aia，求得J2000惯性系下飞行器非惯性加速度aa,i＝Aia·aa,a；其中，aa,a为加速度计测得的加速度计坐标系下的加
速度；
[0110] S613、令ag,i＝[agx,i agy,i agz,i]T，求得J2000惯性系下飞行器加速度ai，i表示x、y、z三轴，ai＝ag,i+aa,i；
[0111] S614、在J2000惯性系进行惯导解算得到飞行器的位置ri/速度vi，
[0112] 其中vi＝∫ai·dt，ri＝∫vi·dt。
[0113] S62、基于位置/速度误差修正量组合导航，结合惯导解算积分过程，在惯导积分过程中逐步扣除位置/速度误差修正量，能够确保误差修正的平稳性。
[0114] 在J2000惯性系扣除位置/速度误差修正量，应用简化积分算法进行惯导解算得到第k步扣除速度误差修正量的速度vi,k，第k步扣除位置误差修正量的位置ri,k；
[0115] vi,k＝vi,k‑1+[ai,k‑1+(ai,k‑ai,k‑1)/2]·T‑dvi,k‑1
[0116] ri,k＝ri,k‑1+[vi,k‑1+(vi,k‑vi,k‑1)/2]·T‑dri,k‑1
[0117] 其中，
[0118] ai,k‑1为第k‑1步加速度；
[0119] ai,k为第k步加速度；
[0120] dvi,k‑1为第k‑1步估计的速度误差修正量；
[0121] vi,k‑1为第k‑1步扣除速度误差修正量的速度；
[0122] dri,k‑1为第k‑1步估计的位置误差修正量；
[0123] ri,k‑1为第k‑1步扣除位置误差修正量的位置；
[0124] T为导航解算周期。
[0125] 与现有技术相比，本发明的深空探测飞行器惯性‑天文组合导航方法，能够在飞行器在轨实时导航时，抑制惯性导航累积误差。本发明采用的PI滤波组合导航算法简单，且基
于常规敏感器，易于工程实现。
[0126] 以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替
换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利
要求的保护范围为准。
