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CN107796405B - 面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法 - Google Patents

面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法 Download PDF

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CN107796405B
CN107796405B CN201710876193.0A CN201710876193A CN107796405B CN 107796405 B CN107796405 B CN 107796405B CN 201710876193 A CN201710876193 A CN 201710876193A CN 107796405 B CN107796405 B CN 107796405B
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CN
China
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detector
turning
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张伟
方宝东
张恒
陈晓
尤伟
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Shanghai Institute of Satellite Engineering
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Shanghai Institute of Satellite Engineering
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  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
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  • General Physics & Mathematics (AREA)
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Abstract

本发明提供了一种面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法，包括以下步骤：步骤一，恒星测速导航仪驱动机构置于零位；步骤二，判断火星探测器是否处于正常状态，若火星探测器不处于正常状态，转步骤八，若火星探测器是处于正常状态，转至步骤三；步骤三，判断火星探测器是否处于惯性定向模式，若火星探测器处于惯性定向模式，转步骤八，若火星探测器不处于惯性定向模式，转步骤四。本发明能够为深空探测器高精度测速导航提供了良好的技术支撑，以满足未来深空探测自主导航任务需求。

Description

面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法
技术领域
本发明涉及一种跟踪方法，特别是涉及一种面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法。
背景技术
火星探测任务飞行距离远、持续时间长，探测对象和探测环境存在大量未知和不确定性，无线电导航的精度和实时性随探测器与地面站之间距离的增加而降低，且存在因通信盲区导致的导航数据不连续等问题，无法完全满足火星探测特殊飞行阶段(如制动捕获段)的导航需求。为此，亟需开展火星光学自主导航方法研究，主要分为测角、测距与测速三类。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法，其能够为深空探测器高精度测速导航提供了良好的技术支撑，以满足未来深空探测自主导航任务需求。
根据本发明的一个方面，提供一种面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，恒星测速导航仪驱动机构置于零位；
步骤二，判断火星探测器是否处于正常状态，若火星探测器不处于正常状态，转步骤八，若火星探测器是处于正常状态，转至步骤三；
步骤三，判断火星探测器是否处于惯性定向模式，若火星探测器处于惯性定向模式，转步骤八，若火星探测器不处于惯性定向模式，转步骤四；
步骤四，判断火星探测器是否处于联合姿轨控制模式，若火星探测器处于联合姿轨控制模式，转步骤八，若火星探测器不处于联合姿轨控制模式，转步骤五；
步骤五，判断火星探测器是否处于对日定向模式，若火星探测器处于对日定向模式，转步骤六，若火星探测器不处于对日定向模式，转步骤八；
步骤六，发送恒星测速导航仪跟踪指令，恒星测速导航仪恒星镜头需绕探测器本体驱动，驱动角速度大小与探测器平台定向转动角速度大小相同、方向相反；
步骤七，启动恒星测速导航仪驱动机构，直至抵消探测器平台姿态定向转动；
步骤八，恒星测速导航仪保持与探测器固连，无需驱动，转步骤十；
步骤九，判断是否抵消探测器平台姿态定向转动，是转步骤十，否转步骤七；
步骤十，结束。
优选地，所述恒星测速导航仪由三镜头恒星测速敏感器组成。
优选地，所述三镜头恒星测速敏感器中的镜头光轴与目标恒星方向一致。
优选地，所述恒星测速导航仪的驱动角速度大小与探测器平台转动角速度一致、方向相反。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明能够为深空探测器高精度测速导航提供了良好的技术支撑，以满足未来深空探测自主导航任务需求。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法的流程图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1所示，本发明面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法包括以下步骤：
步骤一，恒星测速导航仪驱动机构置于零位；
步骤二，判断火星探测器是否处于正常状态，若火星探测器不处于正常状态(处于应急状态，安全模式)，转步骤八，若火星探测器是处于正常状态，转至步骤三；
步骤三，判断火星探测器是否处于惯性定向模式，若火星探测器处于惯性定向模式，转步骤八，若火星探测器不处于惯性定向模式，转步骤四；
步骤四，判断火星探测器是否处于联合姿轨控制模式，若火星探测器处于联合姿轨控制模式，转步骤八，若火星探测器不处于联合姿轨控制模式，转步骤五；
步骤五，判断火星探测器是否处于对日定向模式，若火星探测器处于对日定向模式，转步骤六，若火星探测器不处于对日定向模式，转步骤八；
步骤六，发送恒星测速导航仪跟踪指令，恒星测速导航仪恒星镜头需绕探测器本体驱动，驱动角速度大小与探测器平台定向转动角速度大小相同、方向相反；
步骤七，启动恒星测速导航仪驱动机构，直至抵消探测器平台姿态定向转动；
步骤八，恒星测速导航仪保持与探测器固连，无需驱动，转步骤十；
步骤九，判断是否抵消探测器平台姿态定向转动，是转步骤十，否转步骤七；
步骤十，结束。
所述步骤五中的火星探测器的平台在地火转移段保持+X轴对日定向姿态，即坐标原点O位于探测器质心，OXb轴指向日心，OYb轴指向器日矢量与器地的叉乘矢量方向，OZb轴满足右手法则，在探测器从发射到制动捕获约七个月的飞行过程中，可以看出+X轴在惯性空间中以1.24×10-5°/s～0.5×10-5°/s的角速度旋转，角速度随飞行时间逐渐减小；本发明为确保三镜头的惯性定向，需要采用驱动机构抵消探测器平台由于对于定向造成的姿态转动；由于火星探测器近似在黄道面内飞行，可认为探测器平台绕本体+Y轴逆时针转动，驱动机构应以相同的角度绕本体+Y轴顺时针转动，使测速导航敏感器镜头指向在惯性空间中静止。
所述恒星测速导航仪由三镜头恒星测速敏感器组成，结构简单，成本低。
所述恒星测速导航仪的驱动角速度大小与探测器平台转动角速度一致、方向相反，对于深空霍曼转移，角速度大小如下式(1)所示，
Figure GDA0002533602360000031
其中，μ为太阳引力常数，a为巡航段转移轨道半长轴，e为转移轨道偏心率，r为器日距离，随飞行时间变化。
所述三镜头恒星测速敏感器中的镜头光轴与目标恒星方向一致，优选正交度较高的三恒星组合，提高使用效果。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (3)

1.一种面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，恒星测速导航仪驱动机构置于零位；
步骤二，判断火星探测器是否处于正常状态，若火星探测器不处于正常状态，转步骤八，若火星探测器是处于正常状态，转至步骤三；
步骤三，判断火星探测器是否处于惯性定向模式，若火星探测器处于惯性定向模式，转步骤八，若火星探测器不处于惯性定向模式，转步骤四；
步骤四，判断火星探测器是否处于联合姿轨控制模式，若火星探测器处于联合姿轨控制模式，转步骤八，若火星探测器不处于联合姿轨控制模式，转步骤五；
步骤五，判断火星探测器是否处于对日定向模式，若火星探测器处于对日定向模式，转步骤六，若火星探测器不处于对日定向模式，转步骤八；
步骤六，发送恒星测速导航仪跟踪指令，恒星测速导航仪恒星镜头需绕探测器本体驱动，驱动角速度大小与探测器平台定向转动角速度大小相同、方向相反；
步骤七，启动恒星测速导航仪驱动机构，直至抵消探测器平台姿态定向转动；
步骤八，恒星测速导航仪保持与探测器固连，无需驱动，转步骤十；
步骤九，判断是否抵消探测器平台姿态定向转动，是转步骤十，否转步骤七；
步骤十，结束。
2.根据权利要求1所述的面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法，其特征在于，所述恒星测速导航仪由三镜头恒星测速敏感器组成。
3.根据权利要求2所述的面向深空探测巡航段的恒星测速导航仪在轨跟踪方法，其特征在于，所述三镜头恒星测速敏感器中的镜头光轴与目标恒星方向一致。
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动静隔离、主从协同控制双超卫星平台设计;张伟等;《上海航天》;20141231;第31卷;全文 *

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