基于CEI的航天器交会对接段的轨道监控

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1、24中国空间科学技术ChineseSpaceScienceandTechnology2010年12月第6期基于CEI的航天器交会对接段的轨道监控李晓杰1杜兰1黄金2潘玲3(1解放军信息工程大学测绘学院，郑州450052)(2北京遥感信息研究所，北京100192)(3中国人民解放军。成都610036)摘要文章探讨了CEI技术在飞船交会对接远程导引段的实时监控的能力，采用单一绝对滤波器的方案进行实时轨道计算，仿真结果表明：采用滤波稳定后固定模糊度的方法可以提高轨道的滤波解精度，相对轨道位置精度可达十米级，速度精度可

2、达厘米每秒级，满足远程导引段的精度指标。关键词中短基线相位干涉测量交会对接整周模糊度扩展卡尔曼滤波航天器1引言运输飞船与目标飞行器的交会对接以及建立空间实验室将是中国航天领域下一阶段要实现的目标。其中，交会对接的远距离导引及近距离第一次导引的实时高精度测定轨，是急需解决的问题之一【1]。美国和俄罗斯已在进行自主式空间交会对接所需测量设备的研制；欧空局和日本也在开展这方面的研究工作，方案之一就是利用GPS作为测量手段。本文主要是基于中短基线相位干涉测量(Connected—elementInterferometr

3、y，CEI)技术展开讨论。CEI技术是一种基于飞行器下行信号的被动测角跟踪方法，具有基线短、布网灵活、实时性好等特点L2_】，适用于对同步轨道及其以内地球卫星的现有测控手段进行增强和补充。2空间交会对接各阶段的精度要求空间交会对接包含两部分相互衔接的空间操作：空间交会和空间对接(RendezvousandDoc—king，RVD)E51。航天器的空间交会对接可以划分为远距离导引段、近距离导引段、停靠和对接段。各阶段的情况介绍如表1所示吲。表l各阶段对测■精度的要求与当前测■设备Tab．1Requirements

4、ofmeasurementprecisionindifferentphasesandcurrentmeasurementequipments精度要求阶段相对距离目前测量设备距离／m速率／(m／s)远距离地面导引

5、2月中国空间科学技术3相位干涉测量的定轨原理相位干涉测鼍的基本观测量是同一个信号波前到达基线两端天线的相对相位，更准确地说，高精度测得的是该相位差不足一个波长的小数部分。如图1所示，对于地面上数十米至数万米的基线，卫星发出的信号按球面波传播方式建立量测方程口]，即妒+siN=pA一』DB=IRA(t1)一，(￡o)I—lRB(￡2)一r(￡o)l+c△￡clo。k+△』D。。。+△pIn。+e(1)式中9和N分别为相位观测量和整周模糊度lA为卫星下行波段的信号波长Ir和t。、Rn分别为卫星和基线两端台站A、B的

6、位置向量；At。M为两站钟差互差；Ap。。。为站间大气传播延迟的残余误差，包括对流层和电离层的传播误差的影响；舢。为仪器延迟引起的距离误差；e为观测噪声。这样，每个时刻均得到两条基线上的两个高精度观测量。由于卫星轨道误差绝大部分体现在它在有效基线方向上的投影，因此两条正交基线是决定静地卫星二维角坐标及其变化信息所必需的，结合卫星的动力学模型，就能够确定完整的轨道状态。扩展卡尔曼滤波(ExtendedKalmanFilte，，EKF)是指先对非线图1F誓芋嗽玉器辩黧霪理图性方程运用泰勒级数线性化，忽略二次项以上的

7、高次项；再运用卡differencedCEI尔曼滤波的基本方程对线性化的状态方程和量测方程滤波L8】。在这里系统方程设为X^=A·X卜1+W卜I(2)量测方程设为五=h(X。)+K(3)卡尔曼滤波的推算公式如下：^状态一步预测墨肛。=AX。一。；预测误差方差阵^／^-l=APk-IAT+Q·；^状态估计X。=X叭一l+KI(Z婀I一

8、}l(x^n—1))I滤波增益矩阵K=PI／卜lH。(H★Pm—lH手+R★)-1I估计误差方差阵Pk=(J—KkH。)P叭一lI定轨仿真流程图见图2所示。4轨道仿真方案确定采用单

9、一绝对滤波器方案进行定轨[6】。在远程导引段(两个航天器不在天线的同一个波束内)，在测控站设置两套CEI干涉系统，分别对每个航天器进行追踪测量。采用扩展卡尔曼滤波器同时求解两个航天器的绝对位置、速度，而后做差求取相对位置、相对速度。在具体实施中，由于解算只在其中一个航天器中进行。所以航天器可以只有一个，实现较为方便。两航天器不是同时进入测控站的可测控范围内，故每个航天器独自进行实时的绝