针对传统天文导航方法和GNSS导航方法应用于中高轨道航天器尤其是大椭圆轨道机动航天器自主导航的缺陷,提出一种基于低轨道天基平台实时跟踪观测的轨道机动航天器在轨绝对导航方法。其具体实施过程为布置于低轨道的天基平台利用其自带观测敏感器对轨道机动航天器进行全程实时跟踪测量,并将测量所得的星光角距信息和测距信息发送至轨道机动航天器,航天器根据接收得的量测信息结合自身状态预估信息通过最优滤波估计算法实现导航解算。仿真结果表明该方案具备较强的可行性,且该导航系统具有较高的导航估计精度,能够弥补传统天文导航和GNSS导航方法的不足之处,当天基平台自主定轨精度为80 m时轨道机动航天器导航位置估计误差在120 m以内。 同时光学敏感器通过星图匹配算法解算拍摄背景恒星矢量信息BC，与平台机动航天器连线矢量构成星光角距a测量信息，与此同时天基平台通过星上测距通信系统完成与轨道机动航天器的伪距测量；导航方案-电动折弯机张家港滚圆机滚弧机全自动数控钢管滚圆机滚弧机一旦天基平台完成对机动航天器的拍摄测量即将所测得星光角距量测信息，伪距测量信息以及天机平台实时轨道参数和所观测背景恒星星历信息发送至轨道机动航天器本文由公司网站张家港大棚滚圆机采集转载中国知网整理!!http://www.dapenggunyuanji.com/  ；最后航天器根据接收的量测信息结合星载SINS预估的状态信息根据最优滤波算法估计得轨道机动航天器的轨道根数最优估计值。具体方案原理如图1。图1基于天基平台跟踪观测的在轨绝对导航方案于天基母平台观测的轨道机动航天器在轨绝对导航方案其星光角距测量量为：)伪距测量量为：222()()()BBBxxyyzzw(2)其中,(x,y,z)为轨道机动航天器位置值,(,,)BBBxyz为天基平台位置值,(,,)xyzsss为恒星矢量信息。通过天基母平台B观测到的轨道机动航天器A以及背景恒星C所构造的星光角距测量量会随着天基母平台以及轨道机动航天器的位置的改变而变化，故该星光角距测量信息能有效修正发射系统动力学方程的轨道预报误差。通过天基平台观测在轨绝对导航方案的纯几何分析可得，通过天基母平台测量观测轨道机动航天器以及背景恒星构造星光夹角后航天器的位置可由一个以天基平台为圆锥面顶点，天基平台与背景恒星连线为圆锥轴线，星光角距为锥心角的圆锥面来确定；通过对第二个恒星与航天器的观测构造可得到第二个圆锥面，进一步将航天器位置空间限制在了两个导航方案-电动折弯机张家港滚圆机滚弧机全自动数控钢管滚圆机滚弧机本文由公司网站张家港大棚滚圆机采集转载中国知网整理!!http://www.dapenggunyuanji.com/