利用脈沖星輻射矢量和線偏振信息的航天器姿態(tài)測量方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種利用脈沖星輻射矢量和線偏振信息的航天器姿態(tài)測量方法。X射線偏振探測器配置準(zhǔn)直器，在原子鐘的支持下記錄光子到達時間及其偏振信息，從脈沖星辨識算法庫中提取脈沖星辨識算法進行星源識別，并完成脈沖星輻射方向矢量測量；同時該方法按照時間統(tǒng)計到達光子偏振信息，形成偏振曲線，進行輻射矢量的旋轉(zhuǎn)角測量；矢量信息和旋轉(zhuǎn)角距信息同時用于構(gòu)造姿態(tài)矩陣，并形成探測器指向控制指令，該指令送至姿態(tài)控制平臺完成航天器姿態(tài)和探測器指向控制。
【專利說明】利用脈沖星輻射矢量和線偏振信息的航天器姿態(tài)測量方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于導(dǎo)航【技術(shù)領(lǐng)域】，特別涉及一種利用脈沖星輻射矢量和偏振信息的航天器姿態(tài)測量方法，該方法用于為地球軌道或深空探測航天器提供姿態(tài)測量服務(wù)。
【背景技術(shù)】
[0002]X射線脈沖星導(dǎo)航(XPNAV)是一種利用X射線脈沖星輻射的具有穩(wěn)定周期的脈沖信號進行導(dǎo)航的技術(shù)，與傳統(tǒng)方法相比XPNAV具有許多優(yōu)點，比如:(1)自主導(dǎo)航能力增強；(2)從近地軌道、深空至星際空間飛行的持續(xù)導(dǎo)航能力；(3)提供良好的外部時間頻率基準(zhǔn)；(4)有利于減少維護成本和提高抗干擾能力。鑒于XPNAV得天獨厚的特點，近年來XPNAV已經(jīng)成為國際、國內(nèi)研究的熱點，而基于X射線脈沖星是XPNAV研究中十分重要的研究內(nèi)容。
[0003]早在1996年,斯坦福大學(xué)的John Eric Hanson就在他的博士論文中對基于X射線脈沖星的航天器姿態(tài)測量技術(shù)做了詳細(xì)討論。Hanson博士在其博士論文中指出，要實現(xiàn)利用X射線脈沖星的定姿，需要使用兩個探測器掃描同一顆星，或者使用一個探測器觀測兩顆脈沖星，對于實際應(yīng)用，顯然搭載兩個探測器的方法成本太高，必須優(yōu)先考慮單探測器定姿。單探測器觀測兩顆脈沖星的方法適用于自旋穩(wěn)定航天器，對于三軸穩(wěn)定航天器，需要使用萬向節(jié)控制探測器分時指向不同的脈沖星以實現(xiàn)雙脈沖星觀測，而分時觀測時，觀測間隙內(nèi)姿態(tài)漸變是不可控的，這就有可能引入新的隨機誤差，有時需要反復(fù)的調(diào)整探測器觀測不同的脈沖星以消除這種誤差。因此，這種利用脈沖星定姿方法中，脈沖星的優(yōu)勢很難發(fā)揮，而與傳統(tǒng)星光矢量觀測方法相比也無明顯優(yōu)勢。近幾年，有學(xué)者嘗試拓展Hanson的研究，并提出了一些改進方案，但基本上是基于Hanson提出的兩種定姿模式，并無本質(zhì)突破。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的在于克服上述已有技術(shù)的不足，提出一種利用脈沖星輻射方向矢量和偏振信息的航天器姿態(tài)測量方法，實現(xiàn)單X射線探測器觀測單脈沖星完成航天器自主姿態(tài)測量，以克服傳統(tǒng)利用脈沖星對三軸穩(wěn)定航天器定姿中單探測器必須分時觀測兩顆脈沖星而引入的附加噪聲和頻繁調(diào)整探測器指向等問題。本發(fā)明還能夠在姿態(tài)測量的同時，完成光子到達時間的記錄，從而不影響脈沖星定位。為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的實現(xiàn)方法和技術(shù)解決方案為:一種利用脈沖星輻射方向矢量和偏振信息的航天器姿態(tài)測量方法，其特征在于包括:x射線偏振探測器、星載原子鐘、脈沖星特征參數(shù)庫、脈沖星辨識算法庫、脈沖星信號辨識單元、參考矢量測量單元、偏振曲線統(tǒng)計單元、旋轉(zhuǎn)角距測量單元、姿態(tài)矩陣構(gòu)造單元、探測器指向控制單元和姿態(tài)控制平臺；x射線偏振探測器配置準(zhǔn)直器，在原子鐘的支持下記錄光子到達時間及其偏振信息，分別送入脈沖星信號辨識單元和偏振曲線重建單元；脈沖星信號辨識單元從脈沖星辨識算法庫中提取脈沖星辨識算法進行星源識別，該識別結(jié)果送入?yún)⒖际噶繙y量單元，完成脈沖星輻射方向矢量測量，測量結(jié)果送至姿態(tài)矩陣構(gòu)造單元；偏振曲線重建單元按照時間統(tǒng)計到達光子偏振信息，形成偏振曲線送至旋轉(zhuǎn)角距測量單元，進行輻射矢量的旋轉(zhuǎn)角測量，測量結(jié)果送至姿態(tài)矩陣構(gòu)造單元；姿態(tài)矩陣構(gòu)造單元接收來自參考矢量測量單元的矢量信息和旋轉(zhuǎn)角距測量單元的角距信息構(gòu)造姿態(tài)矩陣送至探測器指向控制單元，形成探測器指向控制指令，該指令送至姿態(tài)控制平臺完成航天器姿態(tài)和探測器指向控制。
[0005]所述脈沖星辨識算法庫包括周期辨識算法和輪廓辨識算法，其中周期辨識算法通過對X射線偏振探測器的采樣序列做FFT變換，提取一次諧波頻率與脈沖星特征參數(shù)庫中的脈沖星頻率參數(shù)4逐次比對，使If^f2I最小的脈沖星即為所觀測脈沖星；輪廓辨識算法通過所獲取的脈沖星累積輪廓與脈沖星特征參數(shù)庫中的標(biāo)準(zhǔn)輪廓匹配，匹配度最好的脈沖星即為所觀測脈沖星。
[0006]所述的參考矢量測量方法為:根據(jù)脈沖星信號識別單元的結(jié)果，從脈沖星參數(shù)庫中提取對應(yīng)脈沖星輻射強度和背景噪聲強度等信息，根據(jù)準(zhǔn)直器的傳遞函數(shù)計算準(zhǔn)直器的指向與目標(biāo)脈沖星輻射矢量夾角，并以此夾角作為損失函數(shù)，通過調(diào)整準(zhǔn)直器指向，使該損失函數(shù)最小時，準(zhǔn)直器的指向即為參考矢量的方向。
[0007]所述的偏振曲線重建方法為:以X射線光子的線偏振為測量對象，先將線偏振方向以癸為單位劃分為N個部分,其中每一個部分代表了偏振方向的一個子集；X射線偏振探測器在原子鐘支持下以時間分辨的形式對光子到達時間進行采樣，形成光子采樣序列，并記錄光子偏振信息，根據(jù)該偏振信息將該光子分配給對應(yīng)的偏振子集，分配的原則為J e [(?-1)2π /N，?2 π /Ν]，其中i表示第i個子集；統(tǒng)計光子采樣序列中對應(yīng)的采樣間隔
內(nèi)偏振子集的個數(shù)，計算平均偏振方向
【權(quán)利要求】
1.一種利用脈沖星輻射矢量和線偏振信息的航天器姿態(tài)測量方法，其特征在于包括:X射線偏振探測器、星載原子鐘、脈沖星特征參數(shù)庫、脈沖星辨識算法庫、脈沖星信號辨識單元、參考矢量測量單元、偏振曲線重建單元、旋轉(zhuǎn)角距測量單元、姿態(tài)矩陣構(gòu)造單元、探測器指向控制單元和姿態(tài)控制平臺；x射線偏振探測器配置準(zhǔn)直器，在原子鐘的支持下記錄光子到達時間及其偏振信息，分別送入脈沖星信號辨識單元和偏振曲線重建單元；脈沖星信號辨識單元從脈沖星辨識算法庫中提取脈沖星辨識算法進行星源識別，該識別結(jié)果送入?yún)⒖际噶繙y量單元，完成脈沖星輻射方向矢量測量，測量結(jié)果送至姿態(tài)矩陣構(gòu)造單元；偏振曲線重建單元按照時間重建到達光子偏振信息，形成偏振曲線送至旋轉(zhuǎn)角距測量單元，進行輻射矢量的旋轉(zhuǎn)角測量，測量結(jié)果送至姿態(tài)矩陣構(gòu)造單元；姿態(tài)矩陣構(gòu)造單元接收來自參考矢量測量單元的矢量信息和旋轉(zhuǎn)角距測量單元的角距信息構(gòu)造姿態(tài)矩陣送至探測器指向控制單元，形成探測器指向控制指令，該指令送至姿態(tài)控制平臺完成航天器姿態(tài)和探測器指向控制。
2.根據(jù)權(quán)利要求1，所述脈沖星辨識算法庫包括周期辨識算法和輪廓辨識算法，其中周期辨識算法通過對X射線偏振探測器的采樣序列做FFT變換，提取一次諧波頻率與脈沖星特征參數(shù)庫中的脈沖星頻率參數(shù)4逐次比對，使If^f2I最小的脈沖星即為所觀測脈沖星；輪廓辨識算法通過所獲取的脈沖星累積輪廓與脈沖星特征參數(shù)庫中的標(biāo)準(zhǔn)輪廓匹配，匹配度最好的脈沖星即為所觀測脈沖星。
3.根據(jù)權(quán)利要求1，所述的參考矢量測量方法為:根據(jù)脈沖星信號識別單元的結(jié)果，從脈沖星參數(shù)庫中提取對應(yīng)脈沖星輻射強度和背景噪聲強度等信息，根據(jù)準(zhǔn)直器的傳遞函數(shù)計算準(zhǔn)直器的指向與目標(biāo)脈沖星輻射矢量夾角，并以此夾角作為損失函數(shù)，通過調(diào)整準(zhǔn)直器指向，使該損失函數(shù)最小時，準(zhǔn)直器的指向及為參考矢量的方向。
4.根據(jù)權(quán)利要求1，所述的偏振曲線重建方法為:以X射線光子的線偏振為測量對象，先將線偏振方向以勞為單位劃分為N個部分,其中每一個部分代表了偏振方向的一個子集；X射線偏振探測器在原子鐘支持下以時間分辨的形式對光子到達時間進行采樣，形成光子米樣序列，并記錄光子偏振 信息，根據(jù)該偏振信息將該光子分配給對應(yīng)的偏振子集，分配的原則為
5.根據(jù)權(quán)利要求1，所述的旋轉(zhuǎn)角距測量方法為:利用天文觀測衛(wèi)星或者測控站長期測量得到的地球慣性坐標(biāo)系下的偏振曲線作為標(biāo)準(zhǔn)偏振曲線，存儲于脈沖星特征參數(shù)數(shù)據(jù)庫；星載X射線偏振探測器獲取的偏振曲線經(jīng)過不斷旋轉(zhuǎn)與標(biāo)準(zhǔn)偏振曲線做匹配操作，二者吻合最好時所旋轉(zhuǎn)的角度即為旋轉(zhuǎn)角距。
6.根據(jù)權(quán)利要求1，所述的姿態(tài)矩陣構(gòu)造方法為:設(shè)X射線和準(zhǔn)直器的軸線方向與本地坐標(biāo)系的Z軸平行，原點在載體質(zhì)心，X軸指向載體軌道切線方向，Z軸滿足右手螺旋定理；在慣性坐標(biāo)系中，利用歐拉角表示姿態(tài)變換矩陣，有馬
7.根據(jù)權(quán)利要求1，所述的探測器指向控制實現(xiàn)方法為:根據(jù)權(quán)利要求1和權(quán)利要求 3，當(dāng)準(zhǔn)直器通孔截面積為圓形時，探測器指向控制實現(xiàn)方法為調(diào)整準(zhǔn)直器指向，使
【文檔編號】G01C21/24GK103674031SQ201210323582
【公開日】2014年3月26日 申請日期:2012年9月4日 優(yōu)先權(quán)日:2012年9月4日
【發(fā)明者】張華 , 許錄平, 宋詩斌, 王勇, 謝強 申請人:西安電子科技大學(xué)