一种基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法

本发明涉及地月空间卫星导航，尤其是一种基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法。

背景技术：

1、地月空间是指从地球到月球之间的太空空间，由近地空间、月球空间和地月转移空间构成。由于在地球同步轨道(geo)以内的近地空间中，人类的航天活动已成为常态，因此，在讨论地月空间时，通常将近地空间排除在外。各类地月空间的航天任务都离不开导航系统的支持，随着人类探月活动与深空探测的频繁和深化开展，卫星导航系统的服务范围也将从地球和近地空间向地月空间方面发展。为了实现未来载人登月和月球基地的建设，需要连续无间断和有冗余的地月通讯，甚至实现类似gps功能实时定位能力，因此，需要构建一种新的地月空间导航系统为人类未来地月空间活动提供支持。

2、目前，国内外的月球探测器，在进行测轨时，基本上还是利用地基测量技术，包括地基无线电测距测速和干涉测量。但利用地基测定轨系统获取高精度轨道需长时间连续跟踪，尤其是地月之间的转移轨道段，地基连续跟踪时间要求更长，而且探测器距离地球越远，地基测量的几何构型越差，这对基于地基测量技术的月球探测器定轨精度和适用范围产生了限制。而使用天基导航系统，可以有效降低地基测定轨系统对布站几何、设备性能和工作弧段的要求，同时可以与地基系统互为备份、融合数据处理，从而进一步提升导航的可靠性和精度。由于现有导航卫星的局限性，目前尚不能对月球等深空探测器提供高精度导航支持，仅利用gnss技术的月球空间探测器存在信号弱、可见卫星数少、精度因子(dop)差等缺点。

3、因此，需要面向整个地月空间的多用户高精度导航定位需求，构建地月空间导航星座，为未来的地月空间航天任务提供高精度的导航服务。

技术实现思路

1、本发明所要解决的技术问题在于，提供一种基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法，能够解决现有导航系统无法满足整个地月空间高精度导航定位需求的问题。

2、为解决上述技术问题，本发明提供一种基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法，包括如下步骤：

3、步骤1、在圆型限制性三体问题的动力学模型中设计地月l1、l2平动点halo轨道；

4、步骤2、利用halo轨道的不变流形设计特殊长周期轨道，航天器在该轨道上进行周期性运动；

5、步骤3、通过在特殊长周期轨道上根据构型参数部署多颗导航卫星，构成导航卫星星座；

6、步骤4、在白道面内设置一系列样本点用于仿真分析星座的导航性能，在样本点处，首先根据覆盖判断条件得到可见的卫星，然后根据最佳gdop法进行选星操作，即选择gdop值最小的4星组合用于定位，在仿真过程中，计算各样本点在各时刻的最小gdop值；

7、步骤5、建立约束条件下的导航星座最优化模型，以步骤3中的构型参数作为输入，利用优化算法对星座的各构型参数进行优化，使得优化指标最小，将优化后的参数作为导航星座设计的构型参数。

8、优选的，步骤1中，halo轨道是指地球、月球和航天器构成的圆型限制性三体系统中，一种环绕特定共线平动点运动的周期轨道。

9、优选的，步骤2中，不变流形是指动力学理论中，halo轨道附近存在的一组稳定的轨道集合，包括不稳定流形和稳定流形。

10、优选的，步骤3中，构型参数包括下面各项中的一个或多个：星座使用的轨道数目，各轨道上的卫星数目，同一轨道上各卫星之间的时间相位差。

11、优选的，步骤4中，gdop是指几何精度因子，其具体计算方法为：假设四颗可观测卫星的位置分别为xi＝[xi,yi,zi]，i＝1,2,3,4用户接收机的位置为xp＝[xp,yp,zp]；

12、则用户与四颗卫星的距离为

13、测量误差方程为v＝hx-l；其中x＝[δx,δy,δz,δt]t为由位置误差与钟差组成的矢量，l为常矢量，v为观测误差矢量，h为测量矩阵，

14、参数矢量x的权逆阵qxx为

15、则几何精度因子为

16、优选的，步骤5中，优化算法包括遗传算法、粒子群算法、nsga-ii算法、模拟退火算法。

17、优选的，步骤5中，优化指标为：

18、j＝max{gdop1(1),gdop1(2),gdop1(3),…,gdopi(j),…}

19、其中，gdopi(j)表示第i个样本点在第j时刻的最佳gdop，i，j为整数且满足1≤i≤n，1≤j≤t，n为样本点的总数，t为仿真时刻的总数。

20、本发明的有益效果为：(1)本发明中设计的特殊长周期轨道，在地月空间具有更大的运动范围，部署在轨道上的导航卫星具有更大覆盖的范围；(2)本发明提出的星座设计方案中，给出了更全面的星座导航性能分析方法和星座构型参数优化方法；(3)本发明设计的导航星座使用四星几何定位方法提供导航服务，具有定位实时性强、精度高、不受用户数量限制的优势。

技术特征：

1.一种基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.如权利要求1所述的基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法，其特征在于，步骤1中，halo轨道是指地球、月球和航天器构成的圆型限制性三体系统中，一种环绕特定共线平动点运动的周期轨道。

3.如权利要求1所述的基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法，其特征在于，步骤2中，不变流形是指动力学理论中，halo轨道附近存在的一组稳定的轨道集合，包括不稳定流形和稳定流形。

4.如权利要求1所述的基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法，其特征在于，步骤3中，构型参数包括下面各项中的一个或多个：星座使用的轨道数目，各轨道上的卫星数目，同一轨道上各卫星之间的时间相位差。

5.如权利要求1所述的基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法，其特征在于，步骤4中，gdop是指几何精度因子，其具体计算方法为：假设四颗可观测卫星的位置分别为xi＝[xi,yi,zi]，i＝1,2,3,4用户接收机的位置为xp＝[xp,yp,zp]；

6.如权利要求1所述的基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法，其特征在于，步骤5中，优化算法包括遗传算法、粒子群算法、nsga-ii算法、模拟退火算法。

7.如权利要求1所述的基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法，其特征在于，步骤5中，优化指标为：

技术总结本发明公开了一种基于特殊长周期轨道的地月空间导航星座设计方法，包括如下步骤：步骤1、在圆型限制性三体问题的动力学模型中设计地月L1、L2平动点Halo轨道；步骤2、利用Halo轨道的不变流形设计特殊长周期轨道，航天器在该轨道上进行周期性运动；步骤3、通过在特殊长周期轨道上根据构型参数部署多颗导航卫星，构成导航卫星星座；步骤4、在白道面内设置一系列样本点用于仿真分析星座的导航性能，在样本点处，首先根据覆盖判断条件得到可见的卫星，然后根据最佳GDOP法进行选星操作，即选择GDOP值最小的4星组合用于定位，在仿真过程中，计算各样本点在各时刻的最小GDOP；步骤5、建立约束条件下的导航星座最优化模型，以步骤3中的构型参数作为输入，利用优化算法对星座的各构型参数进行优化，使得优化指标最小，将优化后的参数作为导航星座设计的构型参数。本发明能够解决现有导航系统无法满足整个地月空间高精度导航定位需求的问题。技术研发人员：高有涛,胡超勇,辛颖慧,徐波,周建华受保护的技术使用者：南京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/8/5