基于仿脉冲星X射线信标的航天器定位方法

doi:10.7527/S1000-6893.2022.26596

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基于仿脉冲星X射线信标的航天器定位方法

印俊秋¹, 刘云鹏¹^,², 汤晓斌¹^,²()

^1.南京航空航天大学核科学与技术系，南京　210016
^2.空间核技术应用与辐射防护工业和信息化部重点实验室，南京　210016

收稿日期:2021-11-02 修回日期:2021-11-22 接受日期:2022-03-28 出版日期:2023-02-15 发布日期:2022-04-06
通讯作者: 汤晓斌 E-mail:tangxiaobin@nuaa.edu.cn
基金资助:
南京航空航天大学研究生创新基金(xcxjh20210617)

Spacecraft positioning method based on pulsar-like X-ray beacon

Junqiu YIN¹, Yunpeng LIU¹^,², Xiaobin TANG¹^,²()

^1.Department of Nuclear Science and Technology，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 　210016，China
^2.Key Laboratory of Nuclear Technology Application and Radiation Protection in Astronautics，Ministry of Industry and Information Technology，Nanjing 　210016，China

Received:2021-11-02 Revised:2021-11-22 Accepted:2022-03-28 Online:2023-02-15 Published:2022-04-06
Contact: Xiaobin TANG E-mail:tangxiaobin@nuaa.edu.cn
Supported by:
Foundation of the Graduate Innovation Center, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics(xcxjh20210617)

摘要/Abstract

摘要：

受X射线脉冲星导航技术的启发，提出了一种基于仿脉冲星X射线信标的航天器定位新方法，即利用人造信标模仿脉冲星发送高稳定性高信噪比X射线脉冲信号为航天器提供定位服务。首先介绍了仿脉冲星X射线信标基于三球交汇的定位原理，在分析X射线信标信号覆盖范围与天体引力摄动的影响的基础上，提出了在太阳系行星轨道中的拉格朗日点布置X射线信标的方案。其次，分析论证了人造辐射源的可行性，并基于优选脉冲星准则并结合实际脉冲星特征对辐射源参数进行初步优化。然后针对将来可能的地火转移任务需要，结合航天器动力学模型构建了基于X射线信标的观测方程，采用扩展卡尔曼滤波方法，研究了X射线信标几何分布、观测误差、信标数量、钟差及轨道误差对于航天器位置确定精度的影响。仿真结果表明，在同时观测3颗信标、TOA（Time of Arrival）测量精度为50 ns的条件下，该方法的航天器位置估计精度可达152 m，并且大部分信标组合都能将定位误差控制在1 km内。增加观测信标数量对定位精度较低信标组合的提升显著，但由于太阳系各行星间轨道倾角较小，地火转移轨道航天器同时观测5颗信标时定位误差仍在百米量级。根据深空探测领域航天器的实际需求，X射线信标定位方法有望成为航天器深空探测时导航定位的重要补充。

关键词: X射线脉冲星导航, X射线信标, 拉格朗日点, 扩展卡尔曼滤波, 地火转移轨道

Abstract:

Inspired by the X-ray pulsar navigation technology， this study proposes a spacecraft positioning method based on pulsar-like X-ray beacons， which means that artificial beacons are used to imitate pulsars to send high stability and high signal-to-noise ratio X-ray signals， so as to provide positioning services for target spacecraft. Firstly， the positioning principle of the X-ray beacon based on the intersection of three spheres is introduced. On the basis of analyzing the influence of the signal coverage of the X-ray beacon and the gravitational perturbation of the celestial body， the scheme of arranging the X-ray beacon at the Lagrangian point in the orbit of the planets in the solar system is proposed. Secondly， the feasibility of artificial radiation sources is analyzed and demonstrated， and the parameters of radiation sources are preliminarily optimized based on the criteria of preferred pulsars and actual pulsar characteristics. Then， in view of the needs of Earth-Mars transfer trajectory in the future， an observation equation based on the X-ray beacon is constructed based on the spacecraft dynamics model， and the navigation filtering algorithm uses the extended Kalman filter method to study the influence of X-ray beacon geometry distribution， observation error， number of beacons， clock difference and orbital error on position determination accuracy. Simulation results show that under the condition of observing three beacons at the same time and the TOA measurement accuracy is 50 ns， the proposed method can achieve an optimal estimation accuracy of spacecraft position of 152 m， and most beacon combinations can control the positioning error within 1 km. Increasing the number of observation beacons has significantly improved the combination of beacons with lower positioning accuracy. However， due to the small inclination of the orbits between the planets in the solar system， the positioning error of the geothermal transfer orbiting spacecraft is still in the order of 100 m in simultaneous observation of 5 beacons. According to the actual needs of spacecraft in the field of deep space exploration， the positioning method proposed is expected to become an important supplement to the navigation positioning of spacecraft in deep space exploration.

Key words: X-ray pulsar navigation, X-ray beacon, Lagrange point, extended Kalman filtering, Earth-Mars transfer trajectory

中图分类号:

V324.2⁺4

印俊秋, 刘云鹏, 汤晓斌. 基于仿脉冲星X射线信标的航天器定位方法[J]. 航空学报, 2023, 44(3): 526596-526596.

Junqiu YIN, Yunpeng LIU, Xiaobin TANG. Spacecraft positioning method based on pulsar-like X-ray beacon[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2023, 44(3): 526596-526596.

图/表 21

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参考文献 31

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

辐射源	λ_p/（photons·s·m^-2）	T₅₀ /ms	σ_TOA/μs
PSR B1937+21	1.54×10⁴	1.670	0.390 0
PSR B0531+21	0.449	0.021	9.630 0
人造辐射源	1.54×10⁴	0. 210	0.049 1

参数	数值
开始时间	2018-05-23 08： 23： 24.009 UTCG
结束时间	2019-02-02 08：23：24.009 UTCG
坐标系	J2000.0日心黄道坐标系
初始位置/km	［-70 597 583.471 308，-134 137 866.280 822， 23 192.415 638］
	［-70 597 583.471 308，-134 137 866.280 822， 23 192.415 638］
初始速度/（km·s^-1）	［28.251 309，-15.79 5096，0.055 146］

参数	数值
X射线探测器数量	3
滤波周期/s	300
初始误差	［1 km，1 km，1 km，1 m/s，1 m/s，1 m/s］
状态转移噪声方差阵	diag［（200 m）²，（200 m）²，（200 m）²，（0.3 m/s）²，（0.3 m/s）²，（0.3 m/s）²］
测量噪声标准差/m	［15， 15， 15］

编号	距离/km
SM1距SM2	1 980 171.962
SM1距SM4	207 654 149.151
SM1距SM5	207 654 224.484
SM2距SM4	208 644 301.975
SM2距SM5	208 644 226.820
SM4距SM5	360 521 975.360

信标组合	定位误差/km	速度误差/（m·s^-1）	几何精度因子
SE2-SE4-SM1	0.153	0.025	12.605
SE2-SE5-SM4	0.544	0.034	67.892
SE4-SE2-SM4	1.610	0.0737	270.261
SE5-SM2-SM4	3.631	0.132	824.779
SE1-SE2-SE5	6.216	0.174	1 061.449
SE1-SE4-SM5	14.959	0.483	3 442.754

基于仿脉冲星X射线信标的航天器定位方法

Spacecraft positioning method based on pulsar-like X-ray beacon

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观测误差/m	定位误差/m	速度误差/（m·s^-1）
15	152.264	0.021
150	904.674	0.224
1 500	5 181.569	2.188
15 000	27 564.654	15.986

信标组合	定位误差/km	速度误差/（m·s^-1）	几何精度因子
SM1
SM1-SM2
SM1-SM2-SE2	7.05	3.920	826.103
SM1-SM2-SE2-SM5	0.127	0.022	10.844
SM1-SM2-SE2-SM5-SE4	0.118	0.020	9.684
SM1-SM2-SE2-SM5-SE4

信标组合	定位误差/km	速度误差/（m·s^-1）	几何精度因子
SE4
SE4-SE5
SE4-SE5-SM4	0.550	0.033 9	69.166 0
SE4-SE5-SM4-SM1	0.183	0.024 1	14.379 4
SE4-SE5-SM4-SM5-SM1	0.152	0.018 3	13.045 2

轨道误差/km	定位误差/km	速度误差/（m·s^-1）
0	0.152 0	0.021 8
1	1.013 1	0.023 2
10	10.004 0	0.022 9
100	99.994 0	0.023 4
1 000	999.998 0	0.022 8

时钟误差/s	定位误差/km	速度误差/（m·s^-1）
7.40×10^-4	1 035.317	0.034 2
3.43×10^-3	20 677.808	0.091 2
1.71×10^-2	101 298.716	7.100 0

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