轨道动力学辅助动态脉冲星信号处理方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及导航方法领域，特别地，涉及一种动态脉冲星信号的处理方法，适用于 不同飞行任务的X射线脉冲星导航任务。
【背景技术】
[0002] X射线脉冲星导航是一种新兴的天文导航方法，具有精度高、适用范围广的特点。X 射线脉冲星是一种高速自旋的中子星，长周期稳定度极佳，且能辐射X射线的脉冲信号。对 脉冲信号进一步处理可以获得航天器相对于脉冲星的位置，其可作为航天器导航的基准。
[0003] 虽然脉冲星的信号被认为是脉冲型，可由于脉冲星的流量及其微弱，航天器仅能 接收到一序列光子到达时间（Time of Arrival，Τ0Α)。如何从光子TOA中提取出脉冲到 达时间是脉冲星导航的一项关键技术。该技术可通过两类方法实现，即历元折合法（Epoch Folding，EF)和直接利用光子到达时间法（Direct Use of photon TOAs，DUPT)。若航天 器静止或者以已知的速度做匀速直线运动，EF和DUPT均可获得较好的效果。若匀速直线 运动的速度未知，EF失效。若航天器未进行匀速直线运动，现行的EF和DUPT均失效。在 实际情况中，航天器均沿着轨道运行，航天器的速度实时变化，无法简单近似为匀速直线运 动。因此提出可应用于该情况的动态脉冲星信号处理方法，对于促进脉冲星导航的发展十 分必要。
[0004] 针对航天器轨道运动的情况，现有的方法大多是从修正导航模型出发。文 献1(褚永辉，王大轶，熊凯，黄翔宇.X射线脉冲星导航测量延时补偿方法研究 [J]. 2012, 33(11) : 1617-1622.)通过添加附加轨道影响项来修正脉冲到达时间。然而，该方 法并未考虑航天器轨道运动导致脉冲星信号的周期变化，讨论的问题较为简单，且并未涉 及具体的脉冲到达时间或脉冲初相的计算。文献2 (刘劲，曾宪武，房建成，宁晓琳.基 于星光多普勒的脉冲星脉冲到达时间补偿[J]. 2014, 42(1) : 129-132.)改进了文献1提出 的方法，然而该方法同样并未考虑轨道运动导致的脉冲星信号周期变化，仅将轨道影响看 做对脉冲到达时间的累积影响。此外，文献1和文献2所提出的方法均通过引入其他导航 设施的辅助信息来实现目的，并未从根本上解决单独脉冲星导航的动态信号求解问题。
【发明内容】
[0005] 本发明要解决的技术问题为：为了解决近地航天器的动态脉冲星信号处理问题， 本专利提出一种轨道动力学辅助动态脉冲星信号处理方法。
[0006] 为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：
[0007] -种轨道动力学辅助动态脉冲星信号处理方法，步骤为：
[0008] (1)根据公式⑴计算心时刻的预估相位Φ ^ai)。
[0009]
(I)
[0010] 其中，匕为脉冲星的自转频率，c为光速，η为脉冲星的方向矢量，为航天 器在h时刻相对于地球的预估位置，r Jt1)为h时刻的地球位置，t。为观测时段的起点。
[0011] (2)确定频率系数的阶数K。
[0012] 对于近地航天器导航任务，频率系数的阶数K设为2。
[0013] (3)根据公式（II)计算^时刻的航天器探测相位Φ 。
[0014]
(Il)
[0015] 其中，(6-?)为航天器接收到的光子相位，Φ。为光子序列的初相，/)/1为第k项 频率系数。Φ P1^t1)为预估相位。
[0016] (4)通过求公式（III)的最值，计算初相Φ。和第k项频率系数/Γ。
[0017]
(IH)
[0018] 其中，M为观测时段内收到的光子个数。
[0019] 公式（III)中的λ (t)表达公式为
[0020] λ (t) = a h(<i)det(t)) + 0 (IV)
[0021] 在公式（IV)中，a为脉冲星流量速率，β为噪声流量速率，h( ·)为脉冲星的轮 廓函数。
[0022] (5)根据公式（V)计算t。时刻的脉冲到达时间T。。
[0023]
(V)
[0024] 其中，和·分别为t。时刻的地球速度和航天器相对于地球的预估速 度。
[0025] 与现有技术相比，本发明的优点在于：
[0026] (1)本发明提出的动态脉冲星信号处理方法充分考虑了航天器运动的影响。
[0027] 由公式（1)、（2)、（5)可知，本发明提出的初相估计公式和脉冲到达时间公式均显 公式包含航天器的轨道运动信息。
[0028] 而现有的初相和脉冲到达时间的估计方法，大多是建立在假设航天器静止或进行 匀速直线运动的基础上，与航天器运动的真实情况存在一定的差距，因此现有估计方法具 有一定的偏差和局限性。而本发明提出的方法是在考虑航天器的轨道运动的前提下提出， 更具有实用性。
[0029] 随着观测时间的增加，本发明方法的初相估计会逐渐接近于克拉玛罗限，并趋于 稳定。
[0030] (2)本发明提出的方法可操作性强，易推广和使用，为其推广提供了条件。
【附图说明】
[0031] 图1是本发明具体应用实例的流程示意图。
[0032] 图2是本发明方法的初相估计误差结果示意图。
【具体实施方式】 [0033]
[0034] 以下将结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。
[0035] 在具体应用实例中，所采用的航天器为一种近地航天器。
[0036] 如图1所示，本发明的具体步骤如下：
[0037] (1)根据公式⑴计算心时刻的预估相位Φ ^ai)。
[0038] 由文献（Emadzadeh，A. A.，Speyer, J. L. · Navigation in Space by X-ray Pulsars[M]. Spring Press, 2011.)的分析可知，在观测时段（t。tf)中，1^时刻的航天器探 测相位为
[0039]
(1)：
[0040] 其中，ν( τ )为τ时刻航天器在脉冲星方向上的投影速度。
[0041] 根据航天器和脉冲星的几何构型关系（Sheikh, S. I. The Use of Variable Celestial X-Ray Sources for Spacecraft Navigation[D]. Maryland:University of Maryland, 2005·)，可以将公式（I)写为
[0042]
(2>
[0043] 其中，rsc/E( ·)和^( ·)分别为航天器相对于地球和地球相对于太阳系质心 (Solar System Barycenter，SSB)的实时位置。rE( ·)可由如DE405等行星星历获得。
[0044] 根据航天器轨道动力学原理（刘林·人造地球卫星轨道力学[M]·高等教育出版 社，1992. )，rse/E( ·)可写为航天器的预估位置和轨道误差的矢量和。公式（2)可改写为
[0045]
[0046] 根据航天器轨道动力学原理（刘林·人造地球卫星轨道力学[M]·高等教育出版 社，1992