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對x射線脈沖星進行跟蹤探測的方法
【專利摘要】本發明提供一種對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，包括：一、將探測器安裝在姿態調整裝置上，姿態調整裝置固定在航天器上；二、將探測器的起始位置參數或相對位置參數錄入星載計算機內；三、選擇跟蹤探測模式，根據脈沖星的具體位置對姿態調整裝置的姿態角進行調整，跟蹤脈沖星。本跟蹤探測方法實現了對X射線脈沖星主動跟蹤、自主探測的目的，是導航定位領域的創新設計；可實現條帶探測模式、指向跟蹤探測模式、自主跟蹤探測模式等多種探測模式，大大提高了探測器的工作性能，能對空間區域進行大范圍掃描，對目標脈沖星進行高精度、實時捕獲跟蹤，保證了高質量的脈沖星信號，顯著提高了數據收集效率。
【專利說明】對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，尤其涉及一種能夠實現航天器高效、精確導航定位的跟蹤探測脈沖星的方法，屬于航空航天【技術領域】。
【背景技術】
[0002]脈沖星是太陽系以外的遙遠天體，其位置坐標猶如恒星星表一樣構成一種高精度慣性參考系。脈沖星按一定頻率發射穩定的脈沖信號，其長期穩定度好于地球上最穩定的銫原子鐘。脈沖星可以提供絕好的空間、時間參考基準，是空間飛行器極好的天然導航信標。1981年,美國通信系統研究所的Chester和Butman提出利用脈沖星X射線源為航天器導航的構想，為空間航天器導航定位開啟了新的發展方向。
[0003]X射線脈沖星探測器主要通過光子探頭來接收脈沖星輻射的X射線光子信號，并進行X射線光子信號到電信號的轉換，每顆脈沖星單圈至少需要約10秒的捕獲時間。傳統X射線脈沖星的捕獲方式，采用在航天器上搭載一顆探測器(如圖1所示)，通過航天器推進系統進行軌道機動來實現對目標脈沖星的指向，這樣不僅浪費燃料和能源，而且整個捕獲周期時間漫長，捕獲區域有限，捕獲效率很低。而一個探測器在某一時刻僅能觀測一顆脈沖星，對一個以上的脈沖星進行捕獲時，單一探測器捕獲難度更大。如果在航天器上只固定搭載一個探測器，由于單星定軌幾何結構不好，采用單一探測器導航定位的方法不能達到良好的定位精度。
[0004]同時，由于目前X射線脈沖星導航探測器研究還處于起步階段，各項技術并不十分成熟，造成X射線探測器研制成本昂貴。因此，生產并在同一個航天器上搭載多個X射線探測器的方式(如圖2所示)，雖然可以增大捕獲范圍，但是，這種方式不僅會提高項目的載荷成本，還會成倍增加整機和單機的試驗費用，并且搭載多個探測器載荷還會大大增加了控制系統的復雜性和實施的難度。

【發明內容】

[0005]本發明要解決的問題是提供一種能夠大范圍捕獲、收集脈沖星發出的X射線面沖信號，快速、精確、實時跟蹤探測脈沖星的方法。
[0006]為解決上述技術問題，本發明采用的技術方案是:一種對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，包括:
[0007]—、將探測器安裝在姿態調整裝置上，姿態調整裝置固定在航天器上；
[0008]二、將探測器的起始位置參數或相對位置參數錄入星載計算機控制系統內；
[0009]三、選擇跟蹤探測模式，根據脈沖星的具體位置對姿態調整裝置的姿態進行調整，跟蹤脈沖星。
[0010]本發明是將探測器安裝在姿態調整裝置上，通過調整姿態調整裝置的姿態角，實現增大探測器的跟蹤探測范圍，提聞跟蹤探測效率與精度的目的。
[0011]進一步的，所述姿態調整裝置具有回轉和俯仰功能，能夠調整探測器的回轉角和俯仰角；所述回轉角的調整范圍為0-360°，俯仰角的調整范圍為0-90°。
[0012]進一步的，所述姿態調整裝置具有俯仰和偏航功能，能夠調整探測器的俯仰角和偏航角；所述俯仰角的調整范圍為0-90°，偏航角的調整范圍為0-90°。
[0013]進一步的，所述姿態調整裝置具有回轉、俯仰和偏航功能，能夠調整探測器的回轉角、俯仰角和偏航角；所述回轉角的調整范圍為0-360°，俯仰角的調整范圍為0-90°，偏航角的調整范圍為0-90°。
[0014]采用一個探測器即可以實現探測器空間半球范圍內的捕獲跟蹤能力，即提高了捕獲范圍和跟蹤精度，又降低了項目成本，有效地克服了單一探測器探測范圍有限和多顆探測器成本昂貴的缺點。
[0015]進一步的，所述姿態調整裝置設有可將探測器伸出航天器之外的展開支撐臂。
[0016]探測器搭載安裝在航天器上，當安裝位置受到限制或者工作狀態對其他設備產生影響時，通過展開支撐臂將探測器伸出航天器之外，就可以充分避開星上其他設備，有效減少航天器本身對探測器的遮擋，使機構獲得更大的捕獲空間，大大提高探測器的捕獲工作性能。
[0017]進一步的，所述跟蹤探測模式為條帶跟蹤探測模式，此探測跟蹤模式中，航天器采用對地三軸穩定方式；航天器軸向始終指向地球，探測器安裝在姿態調整裝置背向地球的一側，利用航天器在軌道面的圓周運動，探測器對天球空間范圍的條帶掃描覆蓋，捕獲收集條帶范圍內脈沖星信號，通過對姿態調整裝置姿態角的調整，實現探測器掃描條帶與航天器軌道面間的俯仰角度的調節，對不同條帶上脈沖星進行掃描、捕獲。
[0018]條帶跟蹤探測模式增加了空間范圍對脈沖星的掃描能力，提高了脈沖星捕獲目標切換和位置區域確定的效率。
[0019]進一步的，所述跟蹤探測模式為指向跟蹤探測模式，此探測跟蹤模式中，航天器采用對地三軸穩定方式；通過地面測試工具測知目標脈沖星相的具體位置，并記入航天器計算機控制系統內；當航天器入軌穩定后，確定航天器及探測器相對地球的位置坐標；計算、分析、確定探測器相對目標脈沖星的偏離角度；然后，調整姿態調整裝置的姿態角，使探測器的探測面指向目標脈沖星，實現對目標脈沖星的實時捕獲與跟蹤。
[0020]指向跟蹤探測模式提高了對目標脈沖星的捕獲時間，為充分收集X射線脈沖星數據和脈沖星導航定位積累了充實的數據基礎。
[0021 ] 進一步的，所述跟蹤探測模式為自主跟蹤探測模式，此探測跟蹤模式中，航天器入軌穩定運行以后，獲取自身的準確位置坐標；同時，對預先指定的目標脈沖星進行捕獲跟蹤，通過計算不同目標脈沖星的空間區域，結合航天器的軌道運行特點，對空間區域進行合理劃分，并對姿態調整裝置的運行速度和時間進行合理分配；當探測器進入某顆脈沖星的指定捕獲范圍內時，快速調整姿態調整裝置的姿態角，使探測器對準目標脈沖星，進入該脈沖星的跟蹤區域內，對該目標脈沖星實時跟蹤，并對信息進行采集；該星跟蹤采集工作完成后，隨即進入下一顆脈沖星的快速捕獲區域，進行快速捕獲、跟蹤及信息采集工作。
[0022]合理調整姿態調整裝置的姿態角，就可以對空間范圍不同軌道平面內的多顆脈沖星進行自主跟蹤探測，在一個軌道運行周期內，實現多顆目標脈沖星的數據采集，大大提高了探測器的采集效率，為脈沖星導航定位數據的快速實現提供了充分的保障。
[0023]本發明具有的優點和積極效果是:[0024]( I)在單一探測器采用姿態調整裝置的方法首次應用于X射線脈沖星導航定位領域，改變了探測器傳統的搭載方法，實現了探測器對X射線脈沖星主動跟蹤、自主探測的目的，是導航定位領域原創性的創新設計；
[0025](2)通過對該指向跟蹤方法中機構的多軸協調控制，可以分別實現探測器條帶探測模式、指向跟蹤探測模式、多脈沖星自主跟蹤探測模式等多種探測模式，大大提高了探測器的工作性能；
[0026](3)探測器通過姿態調整裝置運動可以對空間區域進行大范圍掃描，對目標脈沖星進行高精度、實時捕獲跟蹤，保證高質量的收集脈沖星信號；同時，探測器通過對多顆脈沖星循環捕獲跟蹤，可以顯著提高脈沖星導航系統數據的收集效率，為脈沖星導航系統建立積累充分的數據基礎，促進系統快速實現導航定位功能；
[0027](4)單一探測器加姿態調整裝置的方法，采用一個探測器即可以實現探測器空間半球范圍內的捕獲跟蹤能力，即提高了捕獲范圍和跟蹤精度，又降低了項目成本，有效克服了單一探測器探測范圍有限和多顆探測器成本昂貴的缺點；
[0028](5)單一探測器加姿態調整裝置(還可配以展開支撐臂)，可以有效避免航天器結構或搭載設備對探測器捕獲范圍的遮擋影響，減少探測器工作狀態對其他星載設備的干擾，提高了探測器搭載的環境適應性和可擴展能力。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0029]圖1單一探測器搭載時的探測區域示意圖；
[0030]圖2多探測器搭載時的探測區域示意圖；
[0031]圖3單一探測器安裝在姿態調整裝置時的探測區域示意圖；
[0032]圖4具有回轉和俯仰功能的姿態調整裝置原理不意圖；
[0033]圖5具有俯仰和偏航功能的姿態調整裝置原理示意圖；
[0034]圖6具有回轉、俯仰和偏航功能的姿態調整裝置原理示意圖；
[0035]圖7具有俯仰和偏航功能，且設有伸展支撐臂的姿態調整裝置原理示意圖；
[0036]圖8條帶跟蹤探測模式工作示意圖；
[0037]圖9指向跟蹤探測模式工作示意圖；
[0038]圖10自主跟蹤探測模式工作示意圖。
[0039]圖中:
[0040]1.探測器，2.航天器，3.姿態調整裝置，4.地球，5.航天器軌道面，
[0041]6.掃描帶一，7.掃描帶二，8.脈沖星，
[0042]31.俯仰平臺，32.方位平臺，33.基座，34.偏航平臺，35.展開支撐臂，
[0043]81.脈沖星一，811.捕獲區域一，812.跟蹤區域一，
[0044]82.脈沖星二，821.捕獲區域二，822.跟蹤區域二，
[0045]83.脈沖星三，831.捕獲區域三，832.跟蹤區域三，
[0046]84.脈沖星四，841.捕獲區域四，842.跟蹤區域四，
[0047]A、B、C、D、E、F、G為各探測器相對應的探測區域，X、Y、Z為坐標軸。
【具體實施方式】[0048]為了對本發明的特征、目的及功能有更進一步的認識與了解，下面將結合附圖和實施例對本發明做進一步的詳細說明。
[0049]實施例1
[0050]本實施例是一種對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，包括:
[0051]一、將探測器I安裝在具有回轉和俯仰功能的姿態調整裝置3上，姿態調整裝置3固定在航天器2上；
[0052]二、將探測器I的起始位置參數或相對位置參數錄入星載計算機控制系統內；
[0053]三、選擇跟蹤探測模式，根據脈沖星的具體位置對姿態調整裝置3的回轉角度和俯仰角度進行調整，跟蹤脈沖星。
[0054]本實施例中，將單一探測器I安裝在姿態調整裝置3上，其結構原理圖如圖4所示，俯仰平臺31實現姿態調整裝置的俯仰角度調整，方位平臺32實現姿態調整裝置在航天器軌道面上回轉角度的調整，姿態調整裝置3通過基座33固定安裝在航天器2上；裝配完成以后，便確立了姿態調整裝置3運行的起始零位信息，并且建立其在地球坐標系中的相對位置參數，以上參數信息記入星載計算機內。通過調整姿態調整裝置3的回轉角度，實現探測器在平行于安裝面內360°回轉掃描的功能；通過調整姿態調整裝置3的俯仰角度，實現探測器在0°到90°范圍內的指向跟蹤探測功能；通過綜合對姿態調整裝置的兩個角度的控制調整，實現探測器兩個維度的運動，以實現半球范圍內的指向功能；并對目標進行實時跟蹤，實現星載探測器在空間半球范圍內對目標脈沖星的指向跟蹤，如圖3所示。
[0055]本實施例中，姿態調整裝置的回轉角調整范圍為0-360°，俯仰角調整范圍為0-90。。
[0056]實施例2
[0057]本實施例與實施例1的不同之處是，姿態調整裝置具有俯仰和偏航功能，通過俯仰平臺31和偏航平臺34來實現，即通過調整俯仰平臺31的俯仰角和偏航平臺34的偏航角，進一步來調整其上的探測器姿態，以對X射線脈沖星進行跟蹤探測，原理示意圖如圖5所示。
[0058]本實施例中，姿態調整裝置的俯仰角調整范圍為0-90°，偏航角調整范圍為0-90。。
[0059]實施例3
[0060]本實施例與實施例1、實施例2的不同之處是，姿態調整裝置同時具有以上兩實施例的功能，即姿態調整裝置具有俯仰、回轉和偏航功能，通過俯仰平臺31、回轉平臺32和偏航平臺34來實現，即通過調整俯仰平臺31和俯仰角、回轉平臺32的回轉角和偏航平臺34的偏航角，來實現探測器三個姿態角的調整，其原理示意圖如圖6所示，本實施例能夠更加靈活地跟蹤探測X射線脈沖星，大大提高了跟蹤探測的范圍和精度。
[0061]本實施例中，姿態調整裝置的回轉角調整范圍為0-360°，俯仰角調整范圍為0-90°，偏航角調整范圍為O — 90°。
[0062]實施例4
[0063]本實施例是在實施例2的基礎上，姿態調整裝置增設了展開支撐臂，其原理示意圖如圖7所示，大大減少了航天器結構或搭載設備對探測器捕獲范圍的遮擋影響，同時減少了探測器工作狀態對其他星載設備的干擾，提高了探測器搭載的環境適應性和可擴展能力。
[0064]同樣，可在實施例1和實施例3的基礎上，姿態調整裝置增設展開支撐臂，這里就不再贅述。
[0065]對于條帶探測模式(如圖8所示)，航天器2采用對地三軸穩定姿態，即航天器軸向始終保持指向地球4，探測器載荷通過姿態調整裝置3安裝在背向地球的一側；利用航天器在其軌道面5的圓周運動，實現搭載探測器I對天球空間范圍的條帶掃描覆蓋，例如掃描帶一 6和掃描帶二 7，捕獲收集條帶范圍內脈沖星信號；根據條帶探測原理，完成一次條帶掃描覆蓋大約需要一天的時間。在條帶探測模式下，探測器能觀測天球空間某一條帶中的所有脈沖星，從而得到天球空間某一條帶上脈沖星的位置分布；通過調節姿態調整裝置的俯仰角度，使探測器在0°到90°范圍內的轉動，即可調節探測器掃描條帶與航天器軌道面間的姿態角，以實現對不同條帶上脈沖星進行掃描捕獲的功能，大大提高了探測器前期搭載試驗的成功率，為探測器實現整星搭載奠定了夯實的技術基礎。
[0066]對于指向跟蹤探測模式(如圖9所示)，航天器采用對地三軸穩定方式，通過望遠鏡等地面測試工具已經測知空間目標脈沖星8相對地球的具體位置，并記入航天器計算機控制系統；當航天器2入軌穩定運行后，通過自帶敏感器確定航天器及探測器相對地球4的位置坐標，結合已知脈沖星的位置坐標，通過計算與分析，即可確定探測器I相對目標脈沖星8的偏離角度；通過調節姿態調整裝置3來調節探測器I的回轉角度和俯仰角度，使探測器的探測面指向目標脈沖星8 ;隨著航天器在軌道進一步運行，通過調節姿態調整裝置3來調節探測器的姿態角，保證探測器對目標脈沖星8的實時捕獲跟蹤；在指向跟蹤探測模式下，探測器可以對某一顆脈沖星實現長時間的累積觀測，通過對觀測到的詳盡數據進行分析，可以得到脈沖星的強度、輪廓、周期等基本參數，為進一步確定脈沖星導航定位基準提供有利條件保障。
[0067]對于自主跟蹤探測模式(如圖10所示)，當航天器入軌穩定運行以后，根據自身的運動軌道特點，可以準確獲取自身的準確位置；這時，當對空間指定的某顆或幾顆脈沖星(目標脈沖星的空間位置已計入星載計算機)進行捕獲跟蹤操作時，通過計算目標脈沖星的空間區域，結合搭載航天器軌道運行的特點，對空間掃描區域進行合理劃分，例如:脈沖星一 81對應捕獲區域811和跟蹤區域812，脈沖星二 82對應捕獲區域821和跟蹤區域822，脈沖星三83對應捕獲區域831和跟蹤區域832，脈沖星四84對應捕獲區域841和跟蹤區域842，然后對姿態調整裝置的運行速度和時間進行合理分配；當探測器進入某顆脈沖星的指定捕獲范圍內時，對姿態調整裝置姿態角進行快速調節，使探測器對準相應的目標脈沖星；等待進入該脈沖星的跟蹤區域內，保證探測器時刻跟蹤該脈沖星，探測器開機進行信息采集工作；該星跟蹤采集工作完成后，隨即進入下一顆脈沖星的快速捕獲區域，然后分別進行快速捕獲和跟蹤及信息采集工作；隨著航天器在軌道運行一個周期，探測器依靠姿態調整裝置3可以依次完成相應目標脈沖星的捕獲跟蹤和信號采集工作，大大提高了探測器捕獲跟蹤的工作效率；同時，可以依據任務需求，實時跟蹤捕獲區域內的任意一顆目標脈沖星，大大增強了探測器的機動捕獲能力。
[0068]本發明的X射線脈沖星探測器指向跟蹤方法，首次應用于X射線脈沖星導航定位領域，采用單一探測器I增加姿態調整裝置3的方式，不但解決了單一探測器探測范圍有限和多顆探測器成本昂貴的問題，而且提供了多種工作模式，大大增加了探測器捕獲范圍，提高了跟蹤精度和工作效率，為實現X射線脈沖星快速、高精度導航定位提供了堅實的技術基礎。
[0069]以上對本發明的實施例進行了詳細說明，但所述內容僅為本發明的較佳實施例，不能被認為用于限定本發明的實施范圍。凡依本發明申請范圍所作的均等變化與改進等，均應仍歸屬于本發明的專利涵蓋范圍之內。
【權利要求】
1.一種對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，包括: 一、將探測器安裝在姿態調整裝置上，姿態調整裝置固定在航天器上； 二、將探測器的起始位置參數或相對位置參數錄入星載計算機控制系統內； 三、選擇跟蹤探測模式，根據脈沖星的具體位置對姿態調整裝置的姿態進行調整，跟蹤脈沖星。
2.根據權利要求1所述的對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，其特征在于:所述姿態調整裝置具有回轉和俯仰功能，能夠調整探測器的回轉角和俯仰角；所述回轉角的調整范圍為為0-360°，俯仰角的調整范圍為0-90°。
3.根據權利要求1所述的對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，其特征在于:所述姿態調整裝置具有俯仰和偏航功能，能夠調整探測器的俯仰角和偏航角；所述俯仰角的調整范圍為0-90°，偏航角的調整范圍為0-90°。
4.根據權利要求1所述的對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，其特征在于:所述姿態調整裝置具有回轉、俯仰和偏航功能，能夠調整探測器的回轉角、俯仰角和偏航角；所述回轉角的調整范圍為0-360°，俯仰角的調整范圍為0-90°，偏航角的調整范圍為0-90°。
5.根據權利要求1-4中任意一項所述的對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，其特征在于:所述姿態調整裝置設有可將探測器伸出航天器之外的展開支撐臂。
6.根據權利要求1所述的對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，其特征在于:所述跟蹤探測模式為條帶跟蹤探測模式，此探測跟蹤模式中，航天器采用對地三軸穩定方式；航天器軸向始終指向地球，探測器安裝在姿態調整裝置背向地球的一側，利用航天器在軌道面的圓周運動，探測器對天球空間范圍的條帶掃描覆蓋，捕獲收集條帶范圍內脈沖星信號，通過對姿態調整裝置姿態角的調整，實現探測器掃描條帶與航天器軌道面間的俯仰角度的調節，對不同條帶上脈沖星進行掃描、捕獲。
7.根據權利要求1所述的對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，其特征在于:所述跟蹤探測模式為指向跟蹤探測模式，此探測跟蹤模式中，航天器采用對地三軸穩定方式；通過地面測試工具測知目標脈沖星相的具體位置，并記入航天器計算機控制系統內；當航天器入軌穩定后，確定航天器及探測器相對地球的位置坐標；計算、分析、確定探測器相對目標脈沖星的偏離角度；然后，調整姿態調整裝置的姿態角，使探測器的探測面指向目標脈沖星，實現對目標脈沖星的實時捕獲與跟蹤。
8.根據權利要求1所述的對X射線脈沖星進行跟蹤探測的方法，其特征在于:所述跟蹤探測模式為自主跟蹤探測模式，此探測跟蹤模式中，航天器入軌穩定運行以后，獲取自身的準確位置坐標；同時，對預先指定的目標脈沖星進行捕獲跟蹤，通過計算不同目標脈沖星的空間區域，結合航天器的軌道運行特點，對空間區域進行合理劃分，并對姿態調整裝置的運行速度和時間進行合理分配；當探測器進入某顆脈沖星的指定捕獲范圍內時，快速調整姿態調整裝置的姿態角，使探測器對準目標脈沖星，進入該脈沖星的跟蹤區域內，對該目標脈沖星實時跟蹤，并對信息進行采集；該星跟蹤采集工作完成后，隨即進入下一顆脈沖星的快速捕獲區域，進行快速捕獲、跟蹤及信息采集工作。
【文檔編號】G01C21/24GK103528588SQ201310503308
【公開日】2014年1月22日 申請日期:2013年10月23日 優先權日:2013年10月23日
【發明者】莫麗東, 帥平, 李振新, 李博, 陳建鵬 申請人:天津航天機電設備研究所