一種星光空白段神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)連續(xù)導(dǎo)航方法及系統(tǒng)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種星光導(dǎo)航方法及系統(tǒng)，特別是涉及一種星光空白段神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)連續(xù) 導(dǎo)航方法及系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 利用星光折射間接敏感地平的導(dǎo)航方法是一種高精度的天文自主導(dǎo)航方法，但在 星敏感器接受折射光線的過程中必然會受到日、月、地等天體本身發(fā)出的光的影響，相比于 星敏感器正常捕獲的星光亮度，太陽（視星等-26. 78)、月球（視星等-12. 7)、地氣光光強 都過強，這些雜光會造成星圖背景增強，嚴重時甚至淹沒星點目標，致使星敏感器測星任務(wù) 失敗，即產(chǎn)生了"星光空白段"現(xiàn)象，嚴重降低了航天器的導(dǎo)航精度和可靠性。
[0003] 針對上述問題，現(xiàn)有的解決方法著重于兩個方面：一是通過提高星敏感器制造工 藝和結(jié)構(gòu)設(shè)計水平，增加光學(xué)防護和信號處理防護，但仍難以滿足雜光抑制要求。二是使航 天器在遇到干擾前禁止敏感器工作，干擾結(jié)束后恢復(fù)。在此期間通過慣性導(dǎo)航系統(tǒng)或GPS 導(dǎo)航系統(tǒng)進行輔助導(dǎo)航。其中，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)雖然具有短時精度高的特點，但其導(dǎo)航定位 誤差隨時間積累，難以長時間獨立工作，初始對準時間較長，無法適應(yīng)快速應(yīng)用的場合；而 GPS導(dǎo)航系統(tǒng)誤差不隨時間積累，但信號也容易受到干擾，尤其在航天器做機動時，容易丟 失?目息。
[0004] 當前也有提出研究飛行力學(xué)導(dǎo)航法（FDN-Flight Dynamics Navigation Method) 的軟件補償方法，即利用最優(yōu)估計理論估計出系統(tǒng)模型中的常值擾動誤差及導(dǎo)航設(shè)備的誤 差源，并將其反饋回原系統(tǒng)校正，可以在不增加硬件設(shè)備的情況下明顯改善導(dǎo)航性能，但該 方法對軌道要求較高，并且只能針對常值的固有干擾有效，無法處理隨機擾動。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 為克服上述現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明之主要目的在于提供一種星光空白段神 經(jīng)網(wǎng)絡(luò)連續(xù)導(dǎo)航方法及系統(tǒng)，其利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的聯(lián)想學(xué)習(xí)功能，將時間序列關(guān)系轉(zhuǎn)化成一 個用非線性機制確定的輸入輸出系統(tǒng)，并建立系統(tǒng)輸入和位置修正之間的權(quán)值網(wǎng)絡(luò)，再對 權(quán)值網(wǎng)絡(luò)進行不斷地學(xué)習(xí)訓(xùn)練，當在航天器受到日、月、地等天體干擾沒有觀測信息的"星 光空白段"期間，利用訓(xùn)練好的權(quán)值網(wǎng)絡(luò)迭代補償航天器的位置信息，以低成本實現(xiàn)了高精 度的連續(xù)導(dǎo)航。
[0006] 為達上述及其它目的，本發(fā)明提出一種星光空白段神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)連續(xù)導(dǎo)航方法，包括 如下步驟：
[0007] 步驟一，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的聯(lián)想學(xué)習(xí)功能，將航天器導(dǎo)航系統(tǒng)中系統(tǒng)的狀態(tài)誤差修 正與導(dǎo)航誤差的時間序列關(guān)系轉(zhuǎn)化成用非線性機制確定的輸入輸出系統(tǒng)；
[0008] 步驟二，在該輸入輸出系統(tǒng)中引入神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，根據(jù)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對信息有聯(lián)想記憶的 能力，不斷從輸入數(shù)據(jù)中提取特征值，并組織構(gòu)造成最合適的權(quán)值網(wǎng)絡(luò)，由此獲得系統(tǒng)輸入 輸出之間的規(guī)律；
[0009] 步驟三，航天器在飛行過程中，當有折射星被觀測時，導(dǎo)航系統(tǒng)利用折射星光進行 位置解算；當在航天器受到日、月、地天體干擾沒有觀測信息的星光空白段期間，導(dǎo)航系統(tǒng) 利用訓(xùn)練好的權(quán)值網(wǎng)絡(luò)迭代補償航天器的位置信息。
[0010] 進一步地，于步驟一中，對非線性時間序列相空間重構(gòu)，建立如下結(jié)構(gòu)矢量作為神 經(jīng)網(wǎng)絡(luò)學(xué)習(xí)的輸入：
[0011] I =[ Δ X1 δ X2 δ X3…δ Xn i δ Xn]
[0012] 其中，矢量I首端為導(dǎo)航誤差，其他δ χ2 δ χ3... δ χη 1 δ χη*-步狀態(tài)誤差修正。
[0013] 進一步地，構(gòu)建神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)期望輸出矢量d為：
[0014] d =[ δ χ2 δ χ3 δ X，" δ xn]n i
[0015] 4為d的第k列，表示航天器k時刻的一步狀態(tài)誤差修正。
[0016] 進一步地，于步驟二中，權(quán)值網(wǎng)絡(luò)設(shè)計步驟包括：
[0017] (1)設(shè)計三層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，輸入層節(jié)點為30個，分別對應(yīng)誤差重構(gòu)向量Ii，隱含層節(jié) 點數(shù)在8~100,用于對輸入層的數(shù)據(jù)進行相關(guān)映射，輸出層節(jié)點1個，為誤差修正信息； [0018] (2)當網(wǎng)絡(luò)輸出與期望輸出不等時，定義輸出誤差為：
[0020] 其中，ok為輸出層第k個輸出元素，
[0021] 當E (n) <e時，計算結(jié)束，否則，進行反向傳播修正權(quán)值；
[0022] (3)將步驟⑵最終修正得到的權(quán)值網(wǎng)絡(luò)進行保存。
[0023] 進一步地，于步驟（1)，將其網(wǎng)絡(luò)最終輸出表示成：
[0025] 為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)第L層的第i個節(jié)點輸出，f為第L層第i個節(jié)點的閾值，< 為 從L-I的第j個節(jié)點到L層第i個節(jié)點的權(quán)值。
[0026] 對于隱層，有：
[0029] 1為隱層第j個輸出量，V ^為對應(yīng)I i的權(quán)值，傳輸函數(shù)選擇正切S型函數(shù)。
[0030] 輸出層第k個輸出元素％為：
[0033] Wjk為對應(yīng)y i權(quán)值，傳輸函數(shù)采用線性函數(shù)。
[0034] 進一步地，于步驟（2)中，進行反向傳播按如下方式修正權(quán)值：

[0038] 式中η為學(xué)習(xí)率，為一個常數(shù)，其反映訓(xùn)練速率。
[0039] 進一步地，于步驟（2)中，若經(jīng)過一批次權(quán)值調(diào)整后E(t+1)誤差減小，則本次調(diào)整 有效，應(yīng)加速學(xué)習(xí)；如果經(jīng)過一批次權(quán)值調(diào)整后E (t+Ι)增大，說明本次調(diào)整無效，應(yīng)放緩學(xué) 習(xí)。
[0040] 進一步地，于步驟三中，在空白段初期，導(dǎo)航系統(tǒng)要根據(jù)空白段結(jié)束時刻標稱軌道 上的對應(yīng)位置點，預(yù)測航天器飛出空白段的第一顆導(dǎo)航折射星方向，并依據(jù)該星光方向提 前調(diào)整航天器姿態(tài)作好捕獲準備。
[0041] 為達到上述目的，本發(fā)明還提供一種星光空白段神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)連續(xù)導(dǎo)航系統(tǒng)，包括：
[0042] 轉(zhuǎn)化模塊，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的聯(lián)想學(xué)習(xí)功能，將航天器導(dǎo)航系統(tǒng)中系統(tǒng)的狀態(tài)誤差 修正與導(dǎo)航誤差的時間序列關(guān)系轉(zhuǎn)化成用非線性機制確定的輸入輸出系統(tǒng)；
[0043] 權(quán)值網(wǎng)絡(luò)設(shè)計模塊，在該輸入輸出系統(tǒng)中引入神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，根據(jù)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對信息有 聯(lián)想記憶的能力，不斷從輸入數(shù)據(jù)中提取特征值，并組織構(gòu)造成最合適的權(quán)值網(wǎng)絡(luò)，由此獲 得系統(tǒng)輸入輸出之間的規(guī)律；
[0044] 導(dǎo)航模塊，用于航天器在飛行過程中，當有折射星被觀測時，利用折射星光進行位 置解算；當在航天器受到日、月、地天體干擾沒有觀測信息的星光空白段期間，利用訓(xùn)練好 的權(quán)值網(wǎng)絡(luò)迭代補償航天器的位置信息。
[0045] 進一步地，該權(quán)值網(wǎng)絡(luò)設(shè)計模塊通過如下步驟設(shè)計權(quán)值網(wǎng)絡(luò)：
[0046] (1)設(shè)計三層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，輸入層節(jié)點為30個，分別對應(yīng)誤差重構(gòu)向量Ii，隱含層節(jié) 點數(shù)在8~100,用于對輸入層的數(shù)據(jù)進行相關(guān)映射，輸出層節(jié)點1個，為誤差修正信息；
[0047] (2)當網(wǎng)絡(luò)輸出與期望輸出不等時，定義輸出誤差為：
[0049] 其中，ok為輸出層第k個輸出元素，
[0050] 當E (n) <e時，計算結(jié)束，否則，進行反向傳播修正權(quán)值；
[0051] (3)將步驟（2)最終修正得到的權(quán)值網(wǎng)絡(luò)進行保存。
[0052] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明一種星光空白段神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)連續(xù)導(dǎo)航方法及系統(tǒng)，其利用 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的聯(lián)想學(xué)習(xí)功能，將時間序列關(guān)系轉(zhuǎn)化成一個用非線性機制確定的輸入輸出系 統(tǒng)，并建立系統(tǒng)輸入和位置修正之間的權(quán)值網(wǎng)絡(luò)，再對權(quán)值網(wǎng)絡(luò)進行不斷地學(xué)習(xí)訓(xùn)練，當在 航天器受到日、月、地等天體干擾沒有觀測信息的"星光空白段"期間，利用訓(xùn)練好的權(quán)值網(wǎng) 絡(luò)迭代補償航天器的位置信息，以低成本實現(xiàn)了高精度的連續(xù)導(dǎo)航。
【附圖說明】
[0053] 圖1為本發(fā)明一種星光空白段神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)連續(xù)導(dǎo)航方法的步驟流程圖；
[0054] 圖2為本發(fā)明一種星光空白段神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)連續(xù)導(dǎo)航系統(tǒng)的系統(tǒng)架構(gòu)圖；
[0055] 圖3為航天器飛行軌跡中星光空白段示意圖；
[0056] 圖4-1、圖4-2、圖4-3分別為X、Y、Z三個方向的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)學(xué)習(xí)示意圖；
[0057] 圖5-1、圖5-2、圖5-3分別為在星光空白段采上采用本發(fā)明后，x、y、z三個方向上 的導(dǎo)航位置誤差結(jié)果圖。
【具體實施方式】
[0058] 以下通過特定的具體實例并結(jié)合【附圖說明】本發(fā)明的實施方式，本領(lǐng)域技術(shù)人員可 由本說明書所揭示的內(nèi)容輕易地了解本發(fā)明的其它優(yōu)點與功效。本發(fā)明亦可通過其它不同 的具體實例加以施行或應(yīng)用，本說明書中的各項細節(jié)亦可基于不同觀點與應(yīng)用，在不背離 本發(fā)明的精神下