CN103256932A - 一种替换结合外推的着陆导航方法 - Google Patents

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Abstract

一种替换结合外推的着陆导航方法，适用于航天探测器的地外天体着陆过程的高度与速度导航。在着陆初期采用惯性导航与测量敏感器加权折中的方法进行探测器着陆高度和速度的确定；在着陆末期的特定高度以下，采用测量敏感器的测量信息直接进行探测器着陆高度和速度的确定，并在测量信息更新的间隔内采用惯性导航外推进行高度和速度的确定。使用该方法，可显著的改善着陆高度和速度的导航精度，并保证探测器的导航数据的更新率及数据平滑性。

Description

一种替换结合外推的着陆导航方法
技术领域
本发明涉及一种替换结合外推的着陆导航方法，适用于航天探测器地外天体着陆过程初始姿态不确定的导航计算。 
背景技术
探测器地外天体着陆过程中，需要获取自身相对目标天体（下文假设目标天体为月球）的距离与速度信息。探测器自主获取平动运动信息的手段主要有两种。第一种，利用惯性姿态测量敏感器（星敏、陀螺和加速度计）获取探测器的惯性姿态和所受到的加速度信息，结合地面测控系统提供的轨道初值信息，进行计算外推获得自身相对于目标天体的距离和速度。第二种，利用测距敏感器和测速敏感器直接测量出探测器相对目标天体的距离与速度信息。 
第一种方法，主要是依赖计算的方法间接获取探测器的平动运动信息。受IMU测量误差、姿态确定误差及初始定轨误差的影响，第一种方法确定的探测器相对目标天体基准面的距离和速度误差随递推时间的增加逐渐增大，且这种方法只能确定探测器相对于假定天体基准面的高度，不能够获取探测器相对真实月面的高度。 
第二种方法，直接使用测量敏感器的测量信息获取探测器的平动运动信息，对探测器平动运动状态确定的精度主要取决与测量敏感器的精度。由于着陆初始时刻，探测器相对月面处于较高高度（典型距离15km），受限于产品的重量功耗限制，距离和速度测量敏感器在较远距离时信噪比较弱，测量信息的误差较大。在着陆末期，随着探测器逐渐接近月面，测量敏感器的信噪比显著提升，测量精度也随之提高。 
第一种方法在着陆末期精度较差，而第二种方法在着陆初期不具备工作条 件。一般来说，在着陆过程中将两种导航方法确定的导航值进行加权折中是着陆探测器惯用的导航方法，但由于在着陆末期仍保留了惯导外推的计算结果，受初始姿态不确定性及惯导累积误差的影响较大，对于着陆高度速度控制要求更高的探测器就不适用了。 
发明内容
本发明解决的技术问题是：提出了一种替换结合外推的着陆导航方法，该方法避免着陆初始姿态的不确定性和惯导累积误差的影响，为着陆探测器提供更高精度的距离速度导航值。 
本发明的技术方案是：一种替换结合外推的着陆导航方法，步骤如下： 
1）通过地面测定轨获得探测器在惯性系下初始t0时刻的位置
Figure BDA000032755790000217
和速度
2）通过安装在探测器上的加速度计测量得到任意ti时刻发动机推力产生的在探测器本体坐标系下的加速度
Figure BDA00003275579000021
其中i=0,1,2…n； 
3）通过安装在探测器上的星敏和陀螺获得任意ti时刻探测器本体在惯性系下的姿态矩阵
Figure BDA00003275579000022
4）根据步骤3）中获得的姿态矩阵以及步骤2）中得到的由发动机推力产生的加速度将发动机推力产生的加速度从探测器本体坐标系转换到惯性系下，表示为
Figure BDA00003275579000026
5）根据公式                                                  
Figure 2013102096818100002DEST_PATH_IMAGE001
设初值为t0时刻的位置
Figure BDA00003275579000028
和速度
Figure BDA00003275579000029
结合步骤4）求得的tn时刻之前发动机推力在惯性系下产生的加速度
Figure BDA000032755790000210
计算获得探测器在惯性系下当前时刻tn的位置
Figure BDA000032755790000211
和速度
Figure BDA000032755790000212
其中   
Figure 2013102096818100002DEST_PATH_IMAGE002
是按照天体引力模型得到的探测器在位置
Figure BDA000032755790000214
处受到的引力加速度； 
6）将步骤5）中得到的位置
Figure BDA000032755790000215
的绝对值与已知的天体表面高度相减获得探测器当前时刻tn的相对于天体表面的高度hl；将步骤5）中得到的速度
Figure BDA000032755790000216
与天 体自转产生的天体表面速度相减即获得探测器当前时刻tn相对天体表面的运动速度
Figure BDA00003275579000031
7）当不能通过敏感器直接获取探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度测量值和速度测量值时，则将步骤6）求得的高度hl和运动速度
Figure BDA00003275579000032
作为探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度和运动速度；并将得到的探测器相对天体表面高度hl与已知的天体表面高度相加获得探测器在惯性系下当前时刻tn的位置的绝对值，并将此绝对值以及运动速度
Figure BDA00003275579000034
作为步骤5）中新的初值，本方法完成；当能够通过探测直接获取探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度测量值和速度测量值时；则进入步骤8）； 
8）通过安装在探测器本体的测距敏感器和测速敏感器，测量获得探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度测量值hm和速度测量值
Figure BDA00003275579000035
9）当探测器相对天体表面高度大于h*时，探测器相对于天体表面在当前时刻tn的高度值hn=kh(hn-1)hl+(1-kh(hn-1))hm；探测器在当前时刻tn相对于天体表面的速度值
Figure BDA00003275579000036
当探测器相对天体表面高度小于h*时，探测器在当前时刻tn相对于天体表面的高度值hn=hm；探测器在当前时刻tn相对于天体表面的速度值
Figure BDA00003275579000037
其中kh(hn-1)是高度hn-1的函数，具有随hn-1增加而逐渐减小的特性；是速度
Figure BDA00003275579000039
的函数，具有随
Figure BDA000032755790000310
绝对值增加而逐渐减小的特性；所述的h*的具体数值根据飞行轨迹和测量敏感器特性确定； 
10）将步骤9）中得到的探测器相对天体表面高度hn与已知的天体表面高度相加获得探测器在惯性系下当前时刻tn的位置
Figure BDA000032755790000311
的绝对值，并将具有此绝对值的以及步骤9）中求得的运动速度
Figure BDA000032755790000313
作为步骤5）中新的初值。 
步骤9）所述的kh(hn-1)函数的具体形式为反比例函数kh(hn-1)=1/|hn-1|；还可以为hn-1绝对值的一次线性函数1-k*(1-|hn-1|/|hmax|)，其中hmax为飞行轨迹中 探测器相对天体表面高度h可取得的最大值，k*为绝对值小于1的正数。 
步骤9）所述的
Figure BDA00003275579000041
函数的具体形式为反比例函数
Figure BDA00003275579000042
还可以为vn-1绝对值的一次线性函数
Figure BDA00003275579000043
其中为飞行轨迹中探测器相对天体表面速度
Figure BDA00003275579000045
可取得的最大值，k*为绝对值小于1的正数。 
本发明与现有技术相比的优点在于：在特定高度以下直接用测量敏感器的测量值作为探测器的高度和速度导航值，避免了初始信息（包括姿态和轨道初值等）的不确定性和惯性累积误差对着陆末期导航精度的负面影响。同时，在测量信息更新率低或无效时，使用惯性外推获取探测器导航值，以保证探测器导航值的有效更新。由于在特定高度下惯性外推仅在较短的时间内应用，当测量信息更新或偶发性数据无效消除时，恢复为直接替换，惯性外推的导航误差因素可被忽略。综上，该导航方法可以为探测器提供更高精度的着陆导航值。 
附图说明
图1为折中计算的导航结果； 
图2为直接替换的导航结果； 
图3为姿态确定无偏差时的着陆过程； 
图4为姿态确定有偏差时的着陆过程； 
图5为计算过程流程图。 
具体实施方式
如图5所示为本发明方法流程图，下面对本方法进行详细解释： 
1）通过地面测定轨获得探测器在惯性系下初始t0时刻的位置
Figure BDA00003275579000046
和速度
2）通过安装在探测器上的加速度计可测量得到任意ti时刻发动机推力产生的在探测器本体坐标系下的加速度大小及方向，记为
Figure BDA00003275579000048
（下标i表示从t0时刻开始，以时间T（导航计算机的采样周期）为间隔，第i次采样获得的数据或由 采样数据获得的衍生数据，下文同。i=0,1,2…n，下标n表示当前时刻）； 
3）通过安装在探测器上的星敏和陀螺获得任意ti时刻探测器本体在惯性系下的姿态矩阵
Figure BDA00003275579000051
具体做法可参见参考文献1； 
4）根据步骤3）中获得的姿态矩阵
Figure BDA00003275579000052
和步骤2）中得到的由发动机推力产生的加速度
Figure BDA00003275579000053
可将发动机推力产生的加速度
Figure BDA00003275579000054
从探测器本体坐标系转换到惯性系下，表示为
Figure BDA00003275579000055
具体做法可参见参考文献1； 
5）根据公式   以和
Figure BDA00003275579000058
为初值，结合tn时刻之前获得的
Figure BDA00003275579000059
计算获得探测器在惯性系下当前时刻tn的位置和速度
Figure BDA000032755790000511
其中   是按照天体引力模型得到的探测器在位置
Figure BDA000032755790000513
处受到的引力加速度，具体做法可参见参考文献1； 
6）将步骤5）中得到的位置
Figure BDA000032755790000514
的绝对值与已知的天体表面高度相减获得探测器当前时刻tn的相对于天体表面的高度hl；将步骤5）中得到的速度
Figure BDA000032755790000515
与天体自转产生的天体表面速度相减即获得探测器当前时刻tn相对天体表面的运动速度
7）当不能通过探测直接获取探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度测量值和速度测量值时，则将步骤6）求得的高度hl和运动速度
Figure BDA000032755790000520
作为探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度和运动速度，并将得到的探测器相对天体表面高度hl与已知的天体表面高度相加获得探测器在惯性系下当前时刻tn的位置
Figure BDA000032755790000517
的绝对值，并将此绝对值以及运动速度
Figure BDA000032755790000518
作为步骤5）中新的初值，本方法完成；当能够通过探测直接获取探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度测量值和速度测量值时；则进入步骤8）； 
8）通过安装在探测器本体的测距敏感器和测速敏感器，获得探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度测量值hm和速度测量值
9）当探测器据天体表面高度大于某特定高度h*时，探测器相对于天体表 面在当前时刻tn的高度值由公式hn=kh(hn-1)hl+(1-kh(hn-1))hm进行确定。探测器在当前时刻tn相对于天体表面的速度值由公式
Figure BDA00003275579000061
确定。当探测器据天体表面高度小于某特定高度h*时，探测器在当前时刻tn相对于天体表面的高度值直接由公式hn=hm确定；探测器在当前时刻tn相对于天体表面的速度值直接由公式
Figure BDA00003275579000062
确定； 
h*的具体数值应飞行轨迹和测量敏感器特性进行设计，一般h*的取值范围在2km以下。 
kh(hn-1)是高度hn-1的函数，具有随hn-1增加而逐渐减小的特性，具体函数形式应根据飞行轨迹和测量敏感器特性进行设计。一般较为常用的函数形式有：①反比例函数kh(hn-1)=1/|hn-1|②hn-1绝对值的一次线性函数1-k*(1-|hn-1|/|hmax|)，其中hmax应覆盖使用此公式的飞行轨迹中h可能的最大值，k*为绝对值小于1的正数。 
是速度vn-1的函数，具有随
Figure BDA00003275579000064
绝对值增加而逐渐减小的特性，具体函数形式应根据飞行轨迹和测量敏感器特性进行设计。一般较为常用的函数形式有：①绝对值的反比例函数
Figure BDA00003275579000065
绝对值的一次线性函数 其中
Figure BDA00003275579000067
应覆盖使用此公式的飞行轨迹中
Figure BDA00003275579000068
可能的最大值，k*为绝对值小于1的正数。 
10）将步骤9）中得到的探测器相对天体表面高度hn与已知的天体表面高度相加获得探测器在惯性系下当前时刻tn的位置
Figure BDA00003275579000069
的绝对值，并将具有此绝对值的
Figure BDA000032755790000610
以及步骤9）中求得的运动速度
Figure BDA000032755790000611
作为步骤5）中新的初值。 
下面举个例子对本方法进行具体说明： 
当着陆全程都采用加权折中进行导航时，如确定探测器月面速度时采用
Figure BDA000032755790000614
k = 0.4 ( 1 - | v → | / 1550 ) .  假设探测器做在平面内运动，初始高度4km，初始垂直速度为200m/s，初始水平速度为0。则，在垂向由制动发动机提供5m/s2的制动加速度。则标称情况下在40s探测器速度可减少至0。假设测速敏感器的速度测量精度为0.1m/s（σ）σ为标准差。 
假设探测器姿态确定在垂向有1度的误差，则探测器导航系统认为探测器推力方向与重力方向是平行且反向的,如图3所示;但实际上探测器的推力方向如图4所示,导致探测器制动加速度有1度的偏斜。则按照前述常用的折中导航公式，得到导航的速度误差曲线如图1所示。而当在1km高度后采用直接替代的方法进行导航计算时，则得到导航误差如图2所示。 
从仿真结果可以明显看出，由于姿态确定偏差，采用折中计算方法的导航结果水平向有随时间逐渐增大的导航误差；但采用着陆末期直接替换的方法进行导航时，水平误差得到了显著的抑制，明显的改善了导航精度。 
本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。 
参考文献1：《卫星轨道姿态动力学与控制》，章仁为，北京航空航天大学，1998。 

Claims (3)

1.一种替换结合外推的着陆导航方法，其特征在于步骤如下：
1）通过地面测定轨获得探测器在惯性系下初始t0时刻的位置
Figure FDA00003275578900011
和速度
Figure FDA00003275578900012
2）通过安装在探测器上的加速度计测量得到任意ti时刻发动机推力产生的在探测器本体坐标系下的加速度其中i=0,1,2…n；
3）通过安装在探测器上的星敏和陀螺获得任意ti时刻探测器本体在惯性系下的姿态矩阵
Figure FDA00003275578900014
4）根据步骤3）中获得的姿态矩阵
Figure FDA00003275578900015
以及步骤2）中得到的由发动机推力产生的加速度
Figure FDA00003275578900016
将发动机推力产生的加速度从探测器本体坐标系转换到惯性系下，表示为
Figure FDA00003275578900018
5）根据公式
Figure FDA00003275578900019
设初值为t0时刻的位置
Figure FDA000032755789000110
和速度
Figure FDA000032755789000111
结合步骤4）求得的tn时刻之前发动机推力在惯性系下产生的加速度
Figure FDA000032755789000112
计算获得探测器在惯性系下当前时刻tn的位置和速度其中是按照天体引力模型得到的探测器在位置
Figure FDA000032755789000116
处受到的引力加速度；
6）将步骤5）中得到的位置
Figure FDA000032755789000117
的绝对值与已知的天体表面高度相减获得探测器当前时刻tn的相对于天体表面的高度hl；将步骤5）中得到的速度
Figure FDA000032755789000118
与天体自转产生的天体表面速度相减即获得探测器当前时刻tn相对天体表面的运动速度
7）当不能通过敏感器直接获取探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度测量值和速度测量值时，则将步骤6）求得的高度hl和运动速度作为探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度和运动速度；并将得到的探测器相对天体表面高度hl与已知的天体表面高度相加获得探测器在惯性系下当前时刻tn的位置
Figure FDA000032755789000121
的绝对值，并将此绝对值以及运动速度
Figure FDA000032755789000122
作为步骤5）中新的初值，本方法完成；当能够通过探测直接获取探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度测量值和速度测量值时；则进入步骤8）；
8）通过安装在探测器本体的测距敏感器和测速敏感器，测量获得探测器在当前时刻tn相对天体表面的高度测量值hm和速度测量值
Figure FDA00003275578900021
9）当探测器相对天体表面高度大于h*时，探测器相对于天体表面在当前时刻tn的高度值hn=kh(hn-1)hl+(1-kh(hn-1))hm；探测器在当前时刻tn相对于天体表面的速度值
Figure FDA00003275578900022
当探测器相对天体表面高度小于h*时，探测器在当前时刻tn相对于天体表面的高度值hn=hm；探测器在当前时刻tn相对于天体表面的速度值
Figure FDA00003275578900023
其中kh(hn-1)是高度hn-1的函数，具有随hn-1增加而逐渐减小的特性；
Figure FDA00003275578900024
是速度的函数，具有随
Figure FDA00003275578900026
绝对值增加而逐渐减小的特性；所述的h*的具体数值根据飞行轨迹和测量敏感器特性确定；
10）将步骤9）中得到的探测器相对天体表面高度hn与已知的天体表面高度相加获得探测器在惯性系下当前时刻tn的位置
Figure FDA00003275578900027
的绝对值，并将具有此绝对值的
Figure FDA00003275578900028
以及步骤9）中求得的运动速度作为步骤5）中新的初值。
2.根据权利要求1所述的一种替换结合外推的着陆导航方法，其特征在于：步骤9）所述的kh(hn-1)函数的具体形式为反比例函数kh(hn-1)=1/|hn-1|；还可以为hn-1绝对值的一次线性函数1-k*(1-|hn-1|/|hmax|)，其中hmax为飞行轨迹中探测器相对天体表面高度h可取得的最大值，k*为绝对值小于1的正数。
3.根据权利要求1所述的一种替换结合外推的着陆导航方法，其特征在于：步骤9）所述的
Figure FDA000032755789000210
函数的具体形式为反比例函数
Figure FDA000032755789000211
还可以为vn-1绝对值的一次线性函数
Figure FDA000032755789000212
其中
Figure FDA000032755789000213
为飞行轨迹中探测器相对天体表面速度
Figure FDA000032755789000214
可取得的最大值，k*为绝对值小于1的正数。
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