CN103335654A - 一种行星动力下降段的自主导航方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种行星动力下降段的自主导航方法，属于深空探测技术领域。本方法结合下降敏感器、无线电接收机及导航相机，在行星着陆任务开始前利用行星轨道器在着陆区域附近布置具有无线电测量及通信功能的信标，并利用轨道器的多次观测确定其位置。在行星动力下降阶段利用安装在探测器上的无线电接收装置测量探测器相对无线电信标的位置，并结合下降敏感器及导航相机对探测器位置、速度及姿态进行估计，导航数据解算时间短，满足自主导航实时性的需求；保证了导航的精度与实时性。

Description

一种行星动力下降段的自主导航方法

技术领域

本发明涉及一种行星动力下降段的自主导航方法，属于深空探测技术领域。

背景技术

行星定点着陆是获取更有价值科学素材的必要手段。通过行星动力下降阶段的自主导航制导与控制技术可以有效提高行星着陆精度，保证着陆安全性，而自主导航技术是实现行星定点着陆的前提。但目标行星距离地球较远，缺少导航信息源，所以急需构建行星动力下降段组合导航方案以保证行星精确着陆。

已经成功着陆火星的探测任务在火星动力下降段对探测器相对火星的速度、高度及姿态进行估计并加以控制。在成功着陆火星的任务中，火星探测漫游者（MER）利用下降图像运动估计系统（DIMES）对探测器的水平速度进行估计。火星科学实验室（MSL）搭载了下降敏感器（TDS）确定探测器的速度及高度，并提供姿态信息。但这些导航方式都无法对探测器的水平位置进行有效确定，难以实现火星精确着陆。

有学者提出可以利用激光雷达（LIDAR）或导航相机进行基于行星表面地形的相对导航。通过与着陆区域数字高程图或光学图像的匹配，可以得到探测器水平位置信息。但受到敏感器视场角、功率及信息处理时间的约束，难以用于实际的行星着陆任务。

发明内容

本发明的目的是为提高行星动力下降段自主导航的精度与实时性，提出一种行星动力下降段的自主导航方法。

本发明方法结合下降敏感器、无线电接收机及导航相机，在行星着陆任务开始前利用行星轨道器在着陆区域附近布置具有无线电测量及通信功能的信标，并利用轨道器的多次观测确定其位置。在行星动力下降阶段利用安装在探测器上的无线电接收装置测量探测器相

对无线电信标的位置，并结合下降敏感器及导航相机对探测器位置、速度及姿态进行估计，保证导航的精度与实时性。

行星动力下降段自主导航方法的具体流程如下：

步骤1：建立行星动力下降段状态模型

在行星着陆点惯性坐标系下建立探测器状态模型。导航系统的状态矢量x包括探测器位置矢量r=[x,y,z]^T、速度矢量

姿态角e=[φ,θ,ψ]^T、加速度计常值漂移

陀螺常值漂移

在行星着陆任务开始前利用行星轨道器在着陆区域附近布置N（N≥3）颗具有无线电测量及通信功能的信标，并利用轨道器多次观测，确定信标位置，将第i颗无线电信标的位置r_Bi=[x_Bi,y_Bi,z_Bi]^T扩充为导航系统状态（i=1,…,N）。

行星动力下降段探测器的状态模型建立为：

$\stackrel{\·}{r}=v$

$\stackrel{\·}{v}=T_b^l(a_m-b_a-{\mathrm{\ξ}}_m)+g$

$\stackrel{\·}{e}=K({\mathrm{\ω}}_m-b_{\mathrm{\ω}}-{\mathrm{\ξ}}_{\mathrm{\ω}})$

          （1）

${\stackrel{\·}{b}}^a=0$

${\stackrel{\·}{b}}^{\mathrm{\ω}}=0$

${\stackrel{\·}{r}}_{\mathrm{Bi}}=0$

其中，

为本体坐标系到行星着陆点坐标系的状态转移矩阵，满足

$T_l^b=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\φ}& \sin \mathrm{\φ}\\ 0& -\sin \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\φ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& 0& -\sin \mathrm{\θ}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\θ}& 0& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\ψ}& \sin \mathrm{\ψ}& 0\\ -\sin \mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\ψ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(2\right)$

K为角速度转换矩阵，满足

$K=\frac{1}{\cos \mathrm{\θ}}\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& \sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}& \sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\\ 0& \cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}& -\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}\\ 0& \sin \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\φ}\end{array}\right]---\left(3\right)$

a_m和ω_m分别是导航系统中加速度计和陀螺的输出值，ξ_m和ξ_ω分别是加速度计和陀螺的测量误差，g为重力加速度。

所述行星着陆点惯性坐标系是以着陆点为原点，X轴指向正东，Y轴指向正北，Z轴指向天，并由X、Y轴按右手坐标系规则确定。

所述本体坐标系是以探测器质心为原点，X、Y、Z轴分别与惯性主轴重合，并形成右手坐标系。

步骤2：建立行星动力下降段自主导航测量模型

通过探测器与无线电信标之间的测量及通信（无线电可采用UHF波段或X波段），得到探测器与第i颗信标之间的相对距离：

$R_i=|r-r_{\mathrm{Bi}}|=\sqrt{{(x-x_{\mathrm{Bi}})}^2+{(y-y_{\mathrm{Bi}})}^2+{(z-z_{\mathrm{Bi}})}^2},i=1,\·\·\·,N---\left(4\right)$

式中N为无线电信标的数量。为了保证导航精度，选择N≥3。

通过安装在探测器底端的下降敏感器的雷达波束的测量，得到第j束波束到行星表面的距离ρ_j及探测器速度在第j束波束方向的投影V_j：

${\mathrm{\ρ}}_j=\frac{\left|z\right|}{\cos (T_b^l{n}_{\mathrm{\ρi}},-v_z)}=\frac{\left|z\right|}{n_{\mathrm{\ρi}}^x\sin \mathrm{\θ}-n_{\mathrm{\ρi}}^y\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ}-n_{\mathrm{\ρi}}^z\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ}},j=1,\·\·\·,M---\left(5\right)$

$V_j=v_b\·n_{\mathrm{\ρj}}={\left(T_l^{b}v\right)}^T{n}_{\mathrm{\ρj}}=v^T{T}_b^l{n}_{\mathrm{\ρj}},j=1,\·\·\·,M---\left(6\right)$

式中 $n_{\mathrm{\ρj}}={\left[\begin{array}{ccc}{n}_{\mathrm{\ρj}}^x,& n_{\mathrm{\ρj}}^y,& n_{\mathrm{\ρj}}^z\end{array}\right]}^T$ 为第j束波束的单位方向矢量，v_b为探测器速度在本体坐标系下的表示，M为雷达波束的数量，为了提高导航精度，选择M≥3。

安装在探测器底部的导航相机对行星表面拍摄图像进行图像处理，并与预先获得的着陆区域图像进行对比，得到探测器滚转角信息。利用无线电测量信息、下降敏感器及导航相机的导航敏感器组合，构建行星动力下降段组合导航测量模型为：

$y=h\left(x\right)+\mathrm{\υ}=\left[\begin{array}{c}\mathrm{\ρ}\\ V\\ R\\ \mathrm{\ψ}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\υ}}_{\mathrm{\ρ}}\\ {\mathrm{\υ}}_V\\ {\mathrm{\υ}}_R\\ {\mathrm{\υ}}_{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right]---\left(7\right)$

式中ρ=[ρ₁,…,ρ_M]^T，V=[V₁,…,V_M]^T，R=[R₁,…,R_N]^T，υ_ρ下降敏感器雷达波束距离的测量误差，υ_V为速度投影的测量误差、υ_R为探测器与无线电信标相对距离的测量误差、υ_ψ为探测器滚转角的测量误差。

步骤3：自主导航滤波解算

通过加速度计及陀螺输出确定初始状态，根据步骤1得到的行星动力下降段状态模型

及步骤2得到的测量模型y=h(x)，结合导航敏感器输出信息，通过导航滤波算法计算并输出探测器状态矢量x。由于状态模型及测量模型均呈现非线性，故宜选用扩展Kalman滤波（EKF）或无迹Kalman滤波（UKF），以提高导航滤波精度及收敛速度。

有益效果

本发明方法与现有技术相比，具有以下优点：

（1）融合无线电接收机、下降敏感器、导航相机的测量信息，同时对探测器位置、速度及状态进行估计；

（2）导航数据解算时间短，满足自主导航实时性的需求；

（3）考虑无线电信标位置确定误差，提高了导航系统鲁棒性，以及行星动力下降段自主导航的精度与实时性，为未来行星探测任务动力下降段自主导航方案设计提供技术支持。

附图说明

图1为本发明的行星动力下降段的自主导航方法流程图；

图2为具体实施方式中三种不同导航方案的着陆点及着陆椭圆示意图。

具体实施方式

为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实施例对本发明内容做进一步说明。

本实例针对火星动力下降段，基于无线电测量、下降敏感器及导航相机的组合导航方法，采用探测器与三颗无线电信标之间的无线电测距信息、下降敏感器测距测速信息以及导航相机的角度测量信息，结合扩展Kalman滤波器进行滤波解算，实现高精度实时自主导航。

具体流程如图1所示，其实施方法如下：

步骤1：建立火星动力下降段状态模型

在火星着陆点惯性坐标系下建立探测器状态模型。导航系统的状态矢量x包括探测器位置矢量r=[x,y,z]^T、速度矢量

姿态角e=[φ,θ,ψ]^T、加速度计常值漂移

陀螺常值漂移

在火星着陆任务开始前利用火星轨道器在着陆区域附近布置N（N=3）颗具有无线电测量及通信功能的信标，并利用轨道器多次观测，确定信标位置，将第i颗无线电信标的位置r_Bi=[x_Bi,y_Bi,z_Bi]^T扩充为导航系统状态（i=1,…,N）。

火星动力下降段探测器的状态模型

建立为：

$\stackrel{\·}{r}=v$

$\stackrel{\·}{v}=T_b^l(a_m-b_a-{\mathrm{\ξ}}_m)+g$

$\stackrel{\·}{e}=K({\mathrm{\ω}}_m-b_{\mathrm{\ω}}-{\mathrm{\ξ}}_{\mathrm{\ω}})$

                 （1）

${\stackrel{\·}{b}}^a=0$

${\stackrel{\·}{b}}^{\mathrm{\ω}}=0$

${\stackrel{\·}{r}}_{\mathrm{Bi}}=0$

其中，

为本体坐标系到火星着陆点坐标系的状态转移矩阵，满足

$T_l^b=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\φ}& \sin \mathrm{\φ}\\ 0& -\sin \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\φ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& 0& -\sin \mathrm{\θ}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\θ}& 0& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\ψ}& \sin \mathrm{\ψ}& 0\\ -\sin \mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\ψ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(2\right)$

K为角速度转换矩阵，满足

$K=\frac{1}{\cos \mathrm{\θ}}\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& \sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}& \sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\\ 0& \cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}& -\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}\\ 0& \sin \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\φ}\end{array}\right]---\left(3\right)$

a_m和ω_m分别是导航系统中加速度计和陀螺的输出值，ξ_m和ξ_ω分别是加速度计和陀螺的测量误差，g为重力加速度。

步骤2：建立火星动力下降段自主导航测量模型

通过探测器与无线电信标之间的测量及通信（无线电可采用UHF波段或X波段），得到探测器与第i颗信标之间的相对距离：

$R_i=|r-r_{\mathrm{Bi}}|=\sqrt{{(x-x_{\mathrm{Bi}})}^2+{(y-y_{\mathrm{Bi}})}^2+{(z-z_{\mathrm{Bi}})}^2},i=1,\·\·\·,N---\left(4\right)$

式中N为无线电信标的数量。为了保证导航精度，选择N=3。

通过安装在探测器底端的下降敏感器的雷达波束的测量，得到第j束波束到火星表面的距离ρ_j及探测器速度在第j束波束方向的投影V_j：

${\mathrm{\ρ}}_j=\frac{\left|z\right|}{\cos (T_b^l{n}_{\mathrm{\ρi}},-v_z)}=\frac{\left|z\right|}{n_{\mathrm{\ρi}}^x\sin \mathrm{\θ}-n_{\mathrm{\ρi}}^y\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ}-n_{\mathrm{\ρi}}^z\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ}},j=1,\·\·\·,M---\left(5\right)$

$V_j=v_b\·n_{\mathrm{\ρj}}={\left(T_l^{b}v\right)}^T{n}_{\mathrm{\ρj}}=v^T{T}_b^l{n}_{\mathrm{\ρj}},j=1,\·\·\·,M---\left(6\right)$

式中 $n_{\mathrm{\ρj}}={\left[\begin{array}{ccc}{n}_{\mathrm{\ρj}}^x,& n_{\mathrm{\ρj}}^y,& n_{\mathrm{\ρj}}^z\end{array}\right]}^T$ 为第j束波束的单位方向矢量，v_b为探测器速度在本体坐标系下的表示，M为雷达波束的数量，为了提高导航精度，选择M=4。

安装在探测器底部的导航相机对火星表面拍摄图像进行图像处理，并与预先获得的着陆区域图像进行对比，可以得到探测器滚转角信息。利用无线电测量信息、下降敏感器及导航相机的组合，构建火星动力下降段组合导航测量模型为：

$y=h\left(x\right)+\mathrm{\υ}=\left[\begin{array}{c}\mathrm{\ρ}\\ V\\ R\\ \mathrm{\ψ}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\υ}}_{\mathrm{\ρ}}\\ {\mathrm{\υ}}_V\\ {\mathrm{\υ}}_R\\ {\mathrm{\υ}}_{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right]---\left(7\right)$

式中ρ=[ρ₁,…,ρ₄]^T，V=[V₁,…,V₄]^T，R=[R₁,…,R₃]^T，υ_ρ下降敏感器雷达波束距离的测量误差，υ_V为速度投影的测量误差、υ_R为探测器与无线电信标相对距离的测量误差、υ_ψ为探测器滚转角的测量误差。

步骤3：自主导航滤波解算

通过加速度计及陀螺输出确定初始状态，根据步骤1得到的火星动力下降段状态模型

及步骤2得到的测量模型y=h(x)，结合导航敏感器输出信息，通过导航滤波算法计算并输出探测器状态矢量x。由于状态模型及测量模型均呈现非线性，故选用扩展Kalman滤波（EKF），以提高导航滤波精度及收敛速度。

火星动力下降段自主导航方案性能以着陆椭圆的大小进行评价。三种不同导航方案的着陆点及着陆椭圆如图2所示。本发明所涉及的导航方案相比基于TDS及未考虑信标位置误差的导航方案导航精度更高、收敛速度更快、鲁棒性更强。

Claims (4)

1.一种行星动力下降段的自主导航方法，其特征在于：具体流程如下：

步骤1：建立行星动力下降段状态模型

在行星着陆点惯性坐标系下建立探测器状态模型；导航系统的状态矢量x包括探测器位置矢量r=[x,y,z]^T、速度矢量、姿态角e=[φ,θ,ψ]^T、加速度计常值漂移陀螺常值漂移

在行星着陆任务开始前利用行星轨道器在着陆区域附近布置N颗具有无线电测量及通信功能的信标，并利用轨道器多次观测，确定信标位置，将第i颗无线电信标的位置r_Bi=[x_Bi,y_Bi,z_Bi]^T扩充为导航系统状态；i=1,…,N；

行星动力下降段探测器的状态模型

建立为：

$\begin{array}{c}\stackrel{\·}{r}=v\\ \stackrel{\·}{v}=T_b^l(a_m-b_a-{\mathrm{\ξ}}_m)+g\\ \stackrel{\·}{e}=K({\mathrm{\ω}}_m-b_{\mathrm{\ω}}-{\mathrm{\ξ}}_{\mathrm{\ω}})\\ {\stackrel{\·}{b}}^a=0\\ {\stackrel{\·}{b}}^{\mathrm{\ω}}=0\\ {\stackrel{\·}{r}}_{\mathrm{Bi}}=0\end{array}---\left(1\right)$

其中，

为本体坐标系到行星着陆点坐标系的状态转移矩阵，满足

$T_l^b=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\φ}& \sin \mathrm{\φ}\\ 0& -\sin \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\φ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& 0& -\sin \mathrm{\θ}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\θ}& 0& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\ψ}& \sin \mathrm{\ψ}& 0\\ -\sin \mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\ψ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(2\right)$

K为角速度转换矩阵，满足

$K=\frac{1}{\cos \mathrm{\θ}}\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& \sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}& \sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\\ 0& \cos \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}& -\cos \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ}\\ 0& \sin \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\φ}\end{array}\right]---\left(3\right)$

a_m和ω_m分别是导航系统中加速度计和陀螺的输出值，ξ_m和ξ_ω分别是加速度计和陀螺的测量误差，g为重力加速度；

步骤2：建立行星动力下降段自主导航测量模型

通过探测器与无线电信标之间的测量及通信，得到探测器与第i颗信标之间的相对距离：

$R_i=|r-r_{\mathrm{Bi}}|=\sqrt{{(x-x_{\mathrm{Bi}})}^2+{(y-y_{\mathrm{Bi}})}^2+{(z-z_{\mathrm{Bi}})}^2}---\left(4\right)$

通过安装在探测器底端的下降敏感器的雷达波束测量，得到第j束波束到行星表面的距离ρ_j及探测器速度在第j束波束方向的投影V_j：

$\begin{array}{cc}{\mathrm{\ρ}}_j=\frac{\left|z\right|}{\cos (T_b^l{n}_{\mathrm{\ρi}},-v_z)}=\frac{\left|z\right|}{n_{\mathrm{\ρi}}^x\sin \mathrm{\θ}-n_{\mathrm{\ρi}}^y\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ}-n_{\mathrm{\ρi}}^z\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\θ}},& j=1,...,M\end{array}---\left(5\right)$

$V_j=v_b\·n_{\mathrm{\ρj}}={\left(T_l^{b}v\right)}^T{n}_{\mathrm{\ρj}}=v^T{T}_b^l{n}_{\mathrm{\ρj}},\begin{array}{c}j=1,...,M\end{array}---\left(6\right)$

式中

为第j束波束的单位方向矢量，v_b为探测器速度在本体坐标系下的表示，M为雷达波束的数量；

安装在探测器底部的导航相机对行星表面拍摄图像进行图像处理，并与预先获得的着陆区域图像进行对比，得到探测器滚转角信息；利用无线电测量信息、下降敏感器及导航相机的导航敏感器组合，构建行星动力下降段组合导航测量模型为：

$y=h\left(x\right)+v=\left[\begin{array}{c}\mathrm{\ρ}\\ V\\ R\\ \mathrm{\ψ}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\υ}}_{\mathrm{\ρ}}\\ {\mathrm{\υ}}_V\\ {\mathrm{\υ}}_R\\ {\mathrm{\υ}}_{\mathrm{\ψ}}\end{array}\right]---\left(7\right)$

式中ρ=[ρ₁,…,ρ_M]^T，V=[V₁,…,V_M]^T，R=[R₁,…,R_N]^T，υ_ρ下降敏感器雷达波束距离的测量误差，υ_V为速度投影的测量误差、υ_R为探测器与无线电信标相对距离的测量误差、υ_ψ为探测器滚转角的测量误差；

步骤3：自主导航滤波解算

通过加速度计及陀螺输出确定初始状态，根据步骤1得到的行星动力下降段状态模型

及步骤2得到的测量模型y=h(x)，结合导航敏感器输出信息，通过导航滤波算法计算并输出探测器状态矢量x。

2.根据权利要求1所述的一种行星动力下降段的自主导航方法，其特征在于：所述行星着陆点惯性坐标系是以着陆点为原点，X轴指向正东，Y轴指向正北，Z轴指向天，并由X、Y轴按右手坐标系规则确定；所述本体坐标系是以探测器质心为原点，X、Y、Z轴分别与惯性主轴重合，并形成右手坐标系。

3.根据权利要求1所述的一种行星动力下降段的自主导航方法，其特征在于：选用扩展Kalman滤波或无迹Kalman滤波进行自主导航滤波解算。

4.根据权利要求1所述的一种行星动力下降段的自主导航方法，其特征在于：N≥3，M≥3。

Images