CN104794323B - 一种基于多模型的火星大气进入容中断估计方法 - Google Patents
一种基于多模型的火星大气进入容中断估计方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开的一种基于多模型的火星大气进入容中断估计方法，涉及火星大气进入容中断估计方法，属于深空探测技术领域。本发明实施步骤为：步骤1：建立火星大气进入段动力学方程。步骤2：建立火星大气进入段无线电测量模型及无线电测量中断模型，用于步骤3对探测器位置和速度信息的修正。步骤3结合步骤2无线电模型及中断模型及滤波算法对探测器状态进行解算，估计出探测器的状态。本发明可有效抑制无线电测量中断下探测器状态估计发散问题，提高探测器在火星大气进入段的自主导航系统的可靠性及状态估计精度。本发明可为未来火星着陆探测中大气进入段采用无线电导航方案设计提供技术支持和参考。
Description
技术领域
本发明涉及一种火星大气进入容中断估计方法，属于深空探测技术领域。
背景技术
火星定点着陆探测是获取更有科学价值发现的重要手段，为实现未来火星定点着陆探测，在大气进入过程中必须对探测器进行制导与控制，从而保证探测器精确到达预开伞点，而精确制导与控制的前提条件是导航系统能为探测器提供精确的状态信息。因此设计可以精确确定探测器状态信息的导航方案及估计算法是定点着陆探测的前提条件。
以往成功着陆的探测任务中，火星大气进入段采用基于惯性测量的航位递推导航方法。由于航位递推方法不能对初始状态偏差进行修正，以及难以消除敏感器系统偏差对状态精度的影响，导致状态估计偏差随时间发散。而目前基于无线电测量的导航方法中，由于无线电信号对外界环境敏感，尤其在高超声速段无线电信号因为外界等离子体干扰会存在中断，难以精确估计探测器的状态。
针对火星大气进入段无线电导航存在测量中断现象，把火星大气进入段无线电测量中断模拟成一个随机过程，并把多个测量模型间的转换模拟成一个马尔科夫过程。由于系统状态方程及量测模型均呈现强非线性时变特性，传统Kalman滤波算法无法对非线性时变系统进行滤波估计，故宜采用非线性滤波方法对探测器的状态信息进行估计。本发明通过采用改进的拓展Kalman(EKF)滤波方法可以提高测量中断下探测器状态的估计精度。用来解决进入段无线电测量中断时探测器的状态估计问题，为未来火星着陆探测中大气进入段采用无线电导航方案设计提供技术支持和参考。
发明内容
本发明解决的技术问题是提高探测器在火星大气进入段的自主导航系统可靠性及状态估计精度，实现进入段无线电测量中断时探测器的状态估计问题，本发明公开了一种基于多模型的火星大气进入容中断估计方法，有效的抑制了无线电测量中断下探测器状态估计发散问题，保证了系统的可靠性及状态估计精度。
本发明是通过下述技术方案实现的：
本发明公开的一种基于多模型的火星大气进入段容中断估计方法，首先，基于火星惯性坐标系建立火星大气进入段动力学方程；其次，当探测器进入火星大气进入段后，当无线电测量未中断时，建立无线电模型测量模型获取探测器的状态信息，所述的无线电模型测量模型获取探测器的状态信息的方法为通过测量探测器相对信标的距离和速度信息，通过EKF算法对探测器的状态信息进行解算获取，修正惯性单元(Inertial MeasurementUnit,IMU)初始误差；当无线电测量中断时通过无线电中断模型获取探测器的状态信息，所述的无线电中断模型获取探测器的状态信息方法为将无线电测量信号视为噪声，通过修正的EKF获取探测器的状态信息。通过无线电模型和无线电中断模型交换算法获得探测器的最终状态估计信息，有效的抑制了无线电测量中断下探测器状态估计发散问题，保证了系统的可靠性及状态估计精度。
本发明公开的一种基于多模型的火星大气进入容中断估计方法具体实施步骤如下：
步骤1：建立火星大气进入段动力学方程。
在火星惯性系下，探测器的状态x包括位置矢量r＝[x,y,z]T，速度矢量v＝[vx,vy,vz]T。火星大气进入段探测器的状态方程如下所示：
其中，a表示气动加速度在惯性系下的表示，g表示重力加速度在惯性系下的表示，其中a和g可由下式求得：
其中，r表示探测器的位置在火星惯性系下的表示，表示风向坐标系(Wind Frame，WF)三轴的单位矢量在火星惯性系中的表示，σ表示探测器的倾侧角，是火星大气进入段主要控制变量，本发中明倾侧角视为常值，D，L分别表示气动阻力和气动升力在风向坐标系中的表示。其中，风向坐标系x轴定义如下：
其中，上角标“w”表示风向坐标系，vrel表示探测器相对于火星大气的速度在火星惯性系下的表示，本发明中假设火星大气相对于火星表面为静止的，表示探测器相对于火星惯性系的速度，Ω表示火星的自转角速度速度，本发明中忽略火星章动的因素，设Ω＝4.282829e13为常值，符号“*”表示矢量叉乘，||vrel||表示相对速度的2范数，轴定义如下：
其中，位于当地水平面，和轴组成笛卡尔直角坐标系，这样可以得到风向坐标系相对于火星惯性系的转换矩阵如下：
其中，CIW表示由风向坐标系转向火星惯性系转换的转换矩阵。
步骤2：建立火星大气进入段无线电测量模型及无线电测量中断模型，用于步骤3对探测器位置和速度信息的修正。
探测器携带的加速度计可以测量得到探测器三轴的加速度信息，气动加速度a在风向坐标系表示为：
探测器携带的无线电信号接收机接收来自m个轨道器/地面信标的无线电信号，并从中得到信号从轨道器/地面信标传播到探测器的时间ti及信号频率△fi的变化，计算出探测器和m个轨道器/地面信标之间的相对距离Ri及相对速度Vi的变化，探测器和第i个轨道器/地面信标之间的相对距离Ri和相对速度Vi表示为：
式中，c为光速，ti表示第i个轨道器发射的无线电信号到达探测器的传播时间，△f表示探测器与信标之间无线电信号频率改变值，表示第i个无线电信标在火星惯性系下的位置，表示第i个无线电信标在火星惯性系下的速度表示。
则基于IMU和无线电测距、测速的导航量测模型如下：
式中，a表示气动加速度如式(5)所示，R＝[R1,...,Rm]，V＝[V1,...,Vn]，av、rv、Vv分别为加速度计测量噪声及无线电接收机的测量误差，针对进入段无线电测量会存在中断现象，对测量模型进行修正如下：
yk＝γkh(xk)+υk (8)
其中，γk表示一个随机数，γk＝1表示无线电测量正常，γk＝0表示无线电测量中断。
步骤3结合步骤2无线电模型及中断模型对探测器状态进行解算，估计出探测器的状态。
根据步骤1得到火星大气进入段探测器的状态方程以及步骤2得到的量测模型yk＝γkh(xk)+υk，采用基于扩展卡尔曼滤波(Extend Kalman Filter,EKF)算法，针对进入段无线电测量存在中断的情况，把无线电模型量测模型和中断模型视为两个模型，并对传统的EKF算法进行修正，保证无线电测量中断条件下状态探测器的状态估计精度与系统的鲁棒性。
有益效果
1、本发明的一种基于多模型的火星大气进入容中断估计方法，把无线电测量中断与否视为两个模型，采用修正的EKF，有效抑制了进入段无线电测量中断条件误差发散，增加了状态估计精度，同时增强了系统的鲁棒性。
2、本发明的一种基于多模型的火星大气进入容中断估计方法，由于采用修正的EKF算法，导航数据解算时间短，满足自主导航实时性需求。
附图说明
图1为基于无线电测量的进入段导航示意图；
图2为修正EKF算法流程图
图3为采用该算法与传统组合导航中无线电中断条件下探测器状态估计精度对比图，(a)绿色曲线代表本发明采用方法得到的状态偏差，(b)采用标准EKF滤波方法得到的组合导航的状态估计偏差。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例：
本实例针对火星大气进入段基于惯性测量及无线电测量信息的导航方案，结合加速度测量信息，探测器与无线电信标的测距测速信息，并采用修正的EKF滤波器对探测器的状态进行估算，增加系统状态估计的鲁棒性及两侧精度。本实例的具体实施方法如下：
步骤1：建立火星大气进入段动力学方程。
在火星惯性系下，探测器的状态x包括位置矢量r＝[x,y,z]T，速度矢量v＝[vx,vy,vz]T。火星大气进入段探测器的状态方程如下所示：
其中，a表示气动加速度在惯性系下的表示，g表示重力加速度在惯性系下的表示，其中a和g可由下式求得：
其中，r表示探测器的位置在火星惯性系下的表示，表示风向坐标系(Wind Frame，WF)三轴的单位矢量在火星惯性系中的表示，σ表示探测器的倾侧角，是火星大气进入段主要控制变量，本发中明倾侧角视为常值，D，L分别表示气动阻力和气动升力在风向坐标系中的表示。其中，风向坐标系x轴定义如下：
其中，上角标“w”表示风向坐标系，vrel表示探测器相对于火星大气的速度在火星惯性系下的表示，本发明中假设火星大气相对于火星表面为静止的，表示探测器相对于火星惯性系的速度，Ω表示火星的自转角速度速度，本发明中忽略火星章动的因素，设Ω＝4.282829e13为常值，符号“*”表示矢量叉乘，||vrel||表示相对速度的2范数，轴定义如下：
其中，位于当地水平面，和轴组成笛卡尔直角坐标系，这样可以得到风向坐标系相对于火星惯性系的转换矩阵如下：
其中，CIW表示由风向坐标系转向火星惯性系转换的转换矩阵。
步骤2：建立火星大气进入段无线电测量模型及无线电测量中断模型，用于步骤3对探测器位置和速度信息的修正。
探测器携带的加速度计可以测量得到探测器三轴的加速度信息，气动加速度a在风向坐标系表示为：
探测器携带的无线电信号接收机接收来自m个轨道器/地面信标的无线电信号，并从中得到信号从轨道器/地面信标传播到探测器的时间ti及信号频率△fi的变化，计算出探测器和m个轨道器/地面信标之间的相对距离Ri及相对速度Vi的变化，探测器和第i个轨道器/地面信标之间的相对距离Ri和相对速度Vi表示为：
式中，c为光速，ti表示第i个轨道器发射的无线电信号到达探测器的传播时间，△f表示探测器与信标之间无线电信号频率改变值，表示第i个无线电信标在火星惯性系下的位置，表示第i个无线电信标在火星惯性系下的速度表示。
则基于IMU和无线电测距、测速的导航量测模型如下：
式中，a表示气动加速度如式(5)所示，R＝[R1,...,Rm]，V＝[V1,...,Vn]，av、rv、Vv分别为加速度计测量噪声及无线电接收机的测量误差，针对进入段无线电测量会存在中断现象，对测量模型进行修正如下：
yk＝γkh(xk)+υk (8)
其中，γk表示一个随机数，γk＝1表示无线电测量正常，γk＝0表示无线电测量中断。
步骤3结合步骤2无线电模型及中断模型对探测器状态进行解算，估计出探测器的状态。
根据步骤1得到火星大气进入段探测器的状态方程以及步骤2得到的量测模型yk＝γkh(xk)+υk，采用基于扩展卡尔曼滤波(Extend Kalman Filter,EKF)算法，针对进入段无线电测量存在中断的情况，把无线电模型量测模型和中断模型视为两个模型，并对传统的EKF算法进行修正，保证无线电测量中断条件下状态探测器的状态估计精度与系统的鲁棒性。仿真中探测器初始参数如表1所示。
表1 导航仿真初始条件及参数
加速度敏感器性能指标如表2所示：
表2 LN-200惯性单元性能指标
其中，弹道系数B＝CDS/m＝0.0685，火星参考半径R＝3397.2km，探测器的升阻比L/D＝0.24。
为了能直观的分析探测器参数的估计性能，把三轴位置和速度转换为高度、速度、航迹角、方位角经度及纬度参数，从图3可以看出，采用本发明的多模型鲁棒估计方法使状态偏差收敛的更快，状态估计精度比传统方法得到的精度更高。
本发明保护范围不仅局限于实施例，实施例用于解释本发明，凡与本发明在相同原理和构思条件下的变更或修改均在本发明公开的保护范围之内。
Claims (1)
1.一种基于多模型的火星大气进入容中断估计方法，其特征在于：首先，基于火星惯性坐标系建立火星大气进入段动力学方程；其次，当探测器进入火星大气进入段后，当无线电测量未中断时，建立无线电模型测量模型获取探测器的状态信息，所述的无线电模型测量模型获取探测器的状态信息的方法为通过测量探测器相对信标的距离和速度信息，通过EKF算法对探测器的状态信息进行解算获取，修正惯性单元(Inertial Measurement Unit,IMU)初始误差；当无线电测量中断时通过无线电中断模型获取探测器的状态信息，所述的无线电中断模型获取探测器的状态信息方法为将无线电测量信号视为噪声，通过修正的EKF获取探测器的状态信息；通过无线电模型和无线电中断模型交换算法获得探测器的最终状态估计信息，有效的抑制了无线电测量中断下探测器状态估计发散问题，保证了系统的可靠性及状态估计精度；
具体实现步骤如下，
步骤1：建立火星大气进入段动力学方程；
在火星惯性系下，探测器的状态x包括位置矢量r＝[x,y,z]T，速度矢量v＝[vx,vy,vz]T；火星大气进入段探测器的状态方程如下所示：
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</mrow>
其中，a表示气动加速度在惯性系下的表示，g表示重力加速度在惯性系下的表示，其中a和g可由下式求得：
其中，r表示探测器的位置在火星惯性系下的表示，表示风向坐标系(WindFrame，WF)三轴的单位矢量在火星惯性系中的表示，σ表示探测器的倾侧角，是火星大气进入段主要控制变量，倾侧角视为常值，D，L分别表示气动阻力和气动升力在风向坐标系中的表示；其中，风向坐标系x轴定义如下：
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其中，上角标“w”表示风向坐标系，vrel表示探测器相对于火星大气的速度在火星惯性系下的表示，假设火星大气相对于火星表面为静止的，表示探测器相对于火星惯性系的速度，Ω表示火星的自转角速度速度，忽略火星章动的因素，设Ω＝4.282829e13为常值，符号“*”表示矢量叉乘，||vrel||表示相对速度的2范数， 轴定义如下：
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其中，位于当地水平面，和轴组成笛卡尔直角坐标系，这样可以得到风向坐标系相对于火星惯性系的转换矩阵如下：
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</mrow>
其中，CIW表示由风向坐标系转向火星惯性系转换的转换矩阵；
步骤2：建立火星大气进入段无线电测量模型及无线电测量中断模型，用于步骤3对探测器位置和速度信息的修正；
探测器携带的加速度计可以测量得到探测器三轴的加速度信息，气动加速度a在风向坐标系表示为：
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探测器携带的无线电信号接收机接收来自m个轨道器/地面信标的无线电信号，并从中得到信号从轨道器/地面信标传播到探测器的时间ti及信号频率Δfi的变化，计算出探测器和m个轨道器/地面信标之间的相对距离Ri及相对速度Vi的变化，探测器和第i个轨道器/地面信标之间的相对距离Ri和相对速度Vi表示为：
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式中，c为光速，ti表示第i个轨道器发射的无线电信号到达探测器的传播时间，Δf表示探测器与信标之间无线电信号频率改变值，表示第i个无线电信标在火星惯性系下的位置，表示第i个无线电信标在火星惯性系下的速度表示；
则基于IMU和无线电测距、测速的导航量测模型如下：
<mrow>
<mi>y</mi>
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<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
式中，a表示气动加速度如式(5)所示，R＝[R1,…,Rm]，V＝[V1,…,Vn]，av、Rv、Vv分别为加速度计测量噪声及无线电接收机的测量误差，针对进入段无线电测量会存在中断现象，对测量模型进行修正如下：
yk＝γkh(xk)+υk (8)
其中，γk表示一个随机数，γk＝1表示无线电测量正常，γk＝0表示无线电测量中断；
步骤3结合步骤2无线电模型及中断模型对探测器状态进行解算，估计出探测器的状态；
根据步骤1得到火星大气进入段探测器的状态方程以及步骤2得到的量测模型yk＝γkh(xk)+υk，采用基于扩展卡尔曼滤波(Extend Kalman Filter,EKF)算法，针对进入段无线电测量存在中断的情况，把无线电模型量测模型和中断模型视为两个模型，并对传统的EKF算法进行修正，保证无线电测量中断条件下状态探测器的状态估计精度与系统的鲁棒性。
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| "着陆器在火星大气进入段的自主导航方法研究";王轶博;《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》;20120515;第C031-195页 * |
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