CN105203112B

CN105203112B - 一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法

Info

Publication number: CN105203112B
Application number: CN201510580382.4A
Authority: CN
Inventors: 崔平远; 秦同; 朱圣英; 高艾; 徐瑞
Original assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Current assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Priority date: 2015-09-11
Filing date: 2015-09-11
Publication date: 2017-11-24
Anticipated expiration: 2035-09-11
Also published as: CN105203112A

Abstract

本发明公开的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，涉及一种信标辅助导航方法，属于深空探测技术领域。本发明在火星大气进入段惯性导航的基础上，引入伴飞信标，通过增加对上述着陆器、轨道器和伴飞信标之间的无线电测距测速作为测量量，校正初始状态偏差，并改善着陆器和轨道器进行无线电导航时的几何构型，进而提高进入段导航精度。本发明公开的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法可克服惯性导航无法校正初始状态偏差、测量误差随时间积累的问题，并可以改善无线电导航的几何构型，获得着陆器全状态的高精度估计，进而提高进入段导航精度。

Description

一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法

技术领域

本发明涉及一种信标辅助导航方法，尤其涉及一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，属于深空探测技术领域。

背景技术

未来火星探测需要着陆器实现精确软着陆。火星大气进入降段是着陆过程持续时间最长的阶段，通过一定的制导算法可以控制着陆器飞往预定开伞点，开伞点精度是影响最终着陆精度的重要因素。为确保开伞点的高精度，进入段导航系统须提供着陆器精确的位置和速度信息。因此，构建可以精确确定着陆器位置和速度的导航方案是定点着陆任务成功的基础。

在火星着陆的大气进入段，着陆器与大气摩擦产生大量的热，为保护仪器设备不受损坏，着陆器包裹在隔热罩内，而这也导致大量的导航敏感器不可用。以往的火星着陆任务在进入段均采用惯性导航方案。由于惯性导航方案不能校正进入段着陆器状态的初始偏差，且惯性元件的测量误差随时间积累，因此进入段导航精度低。高频无线电信号可以穿越防护罩和黑障，对于着陆器，若在着陆过程中有可见的(着陆器与信标连线不受火星遮挡)无线电信标，即位置已知的无线电信号源，便可采用无线电导航方案来提高进入段导航精度。由于目前火星表面尚未布置无线电信标，且在轨的具有无线电通信能力的轨道器(可视为运动的无线电信标)数量少，因此，不能保证着陆器在进入段有可见的信标。然而对于火星环绕着陆一体探测任务，轨道器与着陆器分离后，着陆器按预定着陆轨迹着陆，轨道器则继续在轨运行，且在着陆过程中，轨道器始终对着陆器可见。此时可利用两者之间的无线电测距测速信息进行导航。

在环绕着陆一体探测任务中，由于着陆器的轨道与着陆器的着陆轨迹近似在一个平面内，着陆器在该平面内的状态分量在无线电测量信息中所占权重大，而平面外的状态分量在无线电测量信息中所占权重小，甚至无权重，这导致仅靠着陆器与轨道器之间的测距测速信息进行导航时，只能将着陆器在平面内的状态分量估计准确，因此这种几何构型不利于实现着陆器全状态的高精度估计。为改善无线电导航的几何构型，可以在轨道器与着陆器分离时，从轨道器上沿轨道面法线方向弹射一颗无线电信标。在着陆过程中，无线电信标、着陆器以及轨道器之间都进行测距测速，将测量信息传到着陆器上进行解算，可以获得着陆器全状态的高精度估计。

发明内容

针对已有技术中存在的惯性导航无法校正初始状态偏差、测量误差随时间积累的问题，以及着陆器与单颗轨道器进行无线电导航时几何构型差的缺点。本发明公开的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，要解决的技术问题是通过增加伴飞信标，引入着陆器、轨道器和伴飞信标之间的无线电测距测速信息，克服惯性导航无法校正初始状态偏差、测量误差随时间积累的问题，并改善无线电导航的几何构型，获得着陆器全状态的高精度估计，提高进入段导航精度。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的：

本发明公开的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，在火星大气进入段惯性导航的基础上，引入伴飞信标，通过增加对上述着陆器、轨道器和伴飞信标之间的无线电测距测速作为测量量，校正初始状态偏差，并改善着陆器和轨道器进行无线电导航时的几何构型，进而提高进入段导航精度。

所述的引入伴飞信标的数量根据导航精度需要而定，引入的伴飞信标越多，测量量越多，导航精度越高。所述的引入伴飞信标优选无线电接收机。

所述的伴飞信标形状优选球形。

本发明的技术方案具体包括如下步骤：

本发明公开的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，包括如下步骤：

步骤1：在增加伴飞信标的基础上，建立大气进入段无线电导航的状态方程。

在火星惯性系下，着陆器状态X包括位置矢量r＝[x,y,z]^T、速度矢量v＝[v_x,v_y,v_z]^T，伴飞信标的状态X_b包括位置矢量r_b＝[x_b,y_b,z_b]^T、速度矢量v_b＝[v_bx,v_by,v_bz]^T，轨道器的状态X_m包括位置矢量r_m＝[x_m,y_m,z_m]^T、速度矢量v_m＝[v_mx,v_my,v_mz]^T。大气进入段着陆器的动力学方程的具体表达式为

其中D为气动阻力加速度，L为升力加速度，g为火星当地重力加速度，表达式分别如式(2)-(4)所示

D＝0.5ρv²C_DS/m (2)

L＝0.5ρv²C_LS/m (3)

ρ为火星大气密度，C_D，C_L分别为着陆器的阻力系数和升力系数，S为着陆器的气动参考面积，m为着陆器的质量，μ为火星的万有引力常数，r和v分别为位置矢量r和速度矢量v的模。火星大密度随高度呈现指数变化规律，如式(5)所示

式中，ρ_r为参考密度，r₀为火星的参考半径，h_s为比例高度。

球形伴飞信标在飞行过程中只受重力和气动阻力作用，其动力学方程如式(6)所示

式中，D_b，g_b为伴飞信标的气动阻力加速度和重力加速度，其表达式分别如式(7)-(8)所示：

D_b＝0.5ρv_b ²C_bDS_b/m_b (7)

式中，C_bD为伴飞信标的气动阻力系数，S_b为伴飞信标的参考面积，m_b为伴飞信标的质量，r_b和v_b分别为伴飞信标位置矢量r_b和速度矢量v_b的模。

轨道器的运动遵循二体动力学，动力学方程如式(9)所示

在大气进入段，轨道器作为定位基准，其位置和速度为已知量，着陆器和伴飞信标的位置及速度为待估状态。因此导航系统的状态方程(10)由着陆器的动力学方程(1)和伴飞信标的动力学方程(6)组合，建立大气进入段无线电导航的状态方程如式(10)所示

式中，w_sys为系统噪声。

步骤2：建立引入伴飞信标后火星大气进入段的无线电导航测量模型。

在进入段，轨道器、着陆器以及伴飞信标之间进行无线电通信，测得三者之间的相对距离和速度信息。定义着陆器与轨道器之间的相对距离和速度为d₁、v₁，伴飞信标与轨道器之间的相对距离和速度为d₂、v₂，伴飞信标与着陆器之间的相对距离和速度为d₃、v₃。无线电测距测速的表达式如式(11)-(16)所示

式中，w_d1和w_v1为着陆器与轨道器之间的测距测速误差，w_d2和w_v2为伴飞信标与轨道器之间的测距测速误差，w_d3和w_v3为伴飞信标和着陆器之间的测距测速误差。

火星着陆大气进入段伴飞信标辅助导航的观测模型为

步骤3：根据步骤1建立的导航状态方程和步骤2建立的测量模型，通过滤波算法估计出着陆器的位置和速度，获得着陆器全状态的高精度估计，提高进入段导航精度。

根据步骤1得到的火星大气进入段状态方程(10)及步骤2得到的测量模型式(17)，通过导航滤波算法估计着陆器的状态。由于动力学方程和测量方程均为非线性，采用非线性滤波算法，获得着陆器全状态的高精度估计，提高进入段导航精度。

步骤3所述的导航滤波算法采用扩展卡尔曼滤波(Extend Kalman Filter,EKF)，无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,UKF)算法以提高导航滤波精度及收敛速度。

有益效果：

1、本发明公开的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，增加伴飞信标，引入着陆器、轨道器和伴飞信标之间的无线电测距测速信息，解决了传统惯性导航无法校正初始状态偏差、测量误差随时间积累的缺点。

2、本发明公开的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，引入伴飞信标改善了着陆器与轨道器进行无线电导航时的几何构型，实现了着陆器全状态的高精度估计。

附图说明

图1为着陆器与轨道器无线电导航方法示意图；

图2为着陆器与轨道器以及伴飞信标无线电导航方法示意图；

图3为火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法流程图；

图4为具体实施方式中采用伴飞信标辅助导航方法时火星惯性系下着陆器各状态误差及3-sigma误差限；

图4(a)为着陆器在惯性系X轴方向的位置估计误差及3-sigma误差限；

图4(b)为着陆器在惯性系X轴方向的速度估计误差及3-sigma误差限；

图4(c)为着陆器在惯性系Y轴方向的位置估计误差及3-sigma误差限；

图4(d)为着陆器在惯性系Y轴方向的速度估计误差及3-sigma误差限；

图4(e)为着陆器在惯性系Z轴方向的位置估计误差及3-sigma误差限；

图4(f)为着陆器在惯性系Z轴方向的速度估计误差及3-sigma误差限。

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。

本实例针对火星大气进入段伴飞信标辅助导航方案，结合轨道器、着陆器和伴飞信标之间的无线电测距测速信息，采用扩展卡尔曼滤波器进行滤波解算，实现动力下降段的高精度导航。本实例的具体实施方法如下：

其中D为着陆器的气动阻力加速度，L为升力加速度，g为火星当地重力加速度，表达式分别如式(19)-(21)所示

D＝0.5ρv²C_DS/m (19)

L＝0.5ρv²C_LS/m (20)

ρ为火星大气密度，C_D为着陆器的阻力系数，取为1.5，和C_L为着陆器的升力系数，取为0.3，S为着陆器的气动参考面积，取为11m²,m为着陆器的质量，取为1800kg，μ＝4.28×10¹³m³/s²为火星的万有引力常数，r和v分别为位置矢量r和速度矢量v的模。火星大气密度随高度呈现指数变化规律，如式(22)所示

式中，ρ_r＝1.58×10^-2kg/m³为参考密度，r₀＝3397.2km为火星的参考半径，h_s＝9354.5m为比例高度。

伴飞信标为球形，在飞行过程中只受重力和气动阻力作用，其动力学方程如式(23)所示

式中，D_b，g_b为伴飞信标的气动阻力加速度和重力加速度，其表达式分别如式(24)-(25)所示

D_b＝0.5ρv_b ²C_bDS_b/m_b (24)

式中，C_bD为伴飞信标的气动阻力系数，取为1.5；S_b为伴飞信标的参考面积，取为0.03m²；m_b为伴飞信标的质量，取为2kg；r_b和v_b分别为伴飞信标位置矢量r_b和速度矢量v_b的模。

轨道器的运动遵循二体动力学，动力学方程如式(26)所示

在大气进入段，轨道器作为定位基准，其位置和速度为已知量，着陆器和伴飞信标的位置及速度为待估状态。因此导航系统的状态方程为

式中，w_sys为系统噪声。

在大气进入段，轨道器、着陆器以及伴飞信标之间进行无线电通信，可以测得三者之间的相对距离和速度信息。定义着陆器与轨道器之间的相对距离和速度为d₁、v₁，伴飞信标与轨道器之间的相对距离和速度为d₂、v₂，伴飞信标与着陆器之间的相对距离和速度为d₃、v₃。无线电测距测速的表达式如式(28)-(33)所示

式中，w_d1和w_v1为着陆器与轨道器之间的测距测速误差，w_d2和w_v2为伴飞信标与轨道器之间的测距测速误差，w_d3和w_v3为伴飞信标和着陆器之间的测距测速误差。在本实例中，假设三个测距误差均为50m，三个测速误差均为1m/s。

火星着陆大气进入段伴飞信标辅助导航的观测模型为

根据步骤1得到的火星大气进入段状态方程式(27)及步骤2得到的测量模型式(34)，通过导航滤波算法估计着陆器的状态。由于动力学方程和测量方程均为非线性，采用非线性滤波算法，最终输出着陆器的状态信息。

本实例采用扩展卡尔曼滤波(Extend Kalman Filter,EKF)获得状态的最优估计，仿真参数设置如表1所示

表1仿真参数设置

参数名称	均值	均方差
			着陆器初始位置(km)	(3329，0，1120)	(3，3，3)
着陆器初始估计速度(m/s)	(129，0，-4521)	(1.5，1.5，1.5)
			伴飞信标初始位置(km)	(3327，150，1177)	(3，3，3)
伴飞信标初始速度(m/s)	(587，-137，-4701)	(1.5，1.5，1.5)
			轨道器初始位置(km)	(3403，0，1445)	/
轨道器初始速度(m/s)	(1330，0，-3133)	/
			无线电测距精度(m)	50	/
无线电测速精度(m/s)	1	/

导航精度如表2所示

表2伴飞信标辅助导航精度

从图4和表2可以看出，在火星大气进入段采用伴飞信标辅助导航方案，位置误差在100m以内，速度误差在0.1m/s以内，实现了全状态的高精度估计。

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

1.一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，其特征在于：在火星大气进入段惯性导航的基础上，引入伴飞信标，通过增加对着陆器、轨道器和伴飞信标之间的无线电测距测速作为测量量，校正初始状态偏差，并改善着陆器和轨道器进行无线电导航时的几何构型，进而提高进入段导航精度；

具体实现方法包括如下步骤，

步骤1：在增加伴飞信标的基础上，建立大气进入段无线电导航的状态方程；

在火星惯性系下，着陆器状态X包括位置矢量r＝[x,y,z]^T、速度矢量v＝[v_x,v_y,v_z]^T，伴飞信标的状态X_b包括位置矢量r_b＝[x_b,y_b,z_b]^T、速度矢量v_b＝[v_bx,v_by,v_bz]^T，轨道器的状态X_m包括位置矢量r_m＝[x_m,y_m,z_m]^T、速度矢量v_m＝[v_mx,v_my,v_mz]^T；大气进入段着陆器的动力学方程的具体表达式为

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D＝0.5ρv²C_DS/m (2)

L＝0.5ρv²C_LS/m (3)

ρ为火星大气密度，C_D，C_L分别为着陆器的阻力系数和升力系数，S为着陆器的气动参考面积，m为着陆器的质量，μ为火星的万有引力常数，r和v分别为位置矢量r和速度矢量v的模；火星大密度随高度呈现指数变化规律，如式(5)所示

式中，ρ_r为参考密度，r₀为火星的参考半径，h_s为比例高度；

伴飞信标在飞行过程中只受重力和气动阻力作用，其动力学方程如式(6)所示

<mrow> <msub> <mover> <mi>X</mi> <mo>&CenterDot;</mo> </mover> <mi>b</mi> </msub> <mo>=</mo> <mfenced open = "[" close = "]"> <mtable> <mtr> <mtd> <msub> <mover> <mi>r</mi> <mo>&CenterDot;</mo> </mover> <mi>b</mi> </msub> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <msub> <mover> <mi>v</mi> <mo>&CenterDot;</mo> </mover> <mi>b</mi> </msub> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> <mo>=</mo> <mfenced open = "[" close = "]"> <mtable> <mtr> <mtd> <msub> <mi>v</mi> <mi>b</mi> </msub> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <mrow> <mo>-</mo> <msub> <mi>D</mi> <mi>b</mi> </msub> <mfrac> <msub> <mi>v</mi> <mi>b</mi> </msub> <mrow> <mo>|</mo> <mo>|</mo> <msub> <mi>v</mi> <mi>b</mi> </msub> <mo>|</mo> <mo>|</mo> </mrow> </mfrac> <mo>-</mo> <msub> <mi>g</mi> <mi>b</mi> </msub> <mfrac> <msub> <mi>r</mi> <mi>b</mi> </msub> <mrow> <mo>|</mo> <mo>|</mo> <msub> <mi>r</mi> <mi>b</mi> </msub> <mo>|</mo> <mo>|</mo> </mrow> </mfrac> </mrow> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mo>-</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mn>6</mn> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>

式中，D_b，g_b为伴飞信标的气动阻力加速度和重力加速度，其表达式分别如式(7)-(8)所示

D_b＝0.5ρv_b ²C_bDS_b/m_b (7)

式中，C_bD为伴飞信标的气动阻力系数，S_b为伴飞信标的参考面积，m_b为伴飞信标的质量，r_b和v_b分别为伴飞信标位置矢量r_b和标速矢量v_b的模；

轨道器的运动遵循二体动力学，动力学方程如式(9)所示

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在大气进入段，轨道器作为定位基准，其位置和速度为已知量，着陆器和伴飞信标的位置及速度为待估状态；因此导航系统的状态方程(10)由着陆器的动力学方程(1)和伴飞信标的动力学方程(6)组合，建立大气进入段无线电导航的状态方程如式(10)所示

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式中，w_sys为系统噪声；

步骤2：建立引入伴飞信标后火星大气进入段的无线电导航观测模型；

在进入段，轨道器、着陆器以及伴飞信标之间进行无线电通信，测得三者之间的相对距离和速度信息；定义着陆器与轨道器之间的相对距离和速度为d₁、v₁，伴飞信标与轨道器之间的相对距离和速度为d₂、v₂，伴飞信标与着陆器之间的相对距离和速度为d₃、v₃；无线电测距测速的表达式如式(11)-(16)所示

式中，w_d1和w_v1为着陆器与轨道器之间的测距测速误差，w_d2和w_v2为伴飞信标与轨道器之间的测距测速误差，w_d3和w_v3为伴飞信标和着陆器之间的测距测速误差；

火星着陆大气进入段伴飞信标辅助导航的观测模型为

步骤3：根据步骤1建立的导航状态方程和步骤2建立的观测模型，通过滤波算法估计出着陆器的位置和速度，获得着陆器全状态的高精度估计，提高进入段导航精度。

2.如权利要求1所述的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，其特征在于：所述的引入伴飞信标的数量根据导航精度需要而定，引入的伴飞信标越多，测量量越多，导航精度越高；所述的引入伴飞信标优选无线电接收机。

3.如权利要求1或2所述的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，其特征在于：所述的伴飞信标形状优选球形。

4.如权利要求1所述的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，其特征在于：所述步骤3的具体实现方法为，

根据步骤1得到的火星大气进入段状态方程(10)及步骤2得到的观测模型式(17)，通过导航滤波算法估计着陆器的状态；由于动力学方程和测量方程均为非线性，采用非线性滤波算法，获得着陆器全状态的高精度估计，提高进入段导航精度。

5.如权利要求1或4所述的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，其特征在于：步骤3所述的导航滤波算法采用扩展卡尔曼滤波(Extend Kalman Filter,EKF)，无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter,UKF)算法以提高导航滤波精度及收敛速度。