CN109506662B - 一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置 - Google Patents

一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置 Download PDF

Info

Publication number
CN109506662B
CN109506662B CN201811280749.0A CN201811280749A CN109506662B CN 109506662 B CN109506662 B CN 109506662B CN 201811280749 A CN201811280749 A CN 201811280749A CN 109506662 B CN109506662 B CN 109506662B
Authority
CN
China
Prior art keywords
coordinate system
area
determining
landed
relative
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811280749.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109506662A (zh
Inventor
王鹏基
周亮
胡锦昌
胡少春
白旭辉
李骥
刘一武
魏春岭
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Control Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Control Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Control Engineering filed Critical Beijing Institute of Control Engineering
Priority to CN201811280749.0A priority Critical patent/CN109506662B/zh
Publication of CN109506662A publication Critical patent/CN109506662A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109506662B publication Critical patent/CN109506662B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明提供了一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置，属于深空探测制导导航与控制领域。所述确定方法包括：获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}。本发明提高了相对导航基准的准确性和可靠性，避免了仅利用三个特征点来表征着陆区域的地形地貌导致的基准误差。

Description

一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及 装置
技术领域
本发明涉及一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置，属于深空探测制导导航与控制领域。
背景技术
对于小天体(如小行星、彗星等)的近距离着陆探测，小天体表面的精细特征事先是未知且不确定的，其表面引力也非常微弱。因此，针对小天体的近距离下降着陆过程无法像大天体那样通过精确星历建立导航基准，然后沿重力方向下降并最终实现软着陆，而只能依靠探测器上的导航敏感器自主建立相对参考基准。
对于小天体运距离接近过程，通常是利用探测器上的导航敏感器获取小行星的视线方向，并以此为参考接近小行星。而对于近距离下降和着陆过程，小天体往往已经充满导航敏感器视场，无法再获取小天体的视线方向，此时就需要建立小天体表面局部地形的相对导航基准，并且让探测器在下降过程中始终跟踪这一基准，从而达到相对位置和姿态精确控制的目的，确保着陆安全。
目前，一种典型的策略是利用光学导航相机和激光测距仪对小天体表面着陆区域内预先选定的三个特征点进行平面二维成像和距离测量，通过求解三个位置矢量确定着陆参考坐标系，并通过卡尔曼滤波来估计探测器的在该坐标系下的位置、速度和姿态信息。该方法虽给出了近距离下降着陆过程的参考基准，但由于仅利用三个特征点来表征着陆区域的地形地貌，导致导航基准误差大、可靠性低。
发明内容
针对现有技术中存在的问题，本发明提供了一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置，提高了相对导航基准的准确性和可靠性，避免了仅利用三个特征点来表征着陆区域的地形地貌导致的基准误差。
为实现以上发明目的，本发明包括如下技术方案：
一种小天体着陆相对导航基准的确定方法，包括：
获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；
根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}。
在一可选实施例中，所述根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面，包括：
根据所述三维高程图确定各像素点对应的成像敏感器坐标系{c}下的位置矢量pm；
根据所述各像素点的位置矢量pm，拟合出所述成像敏感器坐标系{c}下的所述待着陆区域所在的平面。
在一可选实施例中，所述根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}，包括：
建立以所述小天体质心Oa为球心、以探测器星下点附近一特征点P到所述球心的距离为半径的假想天球，并基于所述假想天球定义天东北坐标系{r}；
根据所述天东北坐标系{r}与所述成像敏感器坐标系{c}的关系，确定所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr；
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴；
将所述特征点P确定为所述相对导航基准的原点。
在一可选实施例中，所述根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴，包括：
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr确定所述法线n在天东北系{r}下的方位角βnr和仰角αnr；
将所述天东北坐标系{r}先绕Zr轴旋转βnr，再绕Yr轴旋转-αnr，将旋转后的三轴作为所述相对导航基准{p}的三轴。
一种小天体着陆相对导航基准的确定装置，包括：
获取模块，用于获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
拟合模块，用于根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；
法线矢量确定模块，用于根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
基准确定模块，用于根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}。
一种小天体着陆初始对准方法，包括：
获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；
根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}；
根据探测器本体坐标系{b}相对于确定的小天体着陆相对导航基准{p}的姿态偏差和探测器相对于导航基准{p}的位置偏差进行初始对准。
在一可选实施例中，所述根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面，包括：
根据所述三维高程图确定各像素点对应的成像敏感器坐标系{c}下的位置矢量pm；
根据所述各像素点的位置矢量pm，拟合出所述成像敏感器坐标系{c}下的所述待着陆区域所在的平面。
在一可选实施例中，所述根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}，包括：
建立以所述小天体质心Oa为球心、以探测器星下点附近一特征点P到所述球心的距离为半径的假想天球并基于所述假想天球定义天东北坐标系{r}；
根据所述的天东北坐标系{r}与所述成像敏感器坐标系{c}的关系，确定所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr；
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴；
将所述特征点P确定为所述相对导航基准的原点。
在一可选实施例中，所述根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴，包括：
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr确定所述法线n在天东北系{r}下的方位角βnr和仰角αnr；
将所述天东北坐标系{r}先绕Zr轴旋转βnr，再绕Yr轴旋转-αnr，将旋转后的三轴作为所述相对导航基准{p}的三轴。
在一可选实施例中，所述根据探测器本体坐标系{b}相对于确定的小天体着陆相对导航基准{p}的姿态偏差和探测器相对于导航基准{p}的位置偏差进行初始对准，包括：
根据探测器在相对导航基准{p}中的初始姿态q0和目标姿态qf进行初始姿态对准；
根据所述探测器在探测器本体坐标系{b}及确定的小天体着陆相对导航基准{p}中的实际相对位置ρ、实际相对速度
Figure BDA0001847984340000041
以及目标相对位置ρref、目标相对速度
Figure BDA0001847984340000042
进行初始平移对准。
在一可选实施例中，所述的根据探测器在相对导航基准{p}中的初始姿态q0和目标姿态qf进行初始姿态对准，包括：
根据探测器的目标姿态qf及确定的初始姿态q0，确定姿态机动四元数q'；
根据所述姿态机动四元数q'实现初始姿态对准。
在一可选实施例中，所述的根据所述探测器在探测器本体坐标系{b}及确定的小天体着陆相对导航基准{p}中的实际相对位置ρ、实际相对速度
Figure BDA0001847984340000051
以及目标相对位置ρref、目标相对速度
Figure BDA0001847984340000052
进行初始平移对准，包括：
根据所述实际相对位置ρ、实际相对速度
Figure BDA0001847984340000053
以及目标相对位置ρref、目标相对速度
Figure BDA0001847984340000054
确定位置偏差量和速度偏差量；
根据所述位置偏差量和速度偏差量得到制导指令加速度
Figure BDA0001847984340000055
根据所述制导指令加速度
Figure BDA0001847984340000056
进行初始平移对准。
一种小天体着陆初始对准装置，包括：
获取模块，用于获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
拟合模块，用于根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；
法线矢量确定模块，用于根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
基准确定模块，用于根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}；
对准模块，用于根据探测器本体坐标系{b}相对于确定的小天体着陆相对导航基准{p}的姿态偏差和探测器相对于导航基准{p}的位置偏差进行初始对准。
本发明的有益效果为：
(1)本发明实施例提供了一种小天体着陆相对导航基准的确定方法：通过待着陆区域的高程图拟合待着陆区域所在平面，并根据拟合平面的法线向量确定小天体下降着陆过程的相对导航基准，提高了相对导航基准的准确性和可靠性，避免了仅利用三个特征点来表征着陆区域的地形地貌导致的基准误差；该方法简单，易于实现，稳定性好，安全性高；
(2)待着陆区域的三维高程图包含每个像素信息，数据量大，以此拟合的待着陆区域平面更能代表待着陆区域的真实形貌状态，且增加数据量可大大降低计算误差，提高待着陆区域平面法线向量的精度，从而确保着陆的安全性；
(3)本发明以建立在不规则形状小天体假想天球基础上的天东北坐标系为媒介，既由此确定了天东北坐标系与惯性空间的关系，又可根据法向量在天东北坐标系下的单位矢量确定相对导航基准坐标系三轴，从而建立起随小天体一起作旋转运动的相对导航基准与惯性空间的关系，并最终确定相对导航基准。该方法以小天体着陆在轨实际状态为背景，工程实用性强，可直接用于小天体探测在轨任务；
(4)本发明实施例提供的小天体着陆初始对准方法，通过采用上述确定方法实施例确定的相对导航基准进行初始对准，使探测器六自由度初始状态与相对基准保持一致，从而为后续精确、安全着陆奠定基础。方法采用闭环反馈控制方式实现初始对准，工程实用性强，控制鲁棒性好。
附图说明
图1为本发明实施例提供了一种小天体着陆相对导航基准的确定方法流程图；
图2为本发明实施例提供的假想天球及各坐标系示意图；
图3为本发明实施例提供的一种小天体着陆初始对准方法流程图。
具体实施方式
以下将结合附图和具体实施例，对本发明的具体实施方式做进一步详细说明。
参见图1，本发明实施例提供了一种小天体着陆相对导航基准的确定方法，包括：
步骤101：获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
具体地，本发明实施例中，所述小天体为小行星、彗星等弱引力、地形复杂且不规则的小天体，所述三维高程图可以通过激光三维成像敏感器等位于探测器上的光学成像敏感器获取；
步骤102：根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；
具体地，本发明实施例中，根据三维高程图各像素点对应位置的三维坐标通过最小二乘法等方法拟合所述待着陆区域所在的平面；
步骤103：根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
步骤104：根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}。
本发明实施例提供了一种小天体着陆相对导航基准的确定方法：通过待着陆区域的高程图拟合待着陆区域所在平面，并根据拟合平面的法线向量确定小天体下降着陆过程的相对导航基准，提高了相对导航基准的准确性和可靠性，避免了仅利用三个特征点来表征着陆区域的地形地貌导致的基准误差；该方法简单，易于实现，稳定性好，安全性高。
在一可选实施例中，所述根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面，包括：
根据所述三维高程图确定各像素点对应的成像敏感器坐标系{c}下的位置矢量pm；
根据所述各像素点的位置矢量pm，拟合出所述成像敏感器坐标系{c}下的所述待着陆区域所在的平面。
待着陆区域的三维高程图包含每个像素信息，数据量大，以此拟合的待着陆区域平面更能代表待着陆区域的真实形貌状态，且增加数据量可大大降低计算误差，提高待着陆区域平面法线向量的精度，从而确保着陆的安全性。
在一可选实施例中，所述根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}，包括：
参见图2，建立以所述小天体质心Oa为球心、以探测器星下点附近某一特征点P到所述球心的距离为半径的假想天球，并基于所述假想天球定义天东北坐标系{r}；具体地，所述特征点P优选距离星下点最近的特征点；
根据所述天东北坐标系{r}与所述成像敏感器坐标系{c}的关系，确定所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr；
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴；
将特征点P确定为所述相对导航基准的原点。
本方法以建立在不规则形状小天体假想天球基础上的天东北坐标系为媒介，既由此确定了天东北坐标系与惯性空间的关系，又可根据法向量在天东北坐标系下的单位矢量确定相对导航基准坐标系三轴，从而建立起随小天体一起作旋转运动的相对导航基准与惯性空间的关系，并最终确定相对导航基准。该方法以小天体着陆在轨实际状态为背景，工程实用性强，可直接用于小天体探测在轨任务。
在一可选实施例中，所述根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴，包括：
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr确定所述法线n在天东北系{r}下的方位角βnr和仰角αnr；
将所述天东北坐标系{r}先绕Zr轴旋转βnr，再绕Yr轴旋转-αnr，将旋转后的三轴作为所述相对导航基准{p}的三轴，该方法操作简单，实用性强。
本发明实施例还提供了一种小天体着陆相对导航基准的确定装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
拟合模块，用于根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；
法线矢量确定模块，用于根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
基准确定模块，用于根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}。
本发明确定装置实施例与确定方法实施例一一对应，具体描述及有益效果参见上述确定方法实施例，在此不再赘述。
参见图3，本发明实施例还提供了一种小天体着陆初始对准方法，其特征在于，包括：
步骤201：确定小天体着陆相对导航基准；
具体方法及效果参见上述确定方法实施例，在此不再赘述；
步骤202：根据探测器本体坐标系{b}相对于确定的小天体着陆相对导航基准{p}的姿态偏差和探测器相对于导航基准{p}的位置偏差进行初始对准。
本发明实施例提供的小天体着陆初始对准方法，通过采用上述确定方法实施例确定的相对导航基准进行初始对准，使探测器六自由度初始状态与相对基准保持一致，从而为后续精确、安全着陆奠定基础。方法采用闭环反馈控制方式实现初始对准，工程实用性强，控制鲁棒性好。
具体地，步骤202包括：
根据探测器在相对导航基准{p}中的初始姿态q0和目标姿态qf进行初始姿态对准；
根据所述探测器在探测器本体坐标系{b}及确定的小天体着陆相对导航基准{p}中的实际相对位置ρ、实际相对速度
Figure BDA0001847984340000091
以及目标相对位置ρref、目标相对速度
Figure BDA0001847984340000092
进行初始平移对准。
该方法采用闭环负反馈控制方式，工程实用性强，稳定性和鲁棒性好，可直接用于小天体探测在轨任务。
在一可选实施例中，所述的根据探测器在相对导航基准{p}中的初始姿态q0和目标姿态qf进行初始姿态对准，包括：
根据探测器的目标姿态qf及确定的初始姿态q0，确定姿态机动四元数q'；
根据所述姿态机动四元数q'实现初始姿态对准。
所述的根据所述探测器在探测器本体坐标系{b}及确定的小天体着陆相对导航基准{p}中的实际相对位置ρ、实际相对速度
Figure BDA0001847984340000101
以及目标相对位置ρref、目标相对速度
Figure BDA0001847984340000102
进行初始平移对准，包括：
根据所述实际相对位置ρ、实际相对速度
Figure BDA0001847984340000103
以及目标相对位置ρref、目标相对速度
Figure BDA0001847984340000104
确定位置偏差量和速度偏差量；
根据所述位置偏差量和速度偏差量得到制导指令加速度
Figure BDA0001847984340000105
根据所述制导指令加速度
Figure BDA0001847984340000106
进行初始平移对准
该方法采用相对位置和速度的闭环负反馈控制方式，通过参考轨迹制导策略求取制导指令加速度，易于工程应用，控制的稳定性和鲁棒性高，可直接用于小天体探测在轨任务。
本发明实施例还提供了一种小天体着陆初始对准装置，包括：
获取模块，用于获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
拟合模块，用于根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；
法线矢量确定模块，用于根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
基准确定模块，用于根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}；
对准模块，用于根据探测器本体坐标系{b}相对于确定的小天体着陆相对导航基准{p}的姿态偏差和探测器相对于导航基准{p}的位置偏差进行初始对准。
本发明对准装置实施例与对准方法实施例一一对应，具体描述参见方法实施例，在此不再赘述。
以下为本发明的一具体实施例：
一种小天体着陆初始对准方法及其相对导航基准确定方法，包括：
步骤1：获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
利用三维成像敏感器获得待着陆区域视场范围内的三维高程图。
步骤2：根据所述三维高程图确定各像素点对应的成像敏感器坐标系{c}下的位置矢量pm；
例如：某区域Patch(i,j)中有Ni,j个三维高程图数据点(像素)，记为pm＝[xm ymzm]T,(m＝1,2,…,Ni,j)。
步骤3：根据所述各像素点的位置矢量pm，拟合出所述成像敏感器坐标系{c}下的所述待着陆区域所在的平面。
定义拟合平面的方程如式(1)：
k1X+k2Y+k3Z＝1 (1)
式中，k1、k2和k3为待拟合的参数。
定义Ni,j维列向量h＝[1 1 … 1]T，按照最小方差原则，求得拟合参数向量k如式(2)：
k＝[k1 k2 k3]T＝(GTG)-1GTh (2)
式中，
Figure BDA0001847984340000111
为由矢量pm组成的Ni,j×3矩阵。
将式(2)的系数代入式(1)，即得到拟合的平面方程。
步骤4：根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
法向量n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc即为拟合平面的参数向量k，如式(3)：
nc＝[k1 k2 k3]T (3)
步骤5：建立以所述小天体质心Oa为球心、以探测器星下点附近某一特征点P到所述球心的距离为半径的假想天球。基于所述假想天球定义惯性参考坐标系{i}、小天体赤道惯性系{gi}和天东北坐标系{r}，并确定相关坐标系之间的关系；
如图2所示，本实施例涉及坐标系定义如下：
a)惯性参考系{i}：为建立在日心的J2000惯性坐标系。
b)小天体赤道惯性系{gi}：原点位于小天体质心，Zgi轴指向小行星自旋轴方向，XgiYgi平面位于假想天球赤道平面内，其中Xgi轴指向惯性空间J2000坐标系的春分点。
c)天东北坐标系{r}：原点位于特征点P，Xr轴沿假想天球径向且过P点，Yr轴指向假想天球东向，Zr轴指向假想天球北向。
d)小天体相对导航基准{p}：原点位于特征点P，Xp轴沿待着陆区域的法线方向，向上为正；YpZp平面位于待着陆区域平面内，与Xp轴构成右手系，且{p}系由{r}系旋转得到。
e)探测器本体系{b}：原点为探测器质心，Xb轴沿探测器纵轴方向(主发动机标称推力轴线方向)，Yb轴、Zb轴与Xb轴满足右手准则，具体指向需根据探测器结构确定。
f)成像敏感器坐标系{c}：原点位于敏感器中心，Zc轴沿敏感器光轴方向，Xc轴、Yc轴与Zc轴构成右手坐标系。
本实施例涉及各坐标系关系确定如下：
a){gi}系与{i}系的关系。{gi}系相对于{i}系的姿态转换矩阵如式(4)：
Cgii＝Cx(-α)Cy(β) (4)
其中，α和β分别为小天体自旋轴在惯性参考系{i}下的仰角和方位角，为已知；Cx(-α)表示绕X轴旋转-α角所获得的姿态转换矩阵，Cx(-α)＝
Figure BDA0001847984340000121
下同。
b){r}系与{gi}系的关系。{r}系相对于{gi}系的姿态转换矩阵如式(5)：
Figure BDA0001847984340000122
其中，λG表示初始时刻小天体零经线与J2000春分点所在经线之间的赤经；λp,
Figure BDA0001847984340000131
表示特征点P的经纬度；ωa为小天体自转角速度大小。
c){b}系和{i}系的关系。{b}系相对于{i}系的姿态矩阵Cbi由星敏感器和陀螺定姿实时得到，为已知。
d){c}系和{b}系的关系。{c}系相对于{b}系的姿态矩阵Cbc由敏感器在探测器本体上的安装关系确定，为已知。
步骤6：根据所述的天东北坐标系{r}与所述成像敏感器坐标系{c}的关系，确定所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr；
天东北系{r}相对于成像敏感器坐标系{c}的姿态转换矩阵Crc如式(6)：
Figure BDA0001847984340000132
式中，Crgi和Cgii分别由式(5)和(4)得到。
于是得到法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，如式(7)
nr＝Crc·nc (7)
步骤7：根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述法线n在天东北系{r}下的方位角βnr和仰角αnr；
Figure BDA0001847984340000133
式中，nrx,nry,nrz为单位矢量nr在天东北系{r}三轴的分量。
步骤8：将所述天东北坐标系{r}先绕Zr轴旋转βnr，再绕Yr轴旋转-αnr，将旋转后的三轴作为所述相对导航基准{p}的三轴。
Fp＝Cpr·Fr＝Cy(-αnr)Cz(βnr)·Fr (9)
式中，Fp和Fr分别表示相对导航基准{p}和天东北坐标系{r}；旋转矩阵Cy(-αnr)和Cz(βnr)参见式(4)中的定义。
步骤9：根据探测器的目标姿态qf及确定的初始姿态q0，确定姿态机动四元数q'，根据所述姿态机动四元数q'实现初始姿态对准；
a)确定初始姿态q0
初始状态下，设定探测器本体系{b}与天东北坐标系{r}重合，即Cbr0＝I。由此可知初始状态下探测器本体系{b}相对于惯性参考系{i}的姿态转换矩阵如式(10)：
Cbi0＝Cbr0Crgi0Cgii＝Crgi0Cgii (10)
这是基准建立时刻的理想初始姿态，在轨可由星敏感器测量得到，地面仿真时可利用式(10)确定。其中，姿态转换矩阵Crgi0由式(5)给出，初始时刻令t＝0，即得
Figure BDA0001847984340000141
后续实时姿态可由星敏和陀螺定姿得到；姿态转换矩阵Cgii由式(4)给出。
由姿态转换矩阵Cbi0即可确定初始姿态四元数q0。
b)确定目标姿态qf
初始姿态对准的目标是探测器本体系{b}与相对导航基准{p}重合，即Cbpf＝I。因此，终端时刻探测器本体系{b}相对于惯性参考系{i}的转换矩阵如式(11)：
Cbif＝CbpfCprCrgiCgii＝CprCrgiCgii (11)
式中，Cpr，Crgi和Cgii分别由式(9)、(5)和(4)给出。
由姿态转换矩阵Cbif即可确定目标姿态四元数qf。
c)确定姿态机动四元数q'
由式(10)和(11)分别确定的初始姿态四元数q0和目标姿态四元数qf，即可得到姿态机动四元数q'，如式(12)：
Figure BDA0001847984340000142
步骤10：根据探测器实际相对位置速度ρ，
Figure BDA0001847984340000143
和目标相对位置速度ρref,
Figure BDA0001847984340000144
确定位置偏差量和速度偏差量，根据所述位置偏差量和速度偏差量得到制导指令加速度
Figure BDA0001847984340000151
根据所述制导指令加速度
Figure BDA0001847984340000152
进行初始平移对准。
a)确定目标相对位置速度ρref,
Figure BDA0001847984340000153
初始平移对准的目的是控制探测器本体-Xb轴指向特征点P，并在后续下降过程中使探测器本体系{b}始终跟踪相对导航基准{p}。
根据初始平移对准的目标，设定横向二维目标相对位置和速度都为零，垂直下降方向的高度和速度根据下降的不同过程而设定。目标相对位置和速度如式(13)：
Figure BDA0001847984340000154
b)确定实际相对位置ρ
通过敏感器测量得到相对位置矢量在敏感器系{c}下的表示ρc，为已知。探测器相对于相对导航基准{p}的实际相对位置ρ如式(14)：
Figure BDA0001847984340000155
其中，Cpi＝CprCrgiCgii分别由式(9)、(5)、(4)给出；Cbi由陀螺和星敏感器定姿得到。
c)确定实际相对速度
Figure BDA0001847984340000156
Figure BDA0001847984340000157
其中，惯性空间的速度
Figure BDA0001847984340000158
和位置ρi在轨由加速度计积分得到；姿态转换矩阵分别由式(9)、(5)、(4)给出；
Figure BDA0001847984340000159
表示天东北系{r}相对于小天体赤道惯性系{gi}的角速度在{gi}系下的表示，
Figure BDA00018479843400001510
ωa为小天体自旋角速度大小。
d)制导指令加速度
Figure BDA00018479843400001511
采用参考轨迹制导策略获取制导指令加速度
Figure BDA0001847984340000161
如式(16)：
Figure BDA0001847984340000162
其中，
Figure BDA0001847984340000163
为制导指令加速度在相对导航基准{p}下的分量；ρ,
Figure BDA0001847984340000164
和ρref,
Figure BDA0001847984340000165
分别由(13)～(15)式给出；kp和kd为控制参数。
综上，由式(9)建立了小天体着陆的相对导航基准{p}；由式(12)确定了初始姿态对准制导指令，即姿态机动四元数q'；由式(16)确定了初始平移对准制导指令，即制导指令加速度
Figure BDA0001847984340000166
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.一种小天体着陆相对导航基准的确定方法，其特征在于，包括：
获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；
根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}；
根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面，包括：
根据所述三维高程图确定各像素点对应的成像敏感器坐标系{c}下的位置矢量pm；
根据所述各像素点的位置矢量pm，拟合出所述成像敏感器坐标系{c}下的所述待着陆区域所在的平面；
根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}，包括：
建立以所述小天体质心Oa为球心、以探测器星下点附近一特征点P到所述球心的距离为半径的假想天球，并基于所述假想天球定义天东北坐标系{r}；
根据所述天东北坐标系{r}与所述成像敏感器坐标系{c}的关系，确定所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr；
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴；
将所述特征点P确定为所述相对导航基准的原点；
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴，包括：
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr确定所述法线n在天东北系{r}下的方位角βnr和仰角αnr；
将所述天东北坐标系{r}先绕Zr轴旋转βnr，再绕Yr轴旋转-αnr，将旋转后的三轴作为所述相对导航基准{p}的三轴。
2.一种小天体着陆相对导航基准的确定装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
拟合模块，用于根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；
法线矢量确定模块，用于根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
基准确定模块，用于根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}；
其中：
拟合模块，具体用于：根据所述三维高程图确定各像素点对应的成像敏感器坐标系{c}下的位置矢量pm；根据所述各像素点的位置矢量pm，拟合出所述成像敏感器坐标系{c}下的所述待着陆区域所在的平面；
基准确定模块，具体用于建立以所述小天体质心Oa为球心、以探测器星下点附近一特征点P到所述球心的距离为半径的假想天球，并基于所述假想天球定义天东北坐标系{r}；根据所述天东北坐标系{r}与所述成像敏感器坐标系{c}的关系，确定所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr；根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴；将所述特征点P确定为所述相对导航基准的原点；
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴，包括：
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr确定所述法线n在天东北系{r}下的方位角βnr和仰角αnr；
将所述天东北坐标系{r}先绕Zr轴旋转βnr，再绕Yr轴旋转-αnr，将旋转后的三轴作为所述相对导航基准{p}的三轴。
3.一种小天体着陆初始对准方法，其特征在于，包括：
获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；
根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}；
根据探测器本体坐标系{b}相对于确定的小天体着陆相对导航基准{p}的姿态偏差和探测器相对于导航基准{p}的位置偏差进行初始对准；
根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面，包括：
根据所述三维高程图确定各像素点对应的成像敏感器坐标系{c}下的位置矢量pm；
根据所述各像素点的位置矢量pm，拟合出所述成像敏感器坐标系{c}下的所述待着陆区域所在的平面；
根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}，包括：
建立以所述小天体质心Oa为球心、以探测器星下点附近一特征点P到所述球心的距离为半径的假想天球并基于所述假想天球定义天东北坐标系{r}；
根据所述的天东北坐标系{r}与所述成像敏感器坐标系{c}的关系，确定所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr；
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴；
将所述特征点P确定为所述相对导航基准的原点；
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴，包括：
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr确定所述法线n在天东北系{r}下的方位角βnr和仰角αnr；
将所述天东北坐标系{r}先绕Zr轴旋转βnr，再绕Yr轴旋转-αnr，将旋转后的三轴作为所述相对导航基准{p}的三轴。
4.根据权利要求3所述的一种小天体着陆初始对准方法，其特征在于，所述根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴，包括：
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr确定所述法线n在天东北系{r}下的方位角βnr和仰角αnr；
将所述天东北坐标系{r}先绕Zr轴旋转βnr，再绕Yr轴旋转-αnr，将旋转后的三轴作为所述相对导航基准{p}的三轴。
5.根据权利要求3所述的一种小天体着陆初始对准方法，其特征在于，所述根据探测器本体坐标系{b}相对于确定的小天体着陆相对导航基准{p}的姿态偏差和探测器相对于导航基准{p}的位置偏差进行初始对准，包括：
根据探测器在相对导航基准{p}中的初始姿态q0和目标姿态qf进行初始姿态对准；
根据所述探测器在探测器本体坐标系{b}及确定的小天体着陆相对导航基准{p}中的实际相对位置ρ、实际相对速度
Figure FDA0002587935300000041
以及目标相对位置ρref、目标相对速度
Figure FDA0002587935300000042
进行初始平移对准。
6.根据权利要求5所述的一种小天体着陆初始对准方法，其特征在于，所述的根据探测器在相对导航基准{p}中的初始姿态q0和目标姿态qf进行初始姿态对准，包括：
根据探测器的目标姿态qf及确定的初始姿态q0，确定姿态机动四元数q'；
根据所述姿态机动四元数q'实现初始姿态对准。
7.根据权利要求5所述的一种小天体着陆初始对准方法，其特征在于，所述的根据所述探测器在探测器本体坐标系{b}及确定的小天体着陆相对导航基准{p}中的实际相对位置ρ、实际相对速度
Figure FDA0002587935300000043
以及目标相对位置ρref、目标相对速度
Figure FDA0002587935300000051
进行初始平移对准，包括：
根据所述实际相对位置ρ、实际相对速度
Figure FDA0002587935300000052
以及目标相对位置ρref、目标相对速度
Figure FDA0002587935300000053
确定位置偏差量和速度偏差量；
根据所述位置偏差量和速度偏差量得到制导指令加速度
Figure FDA0002587935300000054
根据所述制导指令加速度
Figure FDA0002587935300000055
进行初始平移对准。
8.一种小天体着陆初始对准装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取小天体表面待着陆区域的三维高程图；
拟合模块，用于根据所述三维高程图拟合所述待着陆区域所在的平面；
法线矢量确定模块，用于根据拟合的平面，确定所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc；
基准确定模块，用于根据所述待着陆区域的法线n在成像敏感器坐标系{c}下的单位矢量nc确定小天体着陆相对导航基准{p}；
对准模块，用于根据探测器本体坐标系{b}相对于确定的小天体着陆相对导航基准{p}的姿态偏差和探测器相对于导航基准{p}的位置偏差进行初始对准；
其中：
拟合模块，具体用于根据所述三维高程图确定各像素点对应的成像敏感器坐标系{c}下的位置矢量pm；根据所述各像素点的位置矢量pm，拟合出所述成像敏感器坐标系{c}下的所述待着陆区域所在的平面；
基准确定模块，用于具体用于建立以所述小天体质心Oa为球心、以探测器星下点附近一特征点P到所述球心的距离为半径的假想天球，并基于所述假想天球定义天东北坐标系{r}；根据所述天东北坐标系{r}与所述成像敏感器坐标系{c}的关系，确定所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr；根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴；将所述特征点P确定为所述相对导航基准的原点；
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr，确定所述相对导航基准{p}的三轴，包括：
根据所述待着陆区域的法线n在天东北坐标系{r}下的单位矢量nr确定所述法线n在天东北系{r}下的方位角βnr和仰角αnr；
将所述天东北坐标系{r}先绕Zr轴旋转βnr，再绕Yr轴旋转-αnr，将旋转后的三轴作为所述相对导航基准{p}的三轴。
CN201811280749.0A 2018-10-30 2018-10-30 一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置 Active CN109506662B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811280749.0A CN109506662B (zh) 2018-10-30 2018-10-30 一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811280749.0A CN109506662B (zh) 2018-10-30 2018-10-30 一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109506662A CN109506662A (zh) 2019-03-22
CN109506662B true CN109506662B (zh) 2020-09-18

Family

ID=65747059

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811280749.0A Active CN109506662B (zh) 2018-10-30 2018-10-30 一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109506662B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113022898B (zh) * 2021-02-18 2022-05-17 北京理工大学 弱引力环境柔性附着系统状态估计方法
CN112985420B (zh) * 2021-03-01 2022-08-23 北京理工大学 小天体附着光学导航特征递推优选方法
CN116880528B (zh) * 2023-07-24 2024-04-05 东方空间技术(山东)有限公司 一种登月航天器着陆控制方法、装置及设备

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2702274A1 (fr) * 1993-03-05 1994-09-09 Sextant Avionique Procédé d'orientation d'un collimateur dans un aéronef.
CN101466599A (zh) * 2006-06-12 2009-06-24 法国空中巴士公司 飞机的着陆辅助装置和方法
CN103438890A (zh) * 2013-09-05 2013-12-11 北京理工大学 基于tds与图像测量的行星动力下降段导航方法
CN103884333A (zh) * 2014-03-31 2014-06-25 北京控制工程研究所 一种深空探测自主导航初始基准捕获方法
CN103900576A (zh) * 2014-03-31 2014-07-02 北京控制工程研究所 一种深空探测自主导航的信息融合方法
WO2015055769A1 (fr) * 2013-10-18 2015-04-23 Université D'aix-Marseille Dispositif et procédé de repérage de terrain en vol pour microdrone
CN105631099A (zh) * 2015-12-23 2016-06-01 北京工业大学 一种小天体探测器着陆动力学模拟系统
CN105644785A (zh) * 2015-12-31 2016-06-08 哈尔滨工业大学 一种基于光流法和地平线检测的无人机着陆方法
CN107117334A (zh) * 2017-05-12 2017-09-01 北京理工大学 一种小天体表面移动探测制导方法
CN108534784A (zh) * 2018-03-13 2018-09-14 北京控制工程研究所 一种基于空间圆轨迹的非合作航天器自旋角速度估计方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130072783A1 (en) * 2011-09-16 2013-03-21 Searete Llc, A Limited Liability Corporation Of The State Of Delaware Indicating proximity of a body-insertable device to a destination region of interest

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2702274A1 (fr) * 1993-03-05 1994-09-09 Sextant Avionique Procédé d'orientation d'un collimateur dans un aéronef.
CN101466599A (zh) * 2006-06-12 2009-06-24 法国空中巴士公司 飞机的着陆辅助装置和方法
CN103438890A (zh) * 2013-09-05 2013-12-11 北京理工大学 基于tds与图像测量的行星动力下降段导航方法
WO2015055769A1 (fr) * 2013-10-18 2015-04-23 Université D'aix-Marseille Dispositif et procédé de repérage de terrain en vol pour microdrone
CN103884333A (zh) * 2014-03-31 2014-06-25 北京控制工程研究所 一种深空探测自主导航初始基准捕获方法
CN103900576A (zh) * 2014-03-31 2014-07-02 北京控制工程研究所 一种深空探测自主导航的信息融合方法
CN105631099A (zh) * 2015-12-23 2016-06-01 北京工业大学 一种小天体探测器着陆动力学模拟系统
CN105644785A (zh) * 2015-12-31 2016-06-08 哈尔滨工业大学 一种基于光流法和地平线检测的无人机着陆方法
CN107117334A (zh) * 2017-05-12 2017-09-01 北京理工大学 一种小天体表面移动探测制导方法
CN108534784A (zh) * 2018-03-13 2018-09-14 北京控制工程研究所 一种基于空间圆轨迹的非合作航天器自旋角速度估计方法

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"Appropriation in outer space: The relationship between land ownership and sovereignty ";Pop, Virgiliu等;《Space Policy》;20001231;第16卷(第4期);275 *
"Machine vision for autonomous small body navigation";Johnson, A.E.等;《Aerospace Conference Proceedings, 2000 IEEE》;20001231;全文 *
"Small Celestial Body Image Feature Matching Method Based on PCA-SIFT";Tao Tianyuan等;《2015 34TH CHINESE CONTROL CONFERENCE (CCC)》;20151231;4629-4634 *
"一种用于非合作目标惯性指向轴位置捕获的绕飞方法";刘涛等;《宇航学报》;20180531;第39卷(第5期);524-531 *
"惯导融合特征匹配的小天体着陆导航算法";邵巍等;《宇航学报》;20100731;第31卷(第7期);1748-1755 *
"着陆小天体的自主GNC技术研究";李爽等;《中国宇航协会深空探测技术专业委员会第一届学术会议》;20051231;208-217 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109506662A (zh) 2019-03-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108318052B (zh) 一种基于双轴连续旋转的混合式平台惯导系统标定方法
CN109813311B (zh) 一种无人机编队协同导航方法
CN101344391B (zh) 基于全功能太阳罗盘的月球车位姿自主确定方法
CN108051866B (zh) 基于捷联惯性/gps组合辅助水平角运动隔离的重力测量方法
US10309786B2 (en) Navigational and location determination system
CN105371844B (zh) 一种基于惯性/天文互助的惯性导航系统初始化方法
CN110501024A (zh) 一种车载ins/激光雷达组合导航系统的量测误差补偿方法
CN107806874B (zh) 一种视觉辅助的捷联惯导极区初始对准方法
CN109506662B (zh) 一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置
CN105180968A (zh) 一种imu/磁强计安装失准角在线滤波标定方法
CN106595668A (zh) 一种用于光电吊舱的无源定位算法
CN108680186A (zh) 基于重力仪平台的捷联式惯导系统非线性初始对准方法
CN101413800A (zh) 导航/稳瞄一体化系统的导航、稳瞄方法
CN104764463B (zh) 一种惯性平台调平瞄准误差的自检测方法
CN103900611A (zh) 一种惯导天文高精度复合两位置对准及误差标定方法
CN105928515B (zh) 一种无人机导航系统
CN102829781A (zh) 一种旋转式捷联光纤罗经实现的方法
CN106052686A (zh) 基于dsptms320f28335的全自主捷联惯性导航系统
CN108731674A (zh) 一种基于单轴旋转调制的惯性天文组合导航系统及计算方法
CN103759729A (zh) 采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态获取方法
CN110296688A (zh) 一种基于被动地理定位技术的侦测一体倾斜航测吊舱
CN110296719A (zh) 一种在轨标定方法
Konrad et al. State estimation for a multirotor using tight-coupling of gnss and inertial navigation
Rhudy et al. Wide-field optical flow aided inertial navigation for unmanned aerial vehicles
CN105928519B (zh) 基于ins惯性导航与gps导航以及磁力计的导航算法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant