CN110733671A - 一种小天体自旋角速度动力学修正方法 - Google Patents
一种小天体自旋角速度动力学修正方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110733671A CN110733671A CN201911152442.7A CN201911152442A CN110733671A CN 110733671 A CN110733671 A CN 110733671A CN 201911152442 A CN201911152442 A CN 201911152442A CN 110733671 A CN110733671 A CN 110733671A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- celestial body
- angular velocity
- small celestial
- spin angular
- detector
- 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.)
- Granted
Links
- 238000012937 correction Methods 0.000 title claims abstract description 49
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 30
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims description 36
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 33
- 238000009987 spinning Methods 0.000 claims description 19
- 238000001914 filtration Methods 0.000 claims description 16
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 7
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims description 3
- 239000000523 sample Substances 0.000 claims 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 5
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000036544 posture Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
- B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
本发明公开的一种小天体自旋角速度动力学修正方法,属于深空探测技术领域。本发明实现方法为:将自旋角速度引入估计系统状态向量中,在小天体固连系下建立基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正状态模型;以器间测距为观测量,建立基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型;结合小天体自旋角速度动力学修正状态模型与基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型,采用非线性估计滤波算法对小天体自旋角速度以及两颗探测器的位置与速度矢量进行修正,利用修正后的自旋角速度构建小天体探测器控制系统状态模型,提高探测器在小天体固连坐标系下的轨道与姿态控制精度,提升绕飞与着陆任务安全性。
Description
技术领域
本发明涉及一种小天体自旋角速度动力学修正方法,属于深空探测技术领域。
背景技术
小天体自旋角速度是小天体重要的物理参数,确定小天体自旋角速度对于分析小天体演化、确定小天体附近航天器运动、定点着陆采样具有重要意义。地面雷达与在轨光学测量是估计小天体自旋角速度的常规方法,通过光学敏感器接收周期性变化的光度信息可以估计小天体的自旋角速度。然而光学敏感器测量精度较低,导致小天体自旋角速度估计精度较低,无法满足小天体近距离探测任务对高精度小天体自旋角速度的要求。本专利旨在发明一种小天体自旋角速度高精度修正方法,为未来小天体探测工程提供技术参考。
发明内容
本发明公开的一种小天体自旋角速度动力学修正方法要解决的技术问题为:在绕飞小天体的过程中,利用两探测器之间的高精度测距信息,结合探测器在小天体固连坐标系下的动力学模型,修正两探测器在固连坐标系下的轨道与小天体自旋角速度,利用修正后的自旋角速度构建小天体探测器控制系统状态模型,提高探测器在小天体固连坐标系下的轨道与姿态控制精度,提升绕飞与着陆任务安全性。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的一种小天体自旋角速度动力学修正方法,将自旋角速度引入估计系统状态向量中,在小天体固连系下建立基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正状态模型;以器间测距为观测量,建立基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型;结合小天体自旋角速度动力学修正状态模型与基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型,采用非线性估计滤波算法对小天体自旋角速度以及两颗探测器的位置与速度矢量进行修正,利用修正后的自旋角速度构建小天体探测器控制系统状态模型,提高探测器在小天体固连坐标系下的轨道与姿态控制精度,提升绕飞与着陆任务安全性。
本发明公开的一种小天体自旋角速度动力学修正方法,包括如下步骤:
步骤1:将自旋角速度引入估计系统状态向量中,在小天体固连系下建立基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正状态模型。
两颗探测器在绕飞小天体过程中,需要依靠器间测距信息修正小天体自旋角速度,以及两颗探测器的位置与速度信息,待修正状态向量如式(1)所示。
X=[r1,v1,r2,v2,ω]T (1)
在小天体固连坐标系下建立小天体自旋角速度动力学修正状态模型,如式(2)所示。
式中,r1,v1分别为探测器1的位置与速度矢量,r2,v2分别为探测器2的位置与速度矢量,ω为探测器的旋转角速度,ω=[0,0,ω]T为旋转角速度矢量,V为引力场势函数,如式(3)所示。
式中,μ为小天体引力常数,r为探测器到小天体中心的距离,Pnm为勒让德多项式及其函数,n和m分别是多项式的次数和阶数,r0为小天体的参考半径,φ和λ分别为小天体的纬度和经度,Cnm和Snm为归一化的系数。
步骤2:以器间测距为观测量,建立基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型。
两探测器在绕飞小天体的过程中,通过器间测量技术获得两探测器之间的相对距离,基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型如式(4)所示。
y=|r1-r2|+υ (4)
式中,υ为测距误差。
步骤3:结合步骤1中的小天体自旋角速度动力学修正状态模型,以及步骤2中的基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型,采用非线性导航滤波算法对两颗探测器位置速度矢量以及小天体自旋角速度进行协同修正,得到修正后自旋角速度,同时得到修正后的探测器位置速度矢量。
结合步骤1中的小天体自旋角速度动力学修正状态模型式(2),以及步骤2中的基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型式(7),采用非线性导航滤波算法对两颗探测器位置速度矢量以及小天体自旋角速度进行协同修正,得到修正后自旋角速度,同时得到修正后的探测器位置速度矢量。
作为优选,步骤3中非线性导航滤波算法包括扩展卡尔曼滤波算法与无迹卡尔曼滤波算法。
还包括步骤4:利用步骤3修正后的自旋角速度构建小天体探测器控制系统状态模型,提高探测器在小天体固连坐标系下的轨道与姿态控制精度,提升绕飞与着陆任务安全性。
此外,本发明公开的一种小天体接近段双探测器高精度协同光学导航方法,包括但不限于两颗探测器,当探测器为多颗时,将各个探测器在小天体固连坐标系下的位置速度矢量以及小天体自旋角速度作为待修正状态向量,通过测量各探测器之间的距离信息,实现小天体自旋角速度与各探测器位置速度动力学修正,利用修正后的自旋角速度构建小天体探测器控制系统状态模型,提高探测器在小天体固连坐标系下的轨道与姿态控制精度,提升绕飞与着陆任务安全性。
有益效果
1、本发明公开的基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正方法,仅靠两探测器之间的相对距离信息,既能够修正小天体的自旋角速度信息,也能够估计两探测器在小天体固连坐标系下的位置与速度信息。
2、现有技术中纯光学观测估计小天体自旋角速度未引入动力学信息,导致估计精度较低,本发明公开的基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正方法,将自旋角速度引入到待估状态向量中,借助高精度器间测距信息以及小天体附近探测器的动力学特性,通过动力学修正的方法提高自旋角速度的精度。
3、本发明公开的一种小天体接近段双探测器高精度协同光学导航方法,包括但不限于两颗探测器,当探测器为多颗时,将各个探测器在小天体固连坐标系下的位置速度矢量以及小天体自旋角速度作为待修正状态向量,通过测量各探测器之间的距离信息,实现小天体自旋角速度与各探测器位置速度动力学修正,利用修正后的自旋角速度构建小天体探测器控制系统状态模型,提高探测器在小天体固连坐标系下的轨道与姿态控制精度,提升绕飞与着陆任务安全性。
附图说明
图1为基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正方法流程图;
图2为具体实施方式中小天体自旋角速度误差变化曲线。
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发明内容做进一步说明。
如图1所示,本实例公开的一种小天体自旋角速度动力学修正方法,具体实施方法如下:
步骤1:将自旋角速度引入估计系统状态向量中,在小天体固连系下建立基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正状态模型。
两颗探测器在绕飞小天体过程中,需要依靠器间测距信息修正小天体自旋角速度,以及两颗探测器的位置与速度信息,待修正状态向量如式(1)所示。
X=[r1,v1,r2,v2,ω]T (1)
在小天体固连坐标系下建立小天体自旋角速度动力学修正状态模型,如式(2)所示。
式中,r1,v1分别为探测器1的位置与速度矢量,r2,v2分别为探测器2的位置与速度矢量,ω为探测器的旋转角速度,ω=[0,0,ω]T为旋转角速度矢量,V为引力场势函数,如式(3)所示。
式中,μ为小天体引力常数,r为探测器到小天体中心的距离,Pnm为勒让德多项式及其函数,n和m分别是多项式的次数和阶数,r0为小天体的参考半径,φ和λ分别为小天体的纬度和经度,Cnm和Snm为归一化的系数。
步骤2:以器间测距为观测量,建立基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型。
两探测器在绕飞小天体的过程中,通过器间测量技术获得两探测器之间的相对距离,基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型如式(4)所示。
y=|r1-r2|+υ (4)
式中,υ为测距误差。
步骤3:结合步骤1中的小天体自旋角速度动力学修正状态模型,以及步骤2中的基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型,采用非线性导航滤波算法对两颗探测器位置速度矢量以及小天体自旋角速度进行协同修正,得到修正后自旋角速度,同时得到修正后的探测器位置速度矢量。
结合步骤1中的小天体自旋角速度动力学修正状态模型式(2),以及步骤2中的基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型式(7),采用非线性导航滤波算法对两颗探测器位置速度矢量以及小天体自旋角速度进行协同修正,得到修正后自旋角速度,同时得到修正后的探测器位置速度矢量。
作为优选,步骤3中非线性导航滤波算法包括扩展卡尔曼滤波算法与无迹卡尔曼滤波算法。
还包括步骤4:利用步骤3修正后的自旋角速度构建小天体探测器控制系统状态模型,提高探测器在小天体固连坐标系下的轨道与姿态控制精度,提升绕飞与着陆任务安全性。
本实例中的仿真参数设置如表1所示。
表1仿真参数设置
参数名称 | 参考值 | 标准差 |
探测器1初始位置(m) | (420,-730,0) | (10,10,10) |
探测器1初始速度(m/s) | (-0.029,-0.174,-0.079) | (0.001,0.001,0.001) |
探测器2初始位置(m) | (250,-110,-840) | (10,10,10) |
探测器2初始速度(m/s) | (0.020,-0.130,0.025) | (0.001,0.001,0.001) |
小天体自旋角速度(o/s) | 0.0233 | 0.00233 |
从图2可以看出,采用小天体自旋角速度动力学估计方法获得自旋角速度估计误差约为7X10-5o/s,估计误差约为初始误差的3%,结果说明小天体自旋角速度动力学估计方法,能够精确快速地获得小天体的自旋角速度信息,实现自旋角速度高精度估计。
以上所述的具体描述,对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明,所应理解的是,以上所述仅为本发明的具体实施例而已,并不用于限定本发明的保护范围,凡在本发明的精神和原则之内,所做的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种小天体自旋角速度动力学修正方法,其特征在于:包括如下步骤,
步骤1:将自旋角速度引入估计系统状态向量中,在小天体固连系下建立基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正状态模型;
步骤2:以器间测距为观测量,建立基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型;
步骤3:结合步骤1中的小天体自旋角速度动力学修正状态模型,以及步骤2中的基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型,采用非线性导航滤波算法对两颗探测器位置速度矢量以及小天体自旋角速度进行协同修正,得到修正后自旋角速度,同时得到修正后的探测器位置速度矢量。
2.如权利要求1所述的一种小天体自旋角速度动力学修正方法,其特征在于:还包括步骤4,利用步骤3修正后的自旋角速度构建小天体探测器控制系统状态模型,提高探测器在小天体固连坐标系下的轨道与姿态控制精度,提升绕飞与着陆任务安全性。
3.如权利要求1或2所述的一种小天体自旋角速度动力学修正方法,其特征在于:包括但不限于两颗探测器,当探测器为多颗时,将各个探测器在小天体固连坐标系下的位置速度矢量以及小天体自旋角速度作为待修正状态向量,通过测量各探测器之间的距离信息,实现小天体自旋角速度与各探测器位置速度动力学修正,利用修正后的自旋角速度构建小天体探测器控制系统状态模型,提高探测器在小天体固连坐标系下的轨道与姿态控制精度,提升绕飞与着陆任务安全性。
4.如权利要求3所述的一种小天体自旋角速度动力学修正方法,其特征在于:步骤1实现方法为,
两颗探测器在绕飞小天体过程中,需要依靠器间测距信息修正小天体自旋角速度,以及两颗探测器的位置与速度信息,待修正状态向量如式(1)所示
X=[r1,v1,r2,v2,ω]T (1)
在小天体固连坐标系下建立小天体自旋角速度动力学修正状态模型,如式(2)所示;
式中,r1,v1分别为探测器1的位置与速度矢量,r2,v2分别为探测器2的位置与速度矢量,ω为探测器的旋转角速度,ω=[0,0,ω]T为旋转角速度矢量,V为引力场势函数,如式(3)所示
式中,μ为小天体引力常数,r为探测器到小天体中心的距离,Pnm为勒让德多项式及其函数,n和m分别是多项式的次数和阶数,r0为小天体的参考半径,φ和λ分别为小天体的纬度和经度,Cnm和Snm为归一化的系数。
5.如权利要求4所述的一种小天体自旋角速度动力学修正方法,其特征在于:步骤2实现方法为,
两探测器在绕飞小天体的过程中,通过器间测量技术获得两探测器之间的相对距离,基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型如式(4)所示
y=|r1-r2|+υ (4)
式中,υ为测距误差。
6.如权利要求5所述的一种小天体自旋角速度动力学修正方法,其特征在于:步骤3实现方法为,
结合步骤1中的小天体自旋角速度动力学修正状态模型式(2),以及步骤2中的基于器间测量的小天体自旋角速度动力学修正观测模型式(7),采用非线性导航滤波算法对两颗探测器位置速度矢量以及小天体自旋角速度进行协同修正,得到修正后自旋角速度,同时得到修正后的探测器位置速度矢量。
7.如权利要求6所述的一种小天体自旋角速度动力学修正方法,其特征在于:步骤3中非线性导航滤波算法包括扩展卡尔曼滤波算法与无迹卡尔曼滤波算法。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201911152442.7A CN110733671B (zh) | 2019-11-22 | 2019-11-22 | 一种小天体自旋角速度动力学修正方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201911152442.7A CN110733671B (zh) | 2019-11-22 | 2019-11-22 | 一种小天体自旋角速度动力学修正方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN110733671A true CN110733671A (zh) | 2020-01-31 |
CN110733671B CN110733671B (zh) | 2021-01-08 |
Family
ID=69273505
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201911152442.7A Active CN110733671B (zh) | 2019-11-22 | 2019-11-22 | 一种小天体自旋角速度动力学修正方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN110733671B (zh) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112257343A (zh) * | 2020-10-22 | 2021-01-22 | 上海卫星工程研究所 | 一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及系统 |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3641347A (en) * | 1969-07-25 | 1972-02-08 | Tokyo Shibaura Electric Co | Apparatus for detecting the attitude of an artificial satellite |
WO2003036404A1 (en) * | 2001-10-26 | 2003-05-01 | Astrium Limited | Autonomous manoeuring for spinning spacecraft |
CN101344391A (zh) * | 2008-07-18 | 2009-01-14 | 北京工业大学 | 基于全功能太阳罗盘的月球车位姿自主确定方法 |
CN101762273A (zh) * | 2010-02-01 | 2010-06-30 | 北京理工大学 | 一种深空探测器软着陆自主光学导航方法 |
CN106767845A (zh) * | 2017-02-20 | 2017-05-31 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于地球高轨‑地月平动点异构星座的航天器导航方法 |
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 |
CN108279011A (zh) * | 2018-01-30 | 2018-07-13 | 北京理工大学 | 行星探测着陆轨迹综合优化方法 |
-
2019
- 2019-11-22 CN CN201911152442.7A patent/CN110733671B/zh active Active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3641347A (en) * | 1969-07-25 | 1972-02-08 | Tokyo Shibaura Electric Co | Apparatus for detecting the attitude of an artificial satellite |
WO2003036404A1 (en) * | 2001-10-26 | 2003-05-01 | Astrium Limited | Autonomous manoeuring for spinning spacecraft |
CN101344391A (zh) * | 2008-07-18 | 2009-01-14 | 北京工业大学 | 基于全功能太阳罗盘的月球车位姿自主确定方法 |
CN101762273A (zh) * | 2010-02-01 | 2010-06-30 | 北京理工大学 | 一种深空探测器软着陆自主光学导航方法 |
CN106767845A (zh) * | 2017-02-20 | 2017-05-31 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 基于地球高轨‑地月平动点异构星座的航天器导航方法 |
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 |
CN108279011A (zh) * | 2018-01-30 | 2018-07-13 | 北京理工大学 | 行星探测着陆轨迹综合优化方法 |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
崔平远等: "小天体软着陆自主光学导航与制导方法研究", 《宇航学报》 * |
崔平远等: "小天体附近轨道动力学与控制研究现状与展望", 《力学进展》 * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112257343A (zh) * | 2020-10-22 | 2021-01-22 | 上海卫星工程研究所 | 一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及系统 |
CN112257343B (zh) * | 2020-10-22 | 2023-03-17 | 上海卫星工程研究所 | 一种高精度地面轨迹重复轨道优化方法及系统 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN110733671B (zh) | 2021-01-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN110487301B (zh) | 一种雷达辅助机载捷联惯性导航系统初始对准方法 | |
CN107655476B (zh) | 基于多信息融合补偿的行人高精度足部导航方法 | |
CN108168574B (zh) | 一种基于速度观测的8位置捷联惯导系统级标定方法 | |
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 | |
CN109211269B (zh) | 一种双轴旋转惯导系统姿态角误差标定方法 | |
CN105371844B (zh) | 一种基于惯性/天文互助的惯性导航系统初始化方法 | |
CN114858189B (zh) | 捷联惯导系统陀螺漂移等效补偿方法 | |
CN113551668B (zh) | 一种航天器惯性/恒星星光矢量/星光折射组合导航方法 | |
CN107894241A (zh) | 一种基于椭球拟合的无人机磁传感器校准方法、无人机 | |
CN106441357A (zh) | 一种基于阻尼网络的单轴旋转sins轴向陀螺漂移校正方法 | |
CN109612460B (zh) | 一种基于静止修正的垂线偏差测量方法 | |
CN105910606A (zh) | 一种基于角速度差值的方向修正方法 | |
CN105737858A (zh) | 一种机载惯导系统姿态参数校准方法与装置 | |
CN109489661B (zh) | 一种卫星初始入轨时陀螺组合常值漂移估计方法 | |
CN112562077A (zh) | 一种融合pdr和先验地图的行人室内定位方法 | |
CN106052719A (zh) | 一种陀螺仪校准方法和装置 | |
CN110686684B (zh) | 一种小天体环绕探测器光学协同定轨方法 | |
CN108562305A (zh) | 一种惯性/天文深组合导航系统安装误差五位置快速粗标定方法 | |
CN112461262A (zh) | 一种校正三轴磁强计误差的装置和方法 | |
CN116448145A (zh) | 一种基于偏振矢量空间差分的航姿确定方法 | |
CN110058324B (zh) | 利用重力场模型的捷联式重力仪水平分量误差修正方法 | |
CN109631939A (zh) | 一种基于磁强计和加速度计的快速对准方法 | |
CN116222551A (zh) | 一种融合多种数据的水下导航方法及装置 | |
CN110733671B (zh) | 一种小天体自旋角速度动力学修正方法 | |
CN112284412B (zh) | 一种避免欧拉转换奇异导致精度下降的地面静态对准方法 |
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 |