CN110733671B - 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 PDF

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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

一种小天体自旋角速度动力学修正方法
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。
Figure BDA0002283915500000021
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。
Figure BDA0002283915500000022
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。
Figure BDA0002283915500000041
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。
Figure BDA0002283915500000042
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 (5)

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；
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
Figure DEST_PATH_IMAGE002
（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；
Figure DEST_PATH_IMAGE004
（2）
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE006
，
Figure DEST_PATH_IMAGE008
分别为探测器1的位置与速度矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE010
，
Figure DEST_PATH_IMAGE012
分别为探测器2的位置与速度矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
为探测器的旋转角速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为旋转角速度矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为引力场势函数，如式（3）所示
Figure DEST_PATH_IMAGE020
（3）
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为小天体引力常数，
Figure DEST_PATH_IMAGE024
为探测器到小天体中心的距离，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
为勒让德多项式及其函数，
Figure DEST_PATH_IMAGE028
和
Figure DEST_PATH_IMAGE030
分别是多项式的次数和阶数，
Figure DEST_PATH_IMAGE032
为小天体的参考半径，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
和
Figure DEST_PATH_IMAGE036
分别为小天体的纬度和经度，
Figure DEST_PATH_IMAGE038
和
Figure DEST_PATH_IMAGE040
为归一化的系数；
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
Figure DEST_PATH_IMAGE042
（4）
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE044
为测距误差。
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：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。
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。
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