CN110763240A - 融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开的融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，属于深空探测技术领域。本发明实现方法为：建立无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型，在小天体接近过程开始后，先利用无轨道机动的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航；建立轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型，在接近过程持续T时间后，施加轨道机动，利用轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航；轨道机动施加完毕后，继续采用组成的无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航，直至小天体接近过程结束，即实现小天体接近高精度光学导航，加快探测器状态误差收敛速度，满足小天体逼近探测的高精度要求。

Description

融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法
技术领域
本发明涉及一种融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，属于深空探测技术领域。
背景技术
小天体接近段是小天体探测的关键阶段，探测器在此阶段的导航性能决定了探测器能否安全精确地到达目标小天体。光学导航是目前接近段常用的导航方法，探测器通过星载相机获得小天体图像，进而确定小天体相对探测器的视线方向，以视线方向为观测量，结合探测器相对小行星的动力学方程，估计探测器相对小行星的位置与速度。然而在接近小天体的过程中，探测器相对小天体的运动轨迹近似为直线，这种几何构型使得光学相对导航的性能退化，精度降低。本专利旨在发明一种可以改善探测器相对小天体轨道几何构型、提高导航误差收敛速度与导航精度的小天体接近高精度光学导航方法，为未来小天体探测工程提供技术参考。
发明内容
本发明公开的融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法要解决的技术问题为：在探测器接近小天体的过程中，通过主动施加轨道机动，改变探测器相对小天体的轨道几何构型，利用轨道机动之前与轨道机动之后的光学观测数据，以及已知的轨道机动速度增量信息，实现探测器相对于小天体的高精度导航。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，建立无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型，在小天体接近过程开始后，先利用无轨道机动的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航。建立轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型，在接近过程持续T时间后，施加轨道机动，利用轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航。轨道机动施加完毕后，继续采用组成的无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航，直至小天体接近过程结束，即实现小天体接近高精度光学导航，加快探测器状态误差收敛速度，满足小天体逼近探测的高精度要求。
本发明公开的融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，包括如下步骤：
步骤1：建立无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型，在小天体接近过程开始后，先利用无轨道机动的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航。
小天体接近光学导航系统模型包含探测器的状态模型与光学观测模型。在小天体接近过程中，探测器的轨道动力学为太阳系下的二体动力学，探测器的状态方程如式(1)所示。
Figure BDA0002283885060000021
式中，r为探测器的位置矢量，v为探测器的速度矢量，μ为太阳的万有引力常数。
在小天体接近过程中，光学导航的有效观测量为小天体的视线方向，观测模型如式(2)所示。
Figure BDA0002283885060000022
式中，ra为小天体在太阳系下的位置矢量，通过小天体星历获得，为已知量；υ为观测误差矢量。
无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型由式(1)、(2)组成。在小天体接近过程开始后，先利用式(1)、(2)进行导航滤波，估计探测器的位置矢量r与速度矢量v。由于探测器的状态模型与光学观测模型均为非线性模型，因此选用非线性滤波算法估计探测器的位置矢量r与速度矢量v。
作为优选，步骤1中所述非线性滤波算法包括扩展卡尔曼滤波(EKF)算法或无迹卡尔曼滤波(UKF)算法。
步骤2：建立轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型，在接近过程持续T时间后，施加轨道机动，改变相对运动几何构型，增强光学观测维度，实现轨道机动时的小天体接近光学导航。
在接近过程持续T时间后，施加轨道机动，探测器发动机开机，将发动机产生的推力加速度引入探测器状态模型，得到轨道机动时的探测器状态模型，如式(3)所示。
Figure BDA0002283885060000031
式中，ac为轨道机动加速度矢量，为已知量。
在施加轨道机动时，改变相对运动几何构型，增强光学观测维度。即在施加轨道机动时光学观测模型不发生变化，仍然如式(2)所示。则轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型由式(2)、(3)组成。在施加轨道机动时，利用式(2)、(3)进行导航滤波，估计探测器的位置矢量r与速度矢量v。此时，仍选用非线性滤波算法估计探测器的位置矢量r与速度矢量v，即实现轨道机动时的小天体接近光学导航。
步骤3：轨道机动施加完毕后，继续采用无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航。
步骤4：通过步骤1～3分别获得探测器接近小天体过程中轨道机动施加前、轨道机动施加时、轨道机动时间后的位置与速度矢量，实现小天体接近高精度光学导航，进而加快探测器状态误差收敛速度，满足小天体逼近探测的高精度要求。
有益效果
1、本发明公开的融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，通过小天体的视线方向信息估计着陆器相对小天体的位置与速度，满足小天体探测任务对探测器状态确定的需求。
2、本发明公开的融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，主动施加轨道机动，改变相对运动几何构型，融合已知的轨道加速度信息，通过轨道机动前、轨道机动时、轨道机动后的光学导航，增强光学观测维度，能够提高光学导航精度、加快探测器状态误差收敛速度，进而满足小天体逼近探测的高精度要求。
附图说明
图1为融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法流程图；
图2为具体实施方式中探测器相对小天体的位置与速度误差变化，其中实线为采用融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法的误差变化，点线为没有融合轨道机动数据的小天体接近光学导航的误差变化(a)为探测器相对小天体x方向位置误差，(b)为探测器相对小天体x方向速度误差，(c)为探测器相对小天体y方向位置误差，(d)为探测器相对小天体y方向速度误差，(e)为探测器相对小天体z方向位置误差，(f)为探测器相对小天体z方向速度误差。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实施例对发明内容做进一步说明。
如图1所示，本实例针对融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，主动施加轨道机动，融合已知的轨道机动加速度信息，实现探测器在接近小天体过程中的高精度光学导航。本实例公开的融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，具体实施方法如下：
步骤1：建立无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型，在小天体接近过程开始后，先利用无轨道机动的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航。
小天体接近光学导航系统模型包含探测器的状态模型与光学观测模型。在小天体接近过程中，探测器的轨道动力学为太阳系下的二体动力学，探测器的状态方程如式(1)所示。
Figure BDA0002283885060000041
式中，r为探测器的位置矢量，v为探测器的速度矢量，μ为太阳的万有引力常数。
在小天体接近过程中，光学导航的有效观测量为小天体的视线方向，观测模型如式(2)所示。
Figure BDA0002283885060000042
式中，ra为小天体在太阳系下的位置矢量，通过小天体星历获得，为已知量；υ为观测误差矢量。
无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型由式(1)、(2)组成。在小天体接近过程开始后，先利用式(1)、(2)进行导航滤波，估计探测器的位置矢量r与速度矢量v。由于探测器的状态模型与光学观测模型均为非线性模型，因此选用非线性滤波算法估计探测器的位置矢量r与速度矢量v。
步骤1中所述非线性滤波算法包括扩展卡尔曼滤波(EKF)算法或无迹卡尔曼滤波(UKF)算法。
步骤2：建立轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型，在接近过程持续T时间后，施加轨道机动，改变相对运动几何构型，增强光学观测维度，实现轨道机动时的小天体接近光学导航。
在接近过程持续T时间后，施加轨道机动，探测器发动机开机，将发动机产生的推力加速度引入探测器状态模型，得到轨道机动时的探测器状态模型，如式(3)所示。
Figure BDA0002283885060000051
式中，ac为轨道机动加速度矢量，为已知量。
在施加轨道机动时，改变相对运动几何构型，增强光学观测维度。即在施加轨道机动时光学观测模型不发生变化，仍然如式(2)所示。则轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型由式(2)、(3)组成。在施加轨道机动时，利用式(2)、(3)进行导航滤波，估计探测器的位置矢量r与速度矢量v。此时，仍选用非线性滤波算法估计探测器的位置矢量r与速度矢量v，即实现轨道机动时的小天体接近光学导航。
步骤3：轨道机动施加完毕后，继续采用无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航。
步骤4：通过步骤1～3分别获得探测器接近小天体过程中轨道机动施加前、轨道机动施加时、轨道机动时间后的位置与速度矢量，实现小天体接近高精度光学导航，进而加快探测器状态误差收敛速度，满足小天体逼近探测的高精度要求。
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 均值
探测器相对小天体的初始估计位置(km) (-10000,100000,10000)
探测器相对小天体的初始估计速度(km/s) (0.1,-0.6,-0.1)
初始相对位置误差(km) (500,500,500)
初始相对速度误差(km/s) (0.001,0.001,0.001)
发动机推力加速度(km/s<sup>2</sup>) 0.03
轨道机动持续时间(s) 60
采用融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法获得的探测器相对小天体的位置和速度精度，以及无轨道机动时的探测器相对小天体的位置和速度精度如表2所示。表中，x，y，z为探测器位置矢量r的三轴分量，vx，vy，vz探测器速度矢量v的三轴分量，对比方法是指不施加轨道机动时的光学导航方法，本专利方法是指融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法。
表2融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法
从图2和表2可以看出，采用融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，能够精确估计出探测器相对小天体的位置以速度，三轴位置精度在0.1km量级，三轴速度精度在1mm/s量级，且施加轨道机动后，状态误差迅速收敛，提高导航收敛速度。说明融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，能够精确快速地获得探测器相对小天体的位置及速度信息，实现高精度光学导航。
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 (4)

1.融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，其特征在于：包括如下步骤，
步骤1：建立无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型，在小天体接近过程开始后，先利用无轨道机动的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航；
步骤2：建立轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型，在接近过程持续T时间后，施加轨道机动，改变相对运动几何构型，增强光学观测维度，实现轨道机动时的小天体接近光学导航；
步骤3：轨道机动施加完毕后，继续采用无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型进行光学导航；
步骤4：通过步骤1～3分别获得探测器接近小天体过程中轨道机动施加前、轨道机动施加时、轨道机动时间后的位置与速度矢量，实现小天体接近高精度光学导航，进而加快探测器状态误差收敛速度，满足小天体逼近探测的高精度要求。
2.如权利要求1所述的融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，其特征在于：步骤1实现方法为，
小天体接近光学导航系统模型包含探测器的状态模型与光学观测模型；在小天体接近过程中，探测器的轨道动力学为太阳系下的二体动力学，探测器的状态方程如式(1)所示；
Figure FDA0002283885050000011
式中，r为探测器的位置矢量，v为探测器的速度矢量，μ为太阳的万有引力常数；
在小天体接近过程中，光学导航的有效观测量为小天体的视线方向，观测模型如式(2)所示；
Figure FDA0002283885050000012
式中，ra为小天体在太阳系下的位置矢量，通过小天体星历获得，为已知量；υ为观测误差矢量；
无轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型由式(1)、(2)组成；在小天体接近过程开始后，先利用式(1)、(2)进行导航滤波，估计探测器的位置矢量r与速度矢量v；由于探测器的状态模型与光学观测模型均为非线性模型，因此选用非线性滤波算法估计探测器的位置矢量r与速度矢量v。
3.如权利要求2所述的融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，其特征在于：步骤2实现方法为，
在接近过程持续T时间后，施加轨道机动，探测器发动机开机，将发动机产生的推力加速度引入探测器状态模型，得到轨道机动时的探测器状态模型，如式(3)所示；
Figure FDA0002283885050000021
式中，ac为轨道机动加速度矢量，为已知量；
在施加轨道机动时，改变相对运动几何构型，增强光学观测维度；即在施加轨道机动时光学观测模型不发生变化，仍然如式(2)所示；则轨道机动时的小天体接近光学导航系统模型由式(2)、(3)组成；在施加轨道机动时，利用式(2)、(3)进行导航滤波，估计探测器的位置矢量r与速度矢量v；此时，仍选用非线性滤波算法估计探测器的位置矢量r与速度矢量v，即实现轨道机动时的小天体接近光学导航。
4.如权利要求2或3所述的融合轨道机动数据的小天体接近高精度光学导航方法，其特征在于：步骤1中所述非线性滤波算法包括扩展卡尔曼滤波算法或无迹卡尔曼滤波算法。
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