CN111238536B - 一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法 - Google Patents

一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法 Download PDF

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CN111238536B CN202010117435.XA CN202010117435A CN111238536B CN 111238536 B CN111238536 B CN 111238536B CN 202010117435 A CN202010117435 A CN 202010117435A CN 111238536 B CN111238536 B CN 111238536B
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Abstract

本发明公开了一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，使火星探测器在地火转移段绕日飞行过程中，不依靠地面支持而仅依靠自身所携带的太阳敏感器和火星敏感器完成轨道确定。火星探测器根据轨道递推模型进行轨道外推；在利用火星敏感器对火星探测器相对火星的位置进行测量的同时，引入太阳矢量的测量来进一步约束轨道外推误差。与现有技术相比，其有益效果是：本发明轨道确定方法使火星探测器可以在跟踪火星目标丢失或火星敏感器故障的情况下获取稳定的观测量，增加了轨道自主确定的可靠性。

Description

一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法
技术领域
本发明涉及一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，用于火星探测器地火转移绕日飞行过程中的自主轨道确定，尤其是当跟踪火星目标丢失或火星敏感器故障模式中，仅依靠对太阳矢量的测量，完成短期轨道计算。
背景技术
火星探测器在地火转移绕日飞行过程中，需要实时计算火星探测器位置速度，以保证整器姿态基准计算及任务成功。
国内无火星探测经验，地球卫星轨道计算一般根据地面测定轨提供轨道初值，在线进行轨道递推或利用器载GNSS设备解算高精度轨道数据。然而对于火星探测器而言，具有器地距离远，无GNSS可用的特点，单纯借鉴地球卫星的轨道计算方法存在可测窗口狭窄，无GNSS可用，信息延迟大，自主性差的问题，为提高火星探测器轨道计算的可靠性，需要降低对地面的依赖度，实现自主导航。
此外，火星探测器在地火转移段飞行过程中，由于太阳，火星探测器及火星三者之间的相位变化，需对火星进行实时跟踪以保证导航的连续性，而一旦姿态失稳，丢失火星目标，则造成导航中断，考虑太阳的稳定性，在导航过程中引入太阳矢量，除了具有优化观测构型的功能外，还能在火星目标丢失情况下维持短期的导航计算。
随着深空探测任务对探测器轨道计算自主性要求的不断提高，需要结合探测任务特点，在设计阶段开展自主导航观测目标的冗余选取，导航构型的构建内容，因此，可以研究一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法。
发明内容
本发明的目的在于：克服现有技术的不足，提出了一种一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，用于火星探测器在飞行全过程星敏感器与陀螺联合标定。
为了解决上述技术问题，本发明通过以下的技术方案实现：
一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，包括如下步骤：
(1)令火星探测器在器箭分离后进行速率阻尼；使火星探测器相对惯性空间的位置保持不变；
(2)向火星探测器的三轴飞轮均发送固定转速指令，使得火星探测器具备捕获太阳的初始条件；对三轴飞轮均发送2转/分钟的固定转速指令。
(3)速率阻尼结束后，火星探测器上自主判断是否在阴影区，如果在阴影区，维持器体稳定，等待出阴影后继续动作；
如果在阳照区，利用火星探测器上装备的太阳敏感器系统进行太阳捕获，获取太阳矢量；
(4)当火星探测器稳定捕获太阳后，火星探测器上自主启用基于太阳矢量的自主导航算法，实时计算火星探测器的位置和速度；火星探测器稳定捕获太阳的判断条件为太阳敏感器连续10分钟输出有效太阳矢量信息。
(5)火星探测器上实时判断器火距离是否启用火星捕获和跟踪，能够启动火星捕获和跟踪时，通过火星捕获跟踪方法完成火星敏感器对火星的捕获和跟踪；判断门限为器火距离小于1000万公里且大于500万公里，火星信息连续5分钟正常。所述器火距离是指火星探测器和火星之间的距离。
(6)火星探测器上实时判断是否启用太阳矢量+火星信息的导航算法；判断门限为器火距离小于500万公里。
(7)火星探测器上实时判断火星是否跟踪失败，如果跟踪失败，返回步骤(4)太阳矢量导航模式，并在稳定后自主捕获，跟踪火星。跟踪失败的判断门限为火星探测器连续30秒火星信息输出异常，判定火星跟踪失败，火星重捕稳定条件为火星信息连续15分钟正常。
进一步的，启用基于太阳矢量的自主导航算法，实时计算火星探测器的位置和速度，具体包括如下步骤：
第一步，利用前一拍数据对火星探测器位置、速度进行一步预测；
①计算地器距离rEP、火器距离rMP以及模值，具体如下：
Figure GDA0003559173340000031
Figure GDA0003559173340000032
Figure GDA0003559173340000033
Figure GDA0003559173340000034
Figure GDA0003559173340000035
其中，
Figure GDA0003559173340000036
为位置矢量，地球位置矢量
Figure GDA0003559173340000037
火星位置矢量
Figure GDA0003559173340000038
②计算地球引力fe、火星引力fm
Figure GDA0003559173340000039
其中，地球引力常数μe，火星引力常数μm；
③计算参数K1
Figure GDA00035591733400000310
日心J2000惯性系下火星探测器的状态量
Figure GDA00035591733400000311
Figure GDA00035591733400000312
其中
Figure GDA00035591733400000313
为位置矢量，
Figure GDA0003559173340000041
为速度矢量；μs是太阳引力常数；
④计算参数K2
令X′＝X+0.5K1，
Figure GDA0003559173340000042
其中，计算周期为T；
⑤计算参数K3
令X″＝X+0.207106781186548K1+0.292893218813452K2
Figure GDA0003559173340000043
⑥计算参数K4
令X″′＝X-0.707106781186548K2+1.707106781186548K3
Figure GDA0003559173340000044
⑦状态量预测
Figure GDA0003559173340000051
第二步，计算探测器指向火星的矢量
Figure GDA0003559173340000052
Figure GDA0003559173340000053
第三步，计算太阳矢量：
Figure GDA0003559173340000054
Figure GDA0003559173340000055
其中，地心J2000惯性系到探测器本体坐标系的姿态转换矩阵TGN2I；s为测量的太阳矢量；s′为计算的太阳矢量；
第四步，导航增益计算
①求状态转移矩阵Φ，步骤如下：
Figure GDA0003559173340000056
Figure GDA0003559173340000057
Figure GDA0003559173340000058
Figure GDA0003559173340000059
Figure GDA00035591733400000510
Figure GDA0003559173340000061
Φ51＝Φ42
Figure GDA0003559173340000062
Figure GDA0003559173340000063
Φ61＝Φ43
Φ62＝Φ53
Figure GDA0003559173340000064
Figure GDA0003559173340000065
其中，Φ41、Φ42、Φ43、Φ51、Φ52、Φ53、Φ61、Φ62、Φ63为矩阵元素，矩阵里面T为计算周期；
②观测方程的计算矩阵H取值如下：
Figure GDA0003559173340000066
Figure GDA0003559173340000067
Figure GDA0003559173340000068
其中，
Figure GDA0003559173340000069
为估计方差的预测值，PK-1为当前周期的更新值，
矩阵
Figure GDA0003559173340000071
观测量的噪声矩阵：
Figure GDA0003559173340000072
③修正量计算：
ΔX＝KCN(s-s′)
④探测器位置和速度更新：
Figure GDA0003559173340000073
Figure GDA0003559173340000074
I为单位矩阵。
进一步的，通过火星捕获跟踪方法完成火星敏感器对火星的捕获和跟踪，具体包括如下步骤：
1)计算火星敏感器光轴与火星探测器指向火星矢量的夹角：
Figure GDA0003559173340000075
ls是火星敏感器光轴；
2)计算火星敏感器光轴与火星探测器指向火星矢量所在平面的法向：
Figure GDA0003559173340000076
3)计算跟踪修正姿态：
Figure GDA0003559173340000081
4)计算跟踪姿态：
Figure GDA0003559173340000082
其中qbi为火星探测器当前姿态。
进一步的，太阳矢量+火星信息的导航算法，具体包括两部分：
第一部分，与步骤(4)基于太阳矢量的自主导航算法相同，包括：
(1)利用前一拍数据对火星探测器位置、速度进行一步预测：
①计算地器距离
Figure GDA0003559173340000086
火器距离
Figure GDA0003559173340000087
以及模值；
②计算地球引力fe、火星引力fm；
③计算参数K1、K2、K3、K4；
④状态量预测
(2)计算探测器指向火星的矢量
Figure GDA0003559173340000088
(3)计算火星质心坐标及太阳矢量；
(4)导航增益计算
①求状态转移矩阵Φ。从此步骤之前的均与步骤(4)基于太阳矢量的自主导航算法相同，从此步骤之后为太阳矢量+火星信息的导航算法特殊之处。
具体为：
②求观测方程的计算矩阵，下式中aij取矩阵TGN2I中内容，i表示矩阵的行，j表示矩阵的列；
Figure GDA0003559173340000083
Figure GDA0003559173340000084
Figure GDA0003559173340000085
Figure GDA0003559173340000091
Figure GDA0003559173340000092
Figure GDA0003559173340000093
Figure GDA0003559173340000094
Figure GDA0003559173340000095
Figure GDA0003559173340000096
其中，f是导航敏感器的焦距；
Figure GDA0003559173340000097
Figure GDA0003559173340000098
Figure GDA0003559173340000099
③修正量计算：
Figure GDA00035591733400000910
④探测器位置和速度更新：
Figure GDA0003559173340000101
Figure GDA0003559173340000102
本发明采用的方法与现有技术相比，其优点和有益效果是：
(1)本发明通过一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，解决了火星探测器从初始入轨到近火捕获前的自主导航问题，使得火星探测器在地火转移段全程均具备器上自主轨道计算的能力。
(2)本发明轨道确定方法使火星探测器可以在跟踪火星目标丢失或火星敏感器故障的情况下获取稳定的观测量，增加了轨道自主确定的可靠性。
(3)本发明通过设计火星跟踪算法，使得火星能够维持在火星敏感器像面中心，一方面提高对火星观测的稳定性，另一方面火星处于火星敏感器像面中心能够提高火星敏感器解算导航信息的精度。
附图说明
图1为本发明的方法流程图。
具体实施方式
如图1所示，本发明提出的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，包括如下步骤：
(1)令火星探测器在器箭分离后进行速率阻尼；完成速率阻尼，使火星探测器相对惯性空间的位置保持不变；
(2)向火星探测器的三轴飞轮均发送固定转速指令，使得火星探测器具备捕获太阳的初始条件；对三轴飞轮均发送2转/分钟的固定转速指令。
(3)速率阻尼结束后，火星探测器上自主判断是否在阴影区，如果在阴影区，维持器体稳定，等待出阴影后继续动作；
如果在阳照区，利用火星探测器上装备的太阳敏感器系统进行太阳捕获，获取太阳矢量；
(4)当火星探测器稳定捕获太阳后，火星探测器上自主启用基于太阳矢量的自主导航算法，实时计算火星探测器的位置和速度；
火星探测器稳定捕获太阳的判断条件为太阳敏感器连续10分钟输出有效太阳矢量信息。
启用基于太阳矢量的自主导航算法，实时计算火星探测器的位置和速度，具体包括如下步骤：
第一步，利用前一拍数据对火星探测器位置、速度进行一步预测；
①计算地器距离rEP、火器距离rMP以及模值，具体如下：
Figure GDA0003559173340000111
Figure GDA0003559173340000112
Figure GDA0003559173340000113
Figure GDA0003559173340000114
Figure GDA0003559173340000115
其中，
Figure GDA0003559173340000116
为位置矢量，地球位置矢量
Figure GDA0003559173340000117
火星位置矢量
Figure GDA0003559173340000118
②计算地球引力fe、火星引力fm
Figure GDA0003559173340000119
Figure GDA0003559173340000121
其中，地球引力常数μe，火星引力常数μm；
③计算参数K1
Figure GDA0003559173340000122
日心J2000惯性系下火星探测器的状态量
Figure GDA0003559173340000123
Figure GDA0003559173340000124
其中
Figure GDA0003559173340000125
为位置矢量，
Figure GDA0003559173340000126
为速度矢量；μs是太阳引力常数；
④计算参数K2
令X′＝X+0.5K1，
Figure GDA0003559173340000127
其中，计算周期为T；
⑤计算参数K3
令X″＝X+0.207106781186548K1+0.292893218813452K2
Figure GDA0003559173340000131
⑥计算参数K4
令X″′＝X-0.707106781186548K2+1.707106781186548K3
Figure GDA0003559173340000132
⑦状态量预测
Figure GDA0003559173340000133
第二步，计算探测器指向火星的矢量
Figure GDA0003559173340000134
Figure GDA0003559173340000135
第三步，计算太阳矢量：
Figure GDA0003559173340000136
Figure GDA0003559173340000141
其中，地心J2000惯性系到探测器本体坐标系的姿态转换矩阵TGN2I；s为测量的太阳矢量；s′为计算的太阳矢量；
第四步，导航增益计算
①求状态转移矩阵Φ，步骤如下：
Figure GDA0003559173340000142
Figure GDA0003559173340000143
Figure GDA0003559173340000144
Figure GDA0003559173340000145
Figure GDA0003559173340000146
Figure GDA0003559173340000147
Φ51＝Φ42
Figure GDA0003559173340000148
Figure GDA0003559173340000149
Φ61＝Φ43
Φ62＝Φ53
Figure GDA00035591733400001410
Figure GDA0003559173340000151
其中，Φ41、Φ42、Φ43、Φ51、Φ52、Φ53、Φ61、Φ62、Φ63为矩阵元素，矩阵里面T为计算周期；
②观测方程的计算矩阵H取值如下：
Figure GDA0003559173340000152
Figure GDA0003559173340000153
Figure GDA0003559173340000154
其中，
Figure GDA0003559173340000155
为估计方差的预测值，PK-1为当前周期的更新值，
矩阵
Figure GDA0003559173340000156
观测量的噪声矩阵：
Figure GDA0003559173340000157
③修正量计算：
ΔX＝KCN(s-s′)
④探测器位置和速度更新：
Figure GDA0003559173340000158
Figure GDA0003559173340000161
变量说明及常数值：
I为单位矩阵，地球位置矢量
Figure GDA0003559173340000162
火星位置矢量
Figure GDA0003559173340000163
地球引力常数μe，火星引力常数μm；日心J2000惯性系下器火矢量
Figure GDA0003559173340000164
光学火星敏感器输出的火星质心坐标以及视半径[p,l,s]；计算周期T；日心J2000惯性系下火星探测器的状态量
Figure GDA0003559173340000165
(
Figure GDA0003559173340000166
其中
Figure GDA0003559173340000167
为位置矢量，
Figure GDA0003559173340000168
为速度矢量)；地心J2000惯性系到探测器本体坐标系的姿态转换矩阵TGN2I；s为测量的太阳矢量；s′为计算的太阳矢量。
μe＝403503
μm＝42828.4
Figure GDA0003559173340000169
Figure GDA00035591733400001610
观测量的噪声矩阵：
Figure GDA00035591733400001611
(5)火星探测器上实时判断器火距离是否启用火星捕获和跟踪，能够启动火星捕获和跟踪时，通过火星捕获跟踪方法完成火星敏感器对火星的捕获和跟踪；判断门限为器火距离小于1000万公里且大于500万公里，火星信息连续5分钟正常。所述器火距离是指火星探测器和火星之间的距离。
通过火星捕获跟踪方法完成火星敏感器对火星的捕获和跟踪，具体包括如下步骤：
1)计算火星敏感器光轴与火星探测器指向火星矢量的夹角：
Figure GDA0003559173340000171
ls是火星敏感器光轴；
2)计算火星敏感器光轴与火星探测器指向火星矢量所在平面的法向：
Figure GDA0003559173340000172
3)计算跟踪修正姿态：
Figure GDA0003559173340000173
4)计算跟踪姿态：
Figure GDA0003559173340000174
其中qbi为火星探测器当前姿态。
(6)火星探测器上实时判断是否启用太阳矢量+火星信息的导航算法；判断门限为器火距离小于500万公里。
太阳矢量+火星信息的导航算法，具体包括两部分：
第一部分，与所述基于太阳矢量的自主导航算法相同，具体如下：
(1)利用前一拍数据对火星探测器位置、速度进行一步预测：
①计算地器距离rEP、火器距离rMP以及模值，具体如下：
②计算地球引力fe、火星引力fm；
③计算参数K1、K2、K3、K4；
④状态量预测
(2)计算探测器指向火星的矢量
Figure GDA0003559173340000175
(3)计算火星质心坐标及太阳矢量；
(4)导航增益计算；
①求状态转移矩阵Φ；从此步骤之前与所述基于太阳矢量的自主导航算法相同，从此步骤之后为加入火星信息的导航算法部分，
具体如下：
②求观测方程的计算矩阵，下式中aij取矩阵TGN2I中内容，i表示矩阵的行，j表示矩阵的列；
Figure GDA0003559173340000181
Figure GDA0003559173340000182
Figure GDA0003559173340000183
Figure GDA0003559173340000184
Figure GDA0003559173340000185
Figure GDA0003559173340000186
Figure GDA0003559173340000187
其中，f是导航敏感器的焦距；
Figure GDA0003559173340000188
Figure GDA0003559173340000189
Figure GDA00035591733400001810
③修正量计算：
Figure GDA0003559173340000191
④探测器位置和速度更新：
Figure GDA0003559173340000192
Figure GDA0003559173340000193
变量说明及常数值：
地球位置矢量
Figure GDA0003559173340000194
火星位置矢量
Figure GDA0003559173340000195
地球引力常数μe，火星引力常数μm；日心J2000惯性系下器火矢量
Figure GDA0003559173340000196
光学火星敏感器输出的火星质心坐标以及视半径[p,l,s]；计算周期T；日心J2000惯性系下火星探测器的状态量
Figure GDA0003559173340000197
((
Figure GDA0003559173340000198
其中
Figure GDA0003559173340000199
为位置矢量，
Figure GDA00035591733400001910
为速度矢量)；地心J2000惯性系到探测器本体坐标系的姿态转换矩阵TGN2I；s为测量的太阳矢量；s′为计算的太阳矢量。
μe＝403503，μm＝42828.4，RM＝3396，k＝36563
Figure GDA00035591733400001911
Figure GDA00035591733400001912
Figure GDA0003559173340000201
(7)火星探测器上实时判断火星是否跟踪失败，如果跟踪失败，返回步骤(4)太阳矢量导航模式，并在稳定后自主捕获，跟踪火星。
跟踪失败的判断门限为火星探测器连续30秒火星信息输出异常，判定火星跟踪失败，火星重捕稳定条件为火星信息连续15分钟正常。
给出本发明实施例，当火星探测器在器箭分离后，首先对火星探测器器体的角速度进行速率阻尼，使火星探测器器体角速度满足捕获太阳控制的需求，之后进行精确捕获太阳控制。
稳定捕获到太阳后，器上自主启用仅太阳矢量的自主导航程序，仅利用太阳矢量进行火星探测器位置，速度的估计。
当器上判断火星探测器与火星之间的距离小于1000万公里且大于500万公里时，器上自主启用火星捕获，跟踪算法，完成对火星目标的稳定跟踪。
当器上判断火星探测器与火星之间的距离小于500万公里，器上转太阳矢量+火星信息的自主导航算法。
当器上判断火星目标跟踪丢失后，自主退回仅太阳矢量的自主导航程序，并在导航稳定输出后，启用火星重捕跟踪程序。
本发明通过考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，解决了火星探测器从初始入轨到近火捕获前的自主导航问题，使得火星探测器在地火转移段全程均具备器上自主轨道计算的能力。同时，本发明轨道确定方法使火星探测器可以在跟踪火星目标丢失或火星敏感器故障的情况下获取稳定的观测量，增加了轨道自主确定的可靠性。

Claims (10)

1.一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)令火星探测器在器箭分离后进行速率阻尼；
(2)向火星探测器的三轴飞轮均发送固定转速指令，使得火星探测器具备捕获太阳的初始条件；
(3)速率阻尼结束后，火星探测器上自主判断是否在阴影区，如果在阴影区，维持器体稳定，等待出阴影后继续动作；
如果在阳照区，利用火星探测器上装备的太阳敏感器系统进行太阳捕获，获取太阳矢量；
(4)当火星探测器稳定捕获太阳后，火星探测器上自主启用基于太阳矢量的自主导航算法，实时计算火星探测器的位置和速度；
(5)火星探测器上实时判断器火距离是否启用火星捕获和跟踪，能够启动火星捕获和跟踪时，通过火星捕获跟踪方法完成火星敏感器对火星的捕获和跟踪；
(6)火星探测器上实时判断是否启用太阳矢量+火星信息的导航算法；
(7)火星探测器上实时判断火星是否跟踪失败，如果跟踪失败，返回步骤(4)太阳矢量导航模式，并在稳定后自主捕获，跟踪火星。
2.根据权利要求1所述的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：所述步骤(1)中完成速率阻尼，使火星探测器相对惯性空间的位置保持不变；所述步骤(2)中对三轴飞轮均发送2转/分钟的固定转速指令。
3.根据权利要求1所述的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：所述步骤(4)中，火星探测器稳定捕获太阳的判断条件为太阳敏感器连续10分钟输出有效太阳矢量信息。
4.根据权利要求1所述的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：所述步骤(4)启用基于太阳矢量的自主导航算法，实时计算火星探测器的位置和速度，具体包括如下步骤：
第一步，利用前一拍数据对火星探测器位置、速度进行一步预测；
①计算地器距离rEP、火器距离rMP以及模值，具体如下：
Figure FDA0003559173330000021
Figure FDA0003559173330000022
Figure FDA0003559173330000023
Figure FDA0003559173330000024
Figure FDA0003559173330000025
其中，
Figure FDA0003559173330000026
为火星探测器位置矢量，地球位置矢量
Figure FDA0003559173330000027
火星位置矢量
Figure FDA0003559173330000028
②计算地球引力fe、火星引力fm
Figure FDA0003559173330000029
Figure FDA00035591733300000210
其中，地球引力常数μe，火星引力常数μm；
③计算参数K1
Figure FDA0003559173330000031
日心J2000惯性系下火星探测器的状态量
Figure FDA0003559173330000032
Figure FDA0003559173330000033
其中
Figure FDA0003559173330000034
为火星探测器位置矢量，
Figure FDA0003559173330000035
为火星探测器速度矢量；μs是太阳引力常数；
④计算参数K2
令X′＝X+0.5K1，
Figure FDA0003559173330000036
其中，计算周期为T；
⑤计算参数K3
令X″＝X+0.207106781186548K1+0.292893218813452K2
Figure FDA0003559173330000037
⑥计算参数K4
令X″′＝X-0.707106781186548K2+1.707106781186548K3
Figure FDA0003559173330000041
⑦状态量预测
Figure FDA0003559173330000042
第二步，计算探测器指向火星的矢量
Figure FDA0003559173330000043
Figure FDA0003559173330000044
第三步，计算太阳矢量：
Figure FDA0003559173330000045
Figure FDA0003559173330000046
其中，地心J2000惯性系到探测器本体坐标系的姿态转换矩阵TGN2I；s为测量的太阳矢量；s′为计算的太阳矢量；
第四步，导航增益计算
①求状态转移矩阵Φ，步骤如下：
Figure FDA0003559173330000047
Figure FDA0003559173330000051
Figure FDA0003559173330000052
Figure FDA0003559173330000053
Figure FDA0003559173330000054
Figure FDA0003559173330000055
Φ51＝Φ42
Figure FDA0003559173330000056
Figure FDA0003559173330000057
Φ61＝Φ43
Φ62＝Φ53
Figure FDA0003559173330000058
Figure FDA0003559173330000059
其中，Φ41、Φ42、Φ43、Φ51、Φ52、Φ53、Φ61、Φ62、Φ63为矩阵元素，矩阵里面T为计算周期；
②观测方程的计算矩阵H取值如下：
Figure FDA00035591733300000510
Figure FDA00035591733300000511
Figure FDA0003559173330000061
其中，
Figure FDA0003559173330000062
为估计方差的预测值，PK-1为当前周期的更新值，
矩阵
Figure FDA0003559173330000063
观测量的噪声矩阵：
Figure FDA0003559173330000064
③修正量计算：
ΔX＝KCN(s-s′)
④探测器位置和速度更新：
Figure FDA0003559173330000065
Figure FDA0003559173330000066
I为单位矩阵。
5.根据权利要求1所述的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：步骤(5)中，判断门限为器火距离小于1000万公里且大于500万公里，火星信息连续5分钟正常。
6.根据权利要求1或5所述的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：所述器火距离是指火星探测器和火星之间的距离。
7.根据权利要求4所述的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：通过火星捕获跟踪方法完成火星敏感器对火星的捕获和跟踪，具体包括如下步骤：
1)计算火星敏感器光轴与火星探测器指向火星矢量的夹角：
Figure FDA0003559173330000071
ls是火星敏感器光轴；
2)计算火星敏感器光轴与火星探测器指向火星矢量所在平面的法向：
Figure FDA0003559173330000072
3)计算跟踪修正姿态：
Figure FDA0003559173330000073
4)计算跟踪姿态：
Figure FDA0003559173330000074
其中qbi为火星探测器当前姿态。
8.根据权利要求1所述的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：步骤(6)中，判断门限为器火距离小于500万公里。
9.根据权利要求4所述的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：太阳矢量+火星信息的导航算法，具体包括如下步骤：
(1)利用前一拍数据对火星探测器位置、速度进行一步预测：
①计算地器距离
Figure FDA0003559173330000075
火器距离rMP以及模值，具体如下：
Figure FDA0003559173330000076
Figure FDA0003559173330000077
Figure FDA0003559173330000078
Figure FDA0003559173330000079
Figure FDA00035591733300000710
②计算地球引力fe、火星引力fm
Figure FDA0003559173330000081
Figure FDA0003559173330000082
③计算参数K1
Figure FDA0003559173330000083
④计算参数K2
令X′＝X+0.5K1，
Figure FDA0003559173330000084
⑤计算参数K3
令X″＝X+0.207106781186548K1+0.292893218813452K2
Figure FDA0003559173330000091
⑥计算参数K4
令X″′＝X-0.707106781186548K2+1.707106781186548K3
Figure FDA0003559173330000092
⑦状态量预测
Figure FDA0003559173330000093
(2)计算探测器指向火星的矢量
Figure FDA0003559173330000094
Figure FDA0003559173330000095
(3)计算火星质心坐标及太阳矢量：
Figure FDA0003559173330000096
Figure FDA0003559173330000101
其中，常数k＝36563；
(4)导航增益计算
①求状态转移矩阵Φ，步骤如下：
Figure FDA0003559173330000102
Figure FDA0003559173330000103
Figure FDA0003559173330000104
Figure FDA0003559173330000105
Figure FDA0003559173330000106
Figure FDA0003559173330000107
Φ51＝Φ42
Figure FDA0003559173330000108
Figure FDA0003559173330000109
Φ61＝Φ43
Φ62＝Φ53
Figure FDA00035591733300001010
Figure FDA0003559173330000111
②求观测方程的计算矩阵，下式中aij取矩阵TGN2I中内容，i表示矩阵的行，j表示矩阵的列；
Figure FDA0003559173330000112
Figure FDA0003559173330000113
Figure FDA0003559173330000114
Figure FDA0003559173330000115
Figure FDA0003559173330000116
Figure FDA0003559173330000117
Figure FDA0003559173330000118
Figure FDA0003559173330000119
Figure FDA00035591733300001110
其中，f是导航敏感器的焦距；
Figure FDA0003559173330000121
Figure FDA0003559173330000122
Figure FDA0003559173330000123
③修正量计算：
Figure FDA0003559173330000124
④探测器位置和速度更新：
Figure FDA0003559173330000125
Figure FDA0003559173330000126
10.根据权利要求1所述的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：步骤(7)中，跟踪失败的判断门限为火星探测器连续30秒火星信息输出异常，判定火星跟踪失败，火星重捕稳定条件为火星信息连续15分钟正常。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102168981A (zh) * 2011-01-13 2011-08-31 北京航空航天大学 一种深空探测器火星捕获段自主天文导航方法
CN102175241A (zh) * 2011-01-13 2011-09-07 北京航空航天大学 一种火星探测器巡航段自主天文导航方法
CN106767840A (zh) * 2016-11-18 2017-05-31 上海卫星工程研究所 火星探测接近段组合自主导航方法
WO2018005364A1 (en) * 2016-06-27 2018-01-04 Espacesynergy Llc System and method for communicating with deep space spacecraft using spaced based communications system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102168981A (zh) * 2011-01-13 2011-08-31 北京航空航天大学 一种深空探测器火星捕获段自主天文导航方法
CN102175241A (zh) * 2011-01-13 2011-09-07 北京航空航天大学 一种火星探测器巡航段自主天文导航方法
WO2018005364A1 (en) * 2016-06-27 2018-01-04 Espacesynergy Llc System and method for communicating with deep space spacecraft using spaced based communications system
CN106767840A (zh) * 2016-11-18 2017-05-31 上海卫星工程研究所 火星探测接近段组合自主导航方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《A New Autonomous Celestial Navigation Method for Mars Probe》;SONG Tingting等;《Sixth International Symposium on Instrumentation and Control Technology》;20061231;第63574N-1至63574N-6页 *
基于测速测角敏感器的火星探测器自主导航方法研究;刘瑞霞等;《深空探测学报》;20160731(第03期);第119-224页 *
火星探测器地火转移轨道误差分析与控制策略研究;周杰等;《中国宇航学会深空探测技术专业委员会第八届学术年会论文集》;20111231;第231-241页 *
火星探测器自主导航方法综述;宝音贺西等;《飞控与探测》;20180731(第01期);第34-40页 *
火星探测巡航段与捕获段光学自主导航方案与关键技术;王密等;《武汉大学学报(信息科学版)》;20160430(第04期);第434-442页 *

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