CN111351490A - 一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法 - Google Patents

一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法 Download PDF

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Abstract

一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，属于航天器自主导航技术领域，包括如下步骤：S1、建立第一惯性基准坐标系，利用着陆器的惯性测量单元输出的角度增量进行姿态外推，获得着陆器的惯性姿态；S2、对着陆器的高度进行估计，对着陆器的天底向量进行第一状态估计；S3、根据着陆器的测速敏感器测量的速度和S1中所述的着陆器的惯性姿态，对着陆器的天底向量进行第二状态估计；S4、利用S2中所述高度估计和着陆器的天底向量第一状态估计、S3中所述着陆器的天底向量的第二状态估计，获得行星着陆过程的天底向量最终估计值，重建着陆器在行星着陆过程中的惯导基准。本发明方法对两种天底向量进行融合，有效地提高了基准重建的收敛速度。

Description

一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法
技术领域
本发明涉及一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，属于航天器自主导航技术领域。
背景技术
火星探测任务的进入、降落与着陆段(Entry，Descent，and Landing，简称EDL)是火星探测器近7亿千米旅途的最后6、7分钟，是火星表面探测任务的关键阶段，也是最困难的阶段。EDL技术也是火星表面探测任务的关键技术之一。从火星探测器以2万千米每小时的速度进入火星大气开始，经历大气减速，降落伞拖拽，动力减速等一系列的阶段，最终为了确保安全精确地降落在火星表面。火星探测的失败案例中较多是由于火星着陆器在下降着陆过程中出现意外，导致整个探测任务的失败。苏联的火星-6于1973年08月05日发射，着陆器在下降期间出现故障，失去了与地球的联系；美国1999年01月03日发射的火星极地着陆器，在着陆下降期间通信丧失，着陆器坠毁；欧空局在2003年6月2号发射的火星快车/猎兔犬-2的火星着陆器也在着陆过程中坠毁。可见火星着陆探测EDL过程技术是保证任务成功的关键技术，需要深入展开研究。
在EDL过程伞降过程中，动态极高，而且无法建立完善的动力学模型进行分析。这一过程的高动态导致IMU极易饱和甚至出现故障，而一段IMU出现饱和故障，将丧失姿态基准。而目前的着陆任务中在根据测距信息计算高度信息的，利用了惯导的姿态基准。一旦姿态丧失基准，高度信息解算错误就会影响任务的成功实施。2016年欧空局ExoMars火星任务的着陆器就是因为IMU出现饱和使得姿态基准丧失，造成了高度计算错误引发GNC指令执行错误，最终导致着陆器坠毁。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，包括如下步骤：S1、建立第一惯性基准坐标系，利用着陆器的惯性测量单元输出的角度增量进行姿态外推，获得着陆器的惯性姿态；S2、对着陆器的高度进行估计，对着陆器的天底向量进行第一状态估计；S3、根据着陆器的测速敏感器测量的速度和S1中所述的着陆器的惯性姿态，对着陆器的天底向量进行第二状态估计；S4、利用S2中所述高度估计和着陆器的天底向量第一状态估计、S3中所述着陆器的天底向量的第二状态估计，获得行星着陆过程的天底向量最终估计值，重建着陆器在行星着陆过程中的惯导基准。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，包括如下步骤：
S1、建立第一惯性基准坐标系，在第一惯性基准坐标系下利用着陆器的惯性测量单元输出的角度增量进行姿态外推，获得着陆器的惯性姿态；
S2、对着陆器的高度进行估计，对着陆器的天底向量进行第一状态估计；
S3、根据着陆器的测速敏感器测量的速度和S1中所述的着陆器的惯性姿态，对着陆器的天底向量进行第二状态估计；
S4、利用S2中所述高度估计和着陆器的天底向量第一状态估计、S3中所述着陆器的天底向量的第二状态估计，获得行星着陆过程的天底向量最终估计值，重建着陆器在行星着陆过程中的惯导基准。
优选的，S2中利用最小二乘算法，对着陆器的高度进行估计，对着陆器的天底向量进行第一状态估计。
优选的，S3中利用滑动滤波方法，对着陆器的天底向量进行第二状态估计。
优选的，S4中所述的天底向量最终估计值
Figure BDA0002433938190000021
为：
Figure BDA0002433938190000022
其中
Figure BDA0002433938190000031
式中，系数k的取值范围为[0，1]，
Figure BDA0002433938190000032
为天底向量的第二状态估计,
Figure BDA0002433938190000033
为本体系到惯性系的姿态矩阵，
Figure BDA0002433938190000034
为天底向量的第一状态估计值。
优选的，S1中所述的着陆器的惯性姿态为：
Figure BDA0002433938190000035
其中
Figure BDA0002433938190000036
式中，qk和qk+1分别表示tk和tk+1时刻的姿态四元数，
Figure BDA0002433938190000037
为四元数乘法，Δθ为一个姿态更新周期内的角度增量，δθ为Δθ的模。
优选的，S2中着陆器的高度估计值
Figure BDA0002433938190000038
为：
Figure BDA0002433938190000039
其中
Figure BDA00024339381900000310
Figure BDA00024339381900000311
式中，
Figure BDA00024339381900000312
为测距敏感器第i个波束的距离测量量，pR(i)为测距敏感器第i个波束指向在着陆器本体坐标系下的投影。
优选的，测距敏感器第i个波束的距离测量量
Figure BDA00024339381900000313
为：
Figure BDA00024339381900000314
式中，h为高度，pR(i)为测距敏感器第i个波束指向在着陆器本体坐标系下的投影，ηl(i)为测距敏感器第i个波束的测量噪声，ug为天底向量在着陆器本体系下的投影。
优选的，S4中所述的着陆器在行星着陆过程中的惯导基准包括任一时刻tk的位置和速度。
优选的，所述任一时刻tk的位置
Figure BDA0002433938190000041
和速度
Figure BDA0002433938190000042
为：
Figure BDA0002433938190000043
Figure BDA0002433938190000044
式中，Rm为行星参考半径，
Figure BDA0002433938190000045
为着陆器的高度估计值，
Figure BDA0002433938190000046
为天底向量最终估计值，
Figure BDA0002433938190000047
为本体系到惯性系的姿态矩阵，
Figure BDA0002433938190000048
为本体速度。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明方法对两种天底向量进行融合，有效地提高了基准重建的收敛速度；
(2)本发明方法对两种天底向量估计状态进行融合，可以有效提高估计精度；
(3)本发明方法可以实现数据有效性判断，剔除异常数据和无效估计，提高了系统的鲁棒性；
(4)本发明方法的第一状态估计可以给出大概的天底向量，用于波束指令的快速发出。
附图说明
图1为本发明方法的步骤流程图；
图2为本发明方法的天底向量估计精度示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
实施例1：
一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，如图1所示，包括如下步骤：
S1、建立第一惯性基准坐标系，在第一惯性基准坐标系下利用着陆器的惯性测量单元输出的角度增量进行姿态外推，获得着陆器的惯性姿态。
着陆器的惯性姿态为：
Figure BDA0002433938190000051
其中
Figure BDA0002433938190000052
式中，qk和qk+1分别表示tk和tk+1时刻的姿态四元数，
Figure BDA0002433938190000053
为四元数乘法，Δθ为一个姿态更新周期内的角度增量，δθ为Δθ的模。
S2、利用最小二乘算法，对着陆器的高度进行估计，对着陆器的天底向量进行第一状态估计。
着陆器的高度估计值
Figure BDA0002433938190000054
为：
Figure BDA0002433938190000055
其中
Figure BDA0002433938190000056
Figure BDA0002433938190000057
式中，
Figure BDA0002433938190000058
为测距敏感器第i个波束的距离测量量，pR(i)为测距敏感器第i个波束指向在着陆器本体坐标系下的投影。
测距敏感器第i个波束的距离测量量
Figure BDA0002433938190000059
为：
Figure BDA0002433938190000061
式中，h为高度，pR(i)为测距敏感器第i个波束指向在着陆器本体坐标系下的投影，ηl(i)为测距敏感器第i个波束的测量噪声，ug为天底向量在着陆器本体系下的投影。
天底向量第一状态估计值和高度估计值
Figure BDA0002433938190000062
为:
Figure BDA0002433938190000063
S3、根据着陆器的测速敏感器测量的速度和S1中所述的着陆器的惯性姿态，利用滑动滤波方法，对着陆器的天底向量进行第二状态估计。
着陆器的天底向量的第二状态估计
Figure BDA0002433938190000064
为:
Figure BDA0002433938190000065
Figure BDA0002433938190000066
为tk时刻的单次引力估计，
Figure BDA0002433938190000067
为滑动滤波后的单次引力估计。
S4、利用S2中所述高度估计和着陆器的天底向量第一状态估计、S3中所述着陆器的天底向量的第二状态估计，获得行星着陆过程的天底向量最终估计值，重建着陆器在行星着陆过程中的惯导基准。
天底向量最终估计值
Figure BDA0002433938190000068
为：
Figure BDA0002433938190000069
其中
Figure BDA00024339381900000610
式中，系数k的取值范围为[0，1]，
Figure BDA00024339381900000611
为天底向量的第二状态估计,
Figure BDA00024339381900000612
为本体系到惯性系的姿态矩阵，
Figure BDA00024339381900000613
为天底向量的第一状态估计值。
着陆器在行星着陆过程中的惯导基准包括任一时刻tk的位置和速度，具体为：
Figure BDA0002433938190000071
Figure BDA0002433938190000072
式中，Rm为行星参考半径，
Figure BDA0002433938190000073
为着陆器的高度估计值，
Figure BDA0002433938190000074
为天底向量最终估计值，
Figure BDA0002433938190000075
为本体系到惯性系的姿态矩阵，
Figure BDA0002433938190000076
为本体速度。
实施例2：
火星着陆过程惯导基准快速重建的具体计算过程如下：
1、建立第一惯性基准坐标系，在第一惯性基准坐标系下利用IMU(即惯性测量单元)输出的角度增量，进行姿态外推，得到惯性姿态。
Figure BDA0002433938190000077
其中qk和qk+1分别表示tk时刻和tk+1时刻的姿态四元数，
Figure BDA0002433938190000078
为姿态四元数乘法，q′为姿态旋转四元数，由下式给出：
Figure BDA0002433938190000079
其中Δθ为一个姿态更新周期内的角度增量，为三维向量，δθ为Δθ的模。
2、利用最小二乘算法，由测距敏感器的多个波束的距离测量量对着陆器天底向量进行第一状态估计和高度估计：
2.1、测距敏感器的测量方程可以写作：
Figure BDA00024339381900000710
其中
Figure BDA00024339381900000711
测距敏感器第i个波束的距离测量量，h为高度，pR(i)为测距敏感器第i个波束指向在着陆器本体坐标系下的投影，ηl(i)为测距敏感器第i个波束的测量噪声，ug为天底向量在着陆器本体系下的投影。记波束的个数为m，式(3)可以写作：
AX＝a+ηl (4)
其中
Figure BDA0002433938190000081
Figure BDA0002433938190000082
2.2、记tk时刻的a为ak，tk时刻X的估计值为
Figure BDA0002433938190000083
利用最小二乘算法可以求得
Figure BDA0002433938190000084
由下式给出：
Figure BDA0002433938190000085
从而可以得到测距仪计算的tk时刻天底向量第一状态估计值和高度估计值，由下式给出:
Figure BDA0002433938190000089
Figure BDA0002433938190000086
其中
Figure BDA0002433938190000087
为tk时刻天底向量的第一状态估计值，投影在着陆器本体系下，
Figure BDA0002433938190000088
为tk时刻高度估计值。
3、根据着陆器的测速敏感器测量的速度和着陆器惯性姿态，利用滑动滤波方法对天底向量进行第二状态估计。
3.1、测速敏感器测量方程可以写作
BvB＝b+ηv (7)
其中vB为本体系下的着陆器速度，B为测速敏感器波束组成的矩阵，b为测速敏感器测量速度组成的向量，ηv为测速敏感器测量噪声组成的向量
Figure BDA0002433938190000091
其中pV(i)为测速敏感器第i个波束指向在本体坐标系下的投影，
Figure BDA0002433938190000092
为测速敏感器第i个波束的测量速度，ηv(i)为测速敏感器第i个的测量噪声，s为测速敏感器的波束个数。
3.2、记tk和tk+1时刻测速敏感器测量速度组成的向量b分别为bk和bk+1，则可以由式(7)得到tk和tk+1时刻的本体速度估计，记为
Figure BDA0002433938190000093
和
Figure BDA0002433938190000094
由下式给出：
Figure BDA0002433938190000095
Figure BDA0002433938190000096
3.3、估计tk时刻的单次引力估计
Figure BDA0002433938190000097
Figure BDA0002433938190000098
其中
Figure BDA0002433938190000099
和
Figure BDA00024339381900000910
为tk和tk+1本体系到惯性系的姿态矩阵，由tk和tk+1时刻qk和qk+1计算得到，Δt为导航周期，
Figure BDA00024339381900000911
为tk的加计测量值。
3.4、对多个时刻的单次引力估计进行滑动滤波处理，如下：
Figure BDA00024339381900000912
其中w＞0为滑动窗口大小；j为第一序数；天底向量估计误差如图2所示。
3.5、计算tk时刻的天底向量的第二状态估计，记为
Figure BDA00024339381900000913
由下式给出
Figure BDA00024339381900000914
4、将第一状态估计和第二状态估计进行融合，给出天底向量的最终估计值:
4.1、计算tk时刻测距敏感器得到的天底向量在惯性系下的投影，记为
Figure BDA00024339381900000915
如下：
Figure BDA0002433938190000101
4.2、对天底向量的第一状态估计和第二状态估计进行融合，得到tk时刻的天底向量最终估计，记为
Figure BDA0002433938190000102
由下式给出
Figure BDA0002433938190000103
其中0≤k≤1。本实施例中，系数k取值为0.3。
5、实现tk时刻位置
Figure BDA0002433938190000104
和速度
Figure BDA0002433938190000105
的基准重建
Figure BDA0002433938190000106
Figure BDA0002433938190000107
其中Rm为行星参考半径。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (9)

1.一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、建立第一惯性基准坐标系，在第一惯性基准坐标系下利用着陆器的惯性测量单元输出的角度增量进行姿态外推，获得着陆器的惯性姿态；
S2、对着陆器的高度进行估计，对着陆器的天底向量进行第一状态估计；
S3、根据着陆器的测速敏感器测量的速度和S1中所述的着陆器的惯性姿态，对着陆器的天底向量进行第二状态估计；
S4、利用S2中所述高度估计和着陆器的天底向量第一状态估计、S3中所述着陆器的天底向量的第二状态估计，获得行星着陆过程的天底向量最终估计值，重建着陆器在行星着陆过程中的惯导基准。
2.根据权利要求1所述的一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，其特征在于，S2中利用最小二乘算法，对着陆器的高度进行估计，对着陆器的天底向量进行第一状态估计。
3.根据权利要求1所述的一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，其特征在于，S3中利用滑动滤波方法，对着陆器的天底向量进行第二状态估计。
4.根据权利要求1所述的一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，其特征在于，S4中所述的天底向量最终估计值
Figure FDA0002433938180000011
为：
Figure FDA0002433938180000012
其中
Figure FDA0002433938180000013
式中，系数k的取值范围为[0，1]，
Figure FDA0002433938180000014
为天底向量的第二状态估计,
Figure FDA0002433938180000015
为本体系到惯性系的姿态矩阵，
Figure FDA0002433938180000016
为天底向量的第一状态估计值。
5.根据权利要求1所述的一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，其特征在于，S1中所述的着陆器的惯性姿态为：
Figure FDA0002433938180000021
其中
Figure FDA0002433938180000022
式中，qk和qk+1分别表示tk和tk+1时刻的姿态四元数，
Figure FDA0002433938180000023
为四元数乘法，Δθ为一个姿态更新周期内的角度增量，δθ为Δθ的模。
6.根据权利要求1所述的一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，其特征在于，S2中着陆器的高度估计值
Figure FDA0002433938180000024
为：
Figure FDA0002433938180000025
其中
Figure FDA0002433938180000026
Figure FDA0002433938180000027
式中，
Figure FDA0002433938180000028
为测距敏感器第i个波束的距离测量量，pR(i)为测距敏感器第i个波束指向在着陆器本体坐标系下的投影。
7.根据权利要求6所述的一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，其特征在于，测距敏感器第i个波束的距离测量量
Figure FDA0002433938180000029
为：
Figure FDA00024339381800000210
式中，h为高度，pR(i)为测距敏感器第i个波束指向在着陆器本体坐标系下的投影，ηl(i)为测距敏感器第i个波束的测量噪声，ug为天底向量在着陆器本体系下的投影。
8.根据权利要求1～7之一所述的一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，其特征在于，S4中所述的着陆器在行星着陆过程中的惯导基准包括任一时刻tk的位置和速度。
9.根据权利要求8所述的一种行星着陆过程惯导基准快速重建方法，其特征在于，所述任一时刻tk的位置
Figure FDA0002433938180000031
和速度
Figure FDA0002433938180000032
为：
Figure FDA0002433938180000033
Figure FDA0002433938180000034
式中，Rm为行星参考半径，
Figure FDA0002433938180000035
为着陆器的高度估计值，
Figure FDA0002433938180000036
为天底向量最终估计值，
Figure FDA0002433938180000037
为本体系到惯性系的姿态矩阵，
Figure FDA0002433938180000038
为本体速度。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111680462A (zh) * 2020-08-11 2020-09-18 北京控制与电子技术研究所 基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法和系统
CN113030517A (zh) * 2021-02-18 2021-06-25 北京控制工程研究所 一种火星着陆过程利用测速敏感器的姿态修正方法

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101074881A (zh) * 2007-07-24 2007-11-21 北京控制工程研究所 一种月球探测器软着陆阶段惯性导航方法
US20080023587A1 (en) * 2006-07-27 2008-01-31 Raytheon Company Autonomous Space Flight System and Planetary Lander for Executing a Discrete Landing Sequence to Remove Unknown Navigation Error, Perform Hazard Avoidance and Relocate the Lander and Method
CN102879011A (zh) * 2012-09-21 2013-01-16 北京控制工程研究所 一种基于星敏感器辅助的月面惯导对准方法
CN103256932A (zh) * 2013-05-30 2013-08-21 北京控制工程研究所 一种替换结合外推的着陆导航方法
CN103363991A (zh) * 2013-04-09 2013-10-23 北京控制工程研究所 一种适应月面崎岖地形的imu与测距敏感器融合方法
CN103674034A (zh) * 2013-12-26 2014-03-26 北京控制工程研究所 多波束测速测距修正的鲁棒导航方法
CN103759729A (zh) * 2014-01-10 2014-04-30 北京空间飞行器总体设计部 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
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
CN109000665A (zh) * 2018-03-20 2018-12-14 北京控制工程研究所 一种深空着陆几何定轨定姿方法、系统及深空着陆器
CN109292114A (zh) * 2018-09-14 2019-02-01 北京控制工程研究所 一种崎岖地形月面软着陆轨迹确定方法
CN110307840A (zh) * 2019-05-21 2019-10-08 北京控制工程研究所 一种基于多波束测距测速和惯性的着陆段鲁棒融合方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080023587A1 (en) * 2006-07-27 2008-01-31 Raytheon Company Autonomous Space Flight System and Planetary Lander for Executing a Discrete Landing Sequence to Remove Unknown Navigation Error, Perform Hazard Avoidance and Relocate the Lander and Method
CN101074881A (zh) * 2007-07-24 2007-11-21 北京控制工程研究所 一种月球探测器软着陆阶段惯性导航方法
CN102879011A (zh) * 2012-09-21 2013-01-16 北京控制工程研究所 一种基于星敏感器辅助的月面惯导对准方法
CN103363991A (zh) * 2013-04-09 2013-10-23 北京控制工程研究所 一种适应月面崎岖地形的imu与测距敏感器融合方法
CN103256932A (zh) * 2013-05-30 2013-08-21 北京控制工程研究所 一种替换结合外推的着陆导航方法
CN103674034A (zh) * 2013-12-26 2014-03-26 北京控制工程研究所 多波束测速测距修正的鲁棒导航方法
CN103759729A (zh) * 2014-01-10 2014-04-30 北京空间飞行器总体设计部 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
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
CN109000665A (zh) * 2018-03-20 2018-12-14 北京控制工程研究所 一种深空着陆几何定轨定姿方法、系统及深空着陆器
CN109292114A (zh) * 2018-09-14 2019-02-01 北京控制工程研究所 一种崎岖地形月面软着陆轨迹确定方法
CN110307840A (zh) * 2019-05-21 2019-10-08 北京控制工程研究所 一种基于多波束测距测速和惯性的着陆段鲁棒融合方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张洪华等: "嫦娥三号着陆器动力下降的制导导航与控制 ", 《中国科学:技术科学》 *
王大轶等: "基于IMU配以测量修正的月球软着陆自主导航研究 ", 《宇航学报》 *
王大轶等: "月球软着陆过程高精度自主导航避障方法 ", 《深空探测学报》 *
王大轶等: "火星进入段自主导航技术研究综述 ", 《空间控制技术与应用》 *
黄翔宇等: ""嫦娥三号"探测器软着陆自主导航与制导技术 ", 《深空探测学报》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111680462A (zh) * 2020-08-11 2020-09-18 北京控制与电子技术研究所 基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法和系统
CN111680462B (zh) * 2020-08-11 2020-11-10 北京控制与电子技术研究所 基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法和系统
CN113030517A (zh) * 2021-02-18 2021-06-25 北京控制工程研究所 一种火星着陆过程利用测速敏感器的姿态修正方法
CN113030517B (zh) * 2021-02-18 2022-10-28 北京控制工程研究所 一种火星着陆过程利用测速敏感器的姿态修正方法

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