CN112066999A - 一种行星着陆过程引力方向实时确定方法 - Google Patents

一种行星着陆过程引力方向实时确定方法 Download PDF

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Abstract

一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，属于航天器自主导航技术领域，首先将本体坐标系下的着陆器速度和引力方向作为状态量，建立相应的系统状态方程，然后建立测速敏感器的测量方程，最后利用约束卡尔曼滤波技术实现对本体系下的速度和引力方向的实时估计。本发明方法利用卡尔曼滤波框架进行引力方向估计，可以通过滤波的方差对状态估计的收敛性进行判断。本发明方法不需要对历史时刻的观测量进行存储，计算量小，适宜星上计算。

Description

一种行星着陆过程引力方向实时确定方法
技术领域
本发明涉及一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，特别是火星着陆过程，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。迄今为止，大部分火星着陆任务的失败都是在EDL过程中发生的。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。显然姿态基准的丢失会导致测距测速敏感器的高度和速度解算错误以及惯性导航的高度和速度预测错误，这就要求系统不仅利用测距测速敏感器和惯性测量单元对惯性导航的基准进行重建。惯性导航基准重建关键为确定引力方向在新的惯性基准下的投影。
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引力方向实时确定方法，首先将本体坐标系下的着陆器速度和引力方向作为状态量，建立相应的系统状态方程，然后建立测速敏感器的测量方程，最后利用约束卡尔曼滤波技术实现对本体系下的速度和引力方向的实时估计。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，用于着陆器的着陆过程，着陆器上装有测速敏感器，包括如下步骤：
S1、在着陆器本体坐标系下，建立着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程；
S2、设定滤波状态量，根据着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程，建立状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程；建立着陆器的测速敏感器每个波束的测量方程；
S3、根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，确定每个波束的状态估计预测值，获得行星着陆过程任一时刻的引力方向估计值。
上述行星着陆过程引力方向实时确定方法，优选的，S2中，根据着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程，获得滤波状态方程；然后根据滤波状态方程获得状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程。
上述行星着陆过程引力方向实时确定方法，优选的，S3中，根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，迭代确定每个波束的状态估计预测值。
上述行星着陆过程引力方向实时确定方法，优选的，S3中，根据最后一个波束的状态估计预测值，获得行星着陆过程任一时刻的引力方向估计值。
上述行星着陆过程引力方向实时确定方法，优选的，S3中，根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，首先确定任一波束的非约束卡尔曼滤波增益矩阵，然后确定该波束的状态估计预测值。
上述行星着陆过程引力方向实时确定方法，优选的，根据所述引力方向实时确定方法，重建惯性导航基准，确定探测器的垂向速度、水平速度、高度。
一种行星着陆过程引力方向实时确定装置，用于着陆器的着陆过程，着陆器上装有测速敏感器，包括第一模块、第二模块、估计模块；
所述第一模块用于在着陆器本体坐标系下，建立着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程；
所述第二模块用于设定滤波状态量，根据着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程，建立状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程；建立着陆器的测速敏感器每个波束的测量方程；
所述估计模块用于根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，确定每个波束的状态估计预测值，获得行星着陆过程任一时刻的引力方向估计值。
上述行星着陆过程引力方向实时确定装置，优选的，所述第二模块根据着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程，获得滤波状态方程；然后根据滤波状态方程获得状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程。
上述行星着陆过程引力方向实时确定装置，优选的，所述估计模块根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，迭代确定每个波束的状态估计预测值。
上述行星着陆过程引力方向实时确定装置，优选的，所述估计模块根据最后一个波束的状态估计预测值，获得行星着陆过程任一时刻的引力方向估计值。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明方法利用卡尔曼滤波框架进行引力方向估计，可以通过滤波的方差对状态估计的收敛性进行判断。
(2)本发明方法进行引力方向估计时，对测速波束的测量个数没有限制，适应性广。
(3)本发明方法利用约束滤波技术，可以在一定程度提高估计收敛速度和估计精度。
(4)本发明方法不需要对历史时刻的观测量进行存储，计算量小，适宜星上计算。
附图说明
图1为本发明方法的步骤流程图；
图2为应用本发明方法的引力方向估计误差结果。
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。
一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，用于着陆器的着陆过程，着陆器上装有测速敏感器，如图1所示，包括如下步骤：
S1、在着陆器本体坐标系下，建立着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程；
S2、设定滤波状态量，根据着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程，建立状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程；建立着陆器的测速敏感器每个波束的测量方程；
S3、根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，确定每个波束的状态估计预测值，获得行星着陆过程任一时刻的引力方向估计值。
一种行星着陆过程引力方向实时确定装置，用于着陆器的着陆过程，着陆器上装有测速敏感器，包括第一模块、第二模块、估计模块；
所述第一模块用于在着陆器本体坐标系下，建立着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程；
所述第二模块用于设定滤波状态量，根据着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程，建立状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程；建立着陆器的测速敏感器每个波束的测量方程；
所述估计模块用于根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，确定每个波束的状态估计预测值，获得行星着陆过程任一时刻的引力方向估计值。
作为本发明的一种优选方案，根据着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程，获得滤波状态方程；然后根据滤波状态方程获得状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程。
作为本发明的一种优选方案，根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，迭代确定每个波束的状态估计预测值。根据最后一个波束的状态估计预测值，获得行星着陆过程任一时刻的引力方向估计值。
作为本发明的一种优选方案，根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，首先确定任一波束的非约束卡尔曼滤波增益矩阵，然后确定该波束的状态估计预测值。
作为本发明的一种优选方案，根据所述引力方向实时确定方法，重建惯性导航基准，确定探测器的垂向速度、水平速度、高度。
实施例：
惯性导航基准重建的关键是确定引力方向在新的惯性基准下的投影，根据引力方向能够重建惯性导航基准，然后确定探测器(即着陆器)的垂向速度、水平速度、高度等数据。
一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，能够应用于探测器在火星(或其他行星)的着陆过程中，实时估计火星着陆过程中的引力方向，包括如下步骤：
1)建立着陆器本体坐标系下着陆器速度的状态方程。
着陆器相对于火星的速度为vf,有
Figure BDA0002685291350000051
其中上标b和i分别表示投影在本体系(即着陆器本体系)和惯性系下，
Figure BDA0002685291350000052
为惯性系到本体系的姿态转换矩阵，
Figure BDA0002685291350000053
为火星自转角速度，ri为着陆器的惯性位置。
对式(1)求微分可以得到：
Figure BDA0002685291350000054
其中：S()为叉乘算子，
Figure BDA0002685291350000055
为着陆器本体系相对于惯性系的角速度在本体系下的投影，由陀螺测量得到，fb为比力，由加速度计测量得到，g为本体系下的引力加速度，w1为剩下的小阶速度噪声项。
Figure BDA0002685291350000061
为
Figure BDA0002685291350000062
的微分形式。
2)建立本体系下引力加速度的状态方程。
由于
Figure BDA0002685291350000063
因此本体系下的引力微分方程可以写作
Figure BDA0002685291350000064
其中w2为加速度噪声项。
Figure BDA0002685291350000065
为gb的微分形式。
3)设定滤波状态量，根据第1)步着陆器速度的状态方程和第2)步引力加速度的状态方程，获得滤波状态方程。
设定需要估计的滤波状态量为
Figure BDA0002685291350000066
则由式(2)和(3)可以得到滤波状态方程为：
Figure BDA0002685291350000067
其中：
Figure BDA0002685291350000068
上式中g＝||gb||为引力加速度大小，近似为常数，03和I3分别为3×3的零矩阵和单位矩阵,03×1为3×1的零向量。
4)设定着陆器的测速敏感器有m个波束，则第k个波束的测量方程可以写作：
Figure BDA0002685291350000069
其中：
Figure BDA00026852913500000610
为第k个波束的速度测量量(下标(k)表示第k个波束的相关参数)，
Figure BDA00026852913500000611
为第k个波束指向，01×3为1×3的零向量。ν(k)为第k个波束的速度测量噪声。
5)根据第3)步滤波状态方程获得状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程：
Figure BDA00026852913500000612
Figure BDA00026852913500000613
其中，参数上的“·”表示微分形式，
Figure BDA00026852913500000614
表示估计状态，P为估计状态的误差状态方差，Qc为w的谱密度平方。对式(6)进行离散化可以得到：
Figure BDA0002685291350000071
Figure BDA0002685291350000072
其中：Φj,j-1为tj-1时刻到tj时刻的状态转移矩阵，由tj-1时刻的A计算得到，
Figure BDA0002685291350000073
为tj-1时刻的状态估计，
Figure BDA0002685291350000074
为
Figure BDA0002685291350000075
的误差状态方差，
Figure BDA0002685291350000076
为tj时刻的状态预测值，
Figure BDA0002685291350000077
为
Figure BDA0002685291350000078
的误差状态方差，Qd,j-1为离散化的噪声方差。
6)利用第4)步的第k个波束的测量方程和第5)步的误差状态方差的预测方程，获得第1个波束的非约束卡尔曼滤波增益矩阵为：
Figure BDA0002685291350000079
其中：R(1)为ν(1)的噪声方差。Kj,(1)为第1个波束的非约束卡尔曼滤波增益矩阵；H(1)为第1个波束对应的测量敏感矩阵，见式(5)。
7)利用第1个波束的非约束卡尔曼滤波增益矩阵，对第1个波束进行状态测量更新：
Figure BDA00026852913500000710
其中：
Figure BDA00026852913500000711
为利用第1个波束得到的tj时刻的状态估计值。
8)利用第1个波束的非约束卡尔曼滤波增益矩阵，对第1个波束的测量值进行误差状态方程更新：
Figure BDA00026852913500000712
其中
Figure BDA00026852913500000713
为
Figure BDA00026852913500000714
的误差状态的方差，I6分别为6×6的单位矩阵
9)依次对第2～m个波束的测量量进行处理，将处理完第i(i＝1～m-1)个波束得到的状态估计和误差方差作为处理第i+1个波束前的状态估计和误差方差的预测值，也即：
Figure BDA00026852913500000715
Figure BDA00026852913500000716
其中p＝2,…,m，重复(6)(7)(8)步，最终得到
Figure BDA00026852913500000717
10)计算tj时刻处理完所有测量数据的状态估计值。将处理完第m个波束得到的状态估计和误差方差作为tj时刻的状态估计和误差方差，也即：
Figure BDA0002685291350000081
Figure BDA0002685291350000082
记引力方向
Figure BDA0002685291350000083
为，则tj时刻引力方向估计值
Figure BDA0002685291350000084
其中括号中的4:6表示第4～6个元素。
图2给出了引力估计误差曲线，由图可知引力估计大概需要30s收敛，收敛后的引力方向估计误差很小。
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。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，用于着陆器的着陆过程，着陆器上装有测速敏感器，其特征在于，包括如下步骤：
S1、在着陆器本体坐标系下，建立着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程；
S2、设定滤波状态量，根据着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程，建立状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程；建立着陆器的测速敏感器每个波束的测量方程；
S3、根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，确定每个波束的状态估计预测值，获得行星着陆过程任一时刻的引力方向估计值。
2.根据权利要求1所述的一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，其特征在于，S2中，根据着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程，获得滤波状态方程；然后根据滤波状态方程获得状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程。
3.根据权利要求1所述的一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，其特征在于，S3中，根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，迭代确定每个波束的状态估计预测值。
4.根据权利要求1所述的一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，其特征在于，S3中，根据最后一个波束的状态估计预测值，获得行星着陆过程任一时刻的引力方向估计值。
5.根据权利要求1所述的一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，其特征在于，S3中，根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，首先确定任一波束的非约束卡尔曼滤波增益矩阵，然后确定该波束的状态估计预测值。
6.根据权利要求1～5之一所述的一种行星着陆过程引力方向实时确定方法，其特征在于，根据所述引力方向实时确定方法，重建惯性导航基准，确定探测器的垂向速度、水平速度、高度。
7.一种行星着陆过程引力方向实时确定装置，用于着陆器的着陆过程，着陆器上装有测速敏感器，其特征在于，包括第一模块、第二模块、估计模块；
所述第一模块用于在着陆器本体坐标系下，建立着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程；
所述第二模块用于设定滤波状态量，根据着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程，建立状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程；建立着陆器的测速敏感器每个波束的测量方程；
所述估计模块用于根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，确定每个波束的状态估计预测值，获得行星着陆过程任一时刻的引力方向估计值。
8.根据权利要求7所述的一种行星着陆过程引力方向实时确定装置，其特征在于，所述第二模块根据着陆器速度的状态方程和引力加速度的状态方程，获得滤波状态方程；然后根据滤波状态方程获得状态估计预测方程和误差状态方差的预测方程。
9.根据权利要求7所述的一种行星着陆过程引力方向实时确定装置，其特征在于，所述估计模块根据测速敏感器每个波束的测量方程和误差状态方差的预测方程，迭代确定每个波束的状态估计预测值。
10.根据权利要求7所述的一种行星着陆过程引力方向实时确定装置，其特征在于，所述估计模块根据最后一个波束的状态估计预测值，获得行星着陆过程任一时刻的引力方向估计值。
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