CN114485678B - 天地一体月面着陆导航方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种天地一体月面着陆导航方法，包含以下步骤：S1、构建着陆器与轨道器联合求解的月面着陆导航状态量；S2、建立着陆器导航状态方程及轨道器导航状态方程；S3、测量着陆器与轨道器间的相对距离及相对速度，并求取量测矩阵；S4、利用扩展卡尔曼滤波算法对量测矩阵进行时间更新和量测更新，并基于着陆器状态方程及轨道器导航状态方程实现月面着陆导航状态量的估计。本发明仅利用天地用户间无线电测量，在对着陆器进行导航状态量的估计的同时，可以实现对轨道器轨道状态量的修正，构成天地一体多器联合导航，测量解算简单，不依赖于地基、天基观测，利用在轨获取的遥感图像作为初轨确定观测资料，更具自主性，提升在轨生存能力。

Description

天地一体月面着陆导航方法

技术领域

本发明涉及地外天体着陆导航技术领域，具体涉及一种基于相对测量的天地一体月面着陆导航方法。

背景技术

随着世界各国对深空领域的不断探索，登陆地外天体表面进行资源勘探以及未来的人类可居住地建设已成为各国航天发展的重要着力点，其中地外天体表面的安全着陆是任务开展的必要条件。

在地外天体着陆导航中，由于存在通讯时延以及远距离测量功率、精度的限制，传统的依靠地面测控的导航方式并不适用深空远距离短时高动态的着陆导航，因此现有研究和工程实践均关注于利用更自主的方式实现着陆导航。在自主导航中，惯性导航是一种常用的手段，但其具有的长期漂移特性，会导致导航误差随着时间累积，因此常需要与其他测量手段进行融合。这些手段主要是将空间内的绝对基准作为参考，利用各类敏感测量与基准之间的关系。如利用星敏感器、太阳敏感器、地球敏感器等获取的空间天体的相对指向信息，利用着陆对地成像敏感器获取与地面各类景物的相对指向信息，利用与星表信标、轨道器等建立的通信联系获取相对测量信息。

这些测量手段中，基于无线电相对测量的方法具有解算简单，测量精度高等特点，通过与轨道器建立无线电通信，进行相对测量从而实现与惯性的组合导航，是一种类似于地面惯性/GPS的组合导航方法，但深空中的轨道器本身的位置并不能像GPS导航卫星一样精确获取，是一种位置不精确已知的空间基准，因此本身同样具有自主导航定位需求。

发明内容

本发明提出了一种天地一体月面着陆导航方法，将着陆器与轨道器建立通信连接，利用获取到的相对观测数据，结合惯性测量与轨道动力学模型，实现着陆器与轨道器的联合导航。该方法在节省资源的前提下，充分利用深空各类飞行器相对状态关系，提升了深空探测导航的自主性与可靠性，且当连接的深空天地用户增多时，复杂的相对构型将会进一步提升导航精度。

为了达到上述目的，本发明提出了一种天地一体月面着陆导航方法，包含以下步骤：

S1、构建着陆器与轨道器联合求解的月面着陆导航状态量；

S2、建立着陆器导航状态方程及轨道器导航状态方程；

S3、测量着陆器与轨道器间的相对距离及相对速度，并求取量测矩阵；

S4、利用扩展卡尔曼滤波算法对量测矩阵进行时间更新和量测更新，并基于着陆器状态方程及轨道器导航状态方程实现月面着陆导航状态量的估计。

进一步地，所述步骤S1包含以下步骤：

S1.1、选取月球的东北天坐标系为着陆器的导航坐标系，获取着陆器的位置、速度及姿态信息并作为着陆器的导航状态量；

着陆器导航状态量X_g为：

S1.2、选取月心惯性系为轨道器的导航坐标系，获取轨道器的位置矢量、速度矢量作为轨道器的导航状态量；

轨道器导航状态量X_s表示为：

S1.3、集合着陆器与轨道器的导航状态量构成完整的月面着陆导航状态量；

月面着陆导航状态量表示为：

进一步地，所述步骤S2中建立着落器导航状态方程的方法为：

所述着陆器搭载捷联惯导系统，根据惯导系统的基本方程建立捷联惯导系统的误差模型，误差模型中各误差状态量的微分方程表征了着陆器导航状态随时间变化的导航状态方程；

所述捷联惯导系统的基本方程为：

式中，表示位置、/>表示速度、/>表示姿态矩阵，上下标i、m、n、b分别表示月心惯性坐标系、月固坐标系、东北天坐标系和本体坐标系，g表示月球重力加速度，f表示惯导测量得到的加速度测量值，w表示坐标系间的旋转角速度，R表示姿态余弦矩阵，D、/>为微分方程中的系数矩阵。

进一步地，步骤S2中建立轨道器导航状态方程的方法为：根据空间受摄二体的动力学模型，构建轨道的导航状态方程，

式中，为轨道器的位置矢量，/>为轨道器的速度矢量，/>在三维方向上的分量分别为x_s、y_s、z_s，/>在三维方向上的分量分别为/>F₀表示月球中心引力，F_ε表示轨道在轨受到的摄动力，包括月球非球形引力、太阳光压设动力、地球太阳以及大行星的三体引力等。

进一步地，所述步骤S3包含以下步骤：

S3.1、获取着陆器与轨道器间的相对距离及相对速度，并将其在视线方向的分量作为导航观测量；

S3.2、建立表征相对距离、相对速度观测量与导航状态量关系的量测方程；

S3.3、根据建立的量测方程，观测量对状态量求偏导得到用于测量更新的量测矩阵H。

进一步地，步骤S3.2中，所述量测方程为：

式中，上下标i、m、n、s、g分别表示月心惯性系、月心固连系、导航坐标系、轨道器以及着陆器，ρ表示相对距离观测量，表示相对速度观测量，A表示状态坐标转换矩阵，/>表示月球自转角速度；；

进一步地，步骤S3.3中，所述量测矩阵为：

式中，H_g为针对着陆器状态量的量测矩阵，H_s为针对轨道器状态量的量测矩阵。

所述步骤S4中，进一步包含：

S4.1基于状态转移矩阵进行时间更新；

S4.2利用量测矩阵进行量测更新，得到着陆器的误差状态量估值和轨道器导航状态量的改正值；

S4.3根据估计得到的着陆器的误差状态量估值与轨道器导航状态量的改正值，从而修正着陆器的姿态、位置、速度以及轨道器的位置速度，重复扩展卡尔曼滤波贯序处理过程直至导航时段结束。

本发明具有以下优势：

本发明仅利用天地用户间无线电测量，在对着陆器进行导航状态量的估计的同时，可以实现对轨道器轨道状态量的修正，构成天地一体多器联合导航，测量解算简单，初始观测资料处理不复杂，不依赖于地基、天基观测，利用在轨获取的遥感图像作为初轨确定观测资料，更具自主性，提升在轨生存能力。

附图说明

图1为天地一体月面着陆导航方法的流程图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

如图1所示，本发明提出了一种基于相对测量的天地一体月面着陆导航方法，包含以下步骤：

S1、构建着陆器与轨道器联合求解的月面着陆导航状态量。

所述步骤S1包含以下步骤：

S1.1、选取月球的东北天坐标系为着陆器的导航坐标系，获取着陆器的位置、速度及姿态信息并作为着陆器的导航状态量；

具体地，根据惯性根据惯性导航原理，选取月球的东北天坐标系为导航坐标系。所述着陆器搭载捷联惯导系统，捷联惯导系统中的捷联算法可以跟踪本体坐标系相对导航坐标系的变化，并将量测信息转换到导航坐标系下，通过两次积分获得着陆器的欧拉姿态角、三轴速度、地理经纬度及高程，作为着落器的姿态、速度和位置。考虑到直接使用位置、速度、姿态作为导航状态量更易受到输出频率的制约，采用着陆器的平台误差角(φ_E φ_Nφ_U)、速度(v_E v_N v_U)、位置(δL δλ δh)和惯性器件误差作为导航状态量。着陆器导航状态量X_g表示为：

S1.2、选取月心惯性系为轨道器的导航坐标系，获取轨道器的位置矢量、速度矢量作为轨道器的导航状态量；

具体地，根据航天器轨道动力学原理以及月球动力学特性，选取月心惯性系为轨道器的导航坐标系，并将月心惯性系下轨道器的位置矢量(x_s y_s z_s)、速度矢量作为导航状态量。轨道器导航状态量X_s表示为：

S1.3、集合着陆器与轨道器的导航状态量构成完整的月面着陆导航状态量：

S2、建立着陆器导航状态方程及轨道器导航状态方程。

具体地，着陆器中捷联惯导系统的基本方程为：

式中，表示位置、/>表示速度、/>表示姿态矩阵，上下标i、m、n、b分别表示月心惯性坐标系、月固坐标系、东北天坐标系和本体坐标系，g表示月球重力加速度，w表示坐标系间的旋转角速度，R表示姿态余弦矩阵，D、/>为微分方程中的系数矩阵。

根据惯导系统的基本方程建立捷联惯导系统的误差模型，误差模型中各误差状态量的微分方程表征了着陆器导航状态随时间变化的导航状态方程。其中基本方程直接积分获得的着陆器的欧拉姿态角、三轴速度、经纬度以及高程作为过程参数带入误差状态量的微分方程。所述误差模型的表达式为：

式中，R_M、R_N分别为子午面与卯酉平面曲率半径，f表示惯导加速度测量值。上述误差状态量的微分方程表征了着陆器导航状态随时间变化的导航状态方程。

在月心惯性坐标系下，根据空间受摄二体的动力学模型，构建轨道器的导航状态方程，

式中，为轨道器的位置矢量，/>为轨道器的速度矢量，/>在三维方向上的分量分别为x_s、y_s、z_s，/>在三维方向上的分量分别为/>F₀表示月球中心引力，F_ε表示轨道在轨受到的摄动力，包括月球非球形引力、太阳光压设动力、地球太阳以及大行星的三体引力等。

S3、测量着陆器与轨道器间的相对距离及相对速度，并求取量测矩阵。

所述步骤S3包含以下步骤：

S3.1、获取着陆器与轨道器间的相对距离及相对速度，并将其在视线方向的分量作为导航观测量；

具体地，着陆器与轨道器均安装有无线电收发装置，可以进行通信实现相对位置、相对速度的测量。通过数据处理得到两器间的相对距离和相对速度在视线方向的分量，并以此作为观测量。

S3.2、建立表征相对距离、相对速度观测量与导航状态量关系的量测方程；

具体地，相对距离、相对速度观测量与着陆器、轨道器位置速度的量测方程为：

式中，上下标i、m、n、s、g分别表示月心惯性系、月心固连系、导航坐标系、轨道器以及着陆器，ρ表示相对距离观测量，表示相对速度观测量，A表示状态坐标转换矩阵，/>表示月球自转角速度。

这里需要解释的是，上式可等同于量测方程，但由于在惯性导航与航天器定轨中的滤波处理习惯不同。着陆器惯导中采用的是误差状态量，建立的量测方程为dρ，与着陆器导航状态量X_g的关系，实际就是式中对着陆器姿态、速度、位置参数求取偏微分，得到如下形式：

式中，H_σ为针对着陆器状态量的量测矩阵。

而轨道器继承航天器处理办法，一般采用直接的状态量，在建立观测模型时构造的是观测量ρ，与轨道器导航状态量X_s的关系，但最后在进行滤波更新与状态估计时，同样需要进行偏导运算获取量测矩阵H_s；

本质上也是对误差量进行估计，所以虽然处理方式不同，但只是处理方法的表述上的区别，运算流程是一致。

S3.3、根据建立的量测方程，观测量对状态量求偏导得到用于测量更新的量测矩阵H。

具体地，得到针对相对距离、相对速度观测量的量测矩阵H：

式中，0_1×3是一行三列的0值矩阵，0_1×6是一行六列的0值矩阵。

S4、利用扩展卡尔曼滤波算法对量测矩阵进行时间更新和量测更新，并基于着陆器状态方程及轨道器导航状态方程实现月面着陆导航状态量的估计。

考虑状态方程，量测方程的非线性特性，选取集中式的扩展卡尔曼滤波进行导航状态量的估计。

所述步骤S4中，进一步包含：

S4.1基于状态转移矩阵进行时间更新；

在时间更新部分，通过积分得到状态量的先验估计值，协方差部分升级满足：

式中，Φ为状态转移矩阵，P为滤波过程中获得后验协方差矩阵，为由时间更新得到的先验协方差矩阵，W为过程噪声的协方差矩阵，G为噪声传播矩阵。

S4.2利用量测矩阵进行量测更新，得到月面着陆导航状态量的改正值；

在测量更新部分，在时间更新基础上，获取有效观测数据前提下计算滤波增益K为：

式中，R为测量噪声矩阵。

然后基于以上过程量，可实现对月面着陆导航状态量的改正以及协方差矩阵P的更新：

式中，为月面着陆导航状态量X的改正值，I为单位阵。

S4.3根据估计得到的月面着陆导航状态量的改正值，修正着陆器的姿态、位置、速度以及轨道器的位置速度，重复扩展卡尔曼滤波贯序处理过程直至导航时段结束。

重复时间更新与测量更新直至完成对所有观测数据的处理，实现定轨弧段内各测量时刻的轨道确定。

本发明的天地一体月面着陆导航方法仅利用天地用户间无线电测量，测量解算简单，初始观测资料处理不复杂，不依赖于地基、天基观测，利用在轨获取的遥感图像作为初轨确定观测资料，更具自主性，提升在轨生存能力，在对着陆器进行导航状态量的估计的同时，可以实现对轨道器轨道状态量的修正，构成天地一体多器联合导航。本发明可以在任意天地用户之间进行解算，基于基础的两器联合解算思路，可拓展到多器通信网的情形，可构建信息共享的通信网络实现通信导航一体化的深空用户网络，实现深空高层次物联网。本发明在具有工程可行性的基础上，丰富了着陆导航、轨道器导航方案，提升了着陆导航的灵活性及可靠性。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (4)

1.一种天地一体月面着陆导航方法，其特征在于，包含以下步骤：

S1、构建着陆器与轨道器联合求解的月面着陆导航状态量；

S2、建立着陆器导航状态方程及轨道器导航状态方程；根据空间受摄二体的动力学模型，构建轨道器的导航状态方程，

式中，为轨道器的位置矢量，/>为轨道器的速度矢量，/>在三维方向上的分量分别为x_s、y_s、z_s，/>在三维方向上的分量分别为/>F₀表示月球中心引力，F_ε表示轨道在轨受到的摄动力，包括月球非球形引力、太阳光压设动力、地球太阳以及大行星的三体引力等；

S3、测量着陆器与轨道器间的相对距离及相对速度，并求取量测矩阵；

S4、利用扩展卡尔曼滤波算法对量测矩阵进行时间更新和量测更新，并基于着陆器状态方程及轨道器导航状态方程实现月面着陆导航状态量的估计；所述步骤S4中包含以下步骤：

S4.1基于状态转移矩阵进行时间更新；

S4.2利用量测矩阵进行量测更新，得到月面着陆导航状态量的改正值；

S4.3根据估计得到的月面着陆导航状态量的改正值，修正着陆器的姿态、位置、速度以及轨道器的位置速度，重复扩展卡尔曼滤波贯序处理过程直至导航时段结束；

所述月面着陆导航状态量的改正值为：

式中，为月面着陆导航状态量X的改正值，K为滤波增益，R为测量噪声矩阵，/>为由时间更新得到的先验协方差矩阵，P为滤波过程中获得后验协方差矩阵，Φ为状态转移矩阵，W为过程噪声的协方差矩阵，G为噪声传播矩阵。

2.如权利要求1所述的天地一体月面着陆导航方法，其特征在于，所述步骤S1包含以下步骤：

S1.1、选取月球的东北天坐标系为着陆器的导航坐标系，获取着陆器的位置、速度及姿态信息并作为着陆器的导航状态量；

着陆器导航状态量X_g为：

式中，φ_E、φ_N、φ_U分别表示着陆器误差角分量，v_E、v_N、v_U分别为着陆器速度分量、δL、δλ、δh分别为着陆器位置分量，ε_x、ε_y、ε_z、分别为着陆器惯性器件误差分量；

S1.2、选取月心惯性系为轨道器的导航坐标系，获取轨道器的位置矢量、速度矢量作为轨道器的导航状态量；

轨道器导航状态量X_s表示为：

式中，x_sy_sz_s分别为轨道器的位置矢量，分别为速度矢量作为导航状态量；

S1.3、集合着陆器与轨道器的导航状态量构成完整的月面着陆导航状态量；

月面着陆导航状态量表示为：

3.如权利要求1所述的天地一体月面着陆导航方法，其特征在于，所述步骤S2中建立着落器导航状态方程的方法为：

所述着陆器搭载捷联惯导系统，根据惯导系统的基本方程建立捷联惯导系统的误差模型，误差模型中各误差状态量的微分方程表征了着陆器导航状态随时间变化的导航状态方程；

所述捷联惯导系统的基本方程为：

式中，表示着陆器位置、/>表示着陆器速度、/>表示着陆器姿态矩阵，上下标i、m、n、b分别表示月心惯性坐标系、月固坐标系、东北天坐标系和本体坐标系，g表示月球重力加速度，w表示坐标系间的旋转角速度，R表示姿态余弦矩阵，f表示惯导测量得到的加速度测量值，D、/>为微分方程中的系数矩阵。

4.如权利要求1所述的天地一体月面着陆导航方法，其特征在于，所述步骤S3包含以下步骤：

S3.1、获取着陆器与轨道器间的相对距离及相对速度，并将其在视线方向的分量作为导航观测量；

S3.2、建立表征相对距离、相对速度观测量与导航状态量关系的量测方程；

S3.3、根据建立的量测方程，观测量对状态量求偏导得到用于测量更新的量测矩阵H；

所述量测方程为：

式中，上下标i、m、n、s、g分别表示月心惯性系、月心固连系、导航坐标系、轨道器以及着陆器，ρ表示相对距离观测量，表示相对速度观测量，A表示状态坐标转换矩阵，/>表示月球自转角速度；

所述量测矩阵为：

式中，H_g为针对着陆器状态量的量测矩阵，H_s为针对轨道器状态量的量测矩阵。