WO2017113567A1 - 火星探测器自主导航方法 - Google Patents

火星探测器自主导航方法 Download PDF

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张伟
陈晓
尤伟
黄庆龙
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上海卫星工程研究所
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Definitions

  • the invention relates to the field of astronomical navigation technology for the Mars exploration cruise segment, and in particular to an autonomous navigation method for a Mars probe.
  • the Mars probe In the interplanetary space cruise flight, the Mars probe has the characteristics of long flight distance, many unknown factors in the flight environment, complicated flight procedures, large communication delay and loss, and higher requirements for autonomous navigation capability.
  • the commonly used autonomous navigation methods are mainly based on optical navigation of asteroids or Mars.
  • the number of available navigation asteroids does not necessarily meet the mission requirements due to the limited number of near-Earth asteroids and subject to observing screening criteria.
  • the small-scale ephemeris information obtained by the ground station observation has a large error, so that the navigation scheme that meets the navigation accuracy requirements cannot be obtained.
  • a method for autonomous navigation of a Mars probe which comprises the following steps:
  • the filtering method based on the linearization of the filter value is selected for state estimation, and the real-time navigation parameters of the Mars probe are obtained.
  • the observation model of the direction of the sun and the star relative to the line of sight of the detector is:
  • v ps , v pm is the line of sight vector observation noise.
  • step (4) in the heliocentric inertial coordinate system, according to the geometric relationship of each celestial line of sight vector, there are:
  • the position of the detector in the inertial system is:
  • the present invention has the following beneficial effects:
  • the principle is simple, the method is novel, the spacecraft navigation method is expanded, the navigation capability is improved, the spacecraft autonomous navigation can be realized in the true sense, and it can be directly applied to the future autonomous navigation mission of Mars in China, and has a broad field in the field of deep space exploration. Application prospects.
  • Figure 1 is a schematic diagram of the method of the present invention.
  • the basic principle of the method is that the spacecraft receives the optical image signals of the sun and Mars by means of the sun sensor and the Mars sensor carried by itself, and calculates the celestial line of sight vector parameters according to the image processing algorithm, combined with the spacecraft attitude information, the celestial ephemeris Information, obtain the speed parameters of the spacecraft, and then obtain the position parameters of the spacecraft by integration.
  • FIG. 1 it is a schematic diagram of the astronomical autonomous navigation method of the Mars exploration cruise segment. The steps are as follows:
  • step (3) and step (4) On the basis of step (3) and step (4), the filtering method based on the linearization of the filter value is selected for state estimation, and the real-time navigation parameters of the Mars probe can be obtained.
  • w(t) represents the state model noise and is generally treated as Gaussian white noise.
  • the filtering method based on the linearization of the filter value is used for state estimation, and the real-time navigation parameters of the Mars probe can be obtained.

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Abstract

一种火星探测器自主导航方法，根据探测器在太阳系中的位置关系，分别选择太阳、地球及太阳、火星作为观测目标，获取角度信息，并用扩展卡尔曼滤波对位置、速度等导航参数进行估计，原理简单，系统资源要求不高，拓展了航天器导航手段，提高了导航能力，可直接应用于我国未来火星探测自主导航任务，在深空探测领域具有广阔的应用前景。

Description

火星探测器自主导航方法 技术领域
本发明涉及火星探测巡航段天文导航技术领域，具体地，涉及火星探测器自主导航方法。
背景技术
火星探测器在行星际空间巡航飞行中，具有飞行距离远、飞行环境未知因素多、飞行程序复杂、器地通信时延与损耗大等特点，对自主导航能力提出了更高的要求。
目前，常用的自主导航方法主要是基于小行星或火星的光学导航。然而，对于火星探测任务，由于近地小行星数量有限且受到观测筛选准则的约束，可用的导航小行星数量不一定满足任务要求。另外，地面站观测获得的小行星星历信息误差较大，从而无法获得满足导航精度要求的导航方案。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种火星探测器自主导航方法。
根据本发明的一个方面，提供一种火星探测器自主导航方法，其特征是，包括如下步骤：
(1)以探测器在J2000日心黄道惯性坐标系下的空间位置与速度作为导航系统的状态矢量X(t)，矢量X(t)计算公式如下：
X(t)＝[x，y，z，vx，vy，vz]T
(2)在日心惯性坐标系下，确定状态方程：
Figure PCTCN2016082171-appb-000001
其中，w(t)表示状态模型噪声；
(3)通过导航敏感器及太阳敏感器获得太阳及火星相对探测器视线方向的单位矢量
Figure PCTCN2016082171-appb-000002
和
Figure PCTCN2016082171-appb-000003
(4)取观测值为Z为Rsp，建立观测方程有：
Z＝h(X)+v(t)
其中观测误差
Figure PCTCN2016082171-appb-000004
(5)基于状态方程和观测方程，选用基于滤波值线性化的滤波方式进行状态估计，获得火星探测器实时的导航参数。
优选地，在步骤(3)中，太阳及火星相对探测器视线方向的观测量模型为：
Figure PCTCN2016082171-appb-000005
Figure PCTCN2016082171-appb-000006
其中vps，vpm为视线矢量观测噪声。
优选地，在步骤(4)中，在日心惯性坐标系中，根据各天体视线矢量的几何关系，有：
γ＝arccos(nRps·nRpm)
θ＝arccos(nRsm·nRpm)
探测器在惯性系中的位置为：
Figure PCTCN2016082171-appb-000007
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
不依赖地面无线电信息，仅需要获得太阳及火星的图像，结合航天器姿态信息即可实现航天器飞行过程的自主导航，是高度自主的导航新方法，简单易行，同时，与地面无线电导航方法相比，还具有无时延的明显优势与特点。
原理简单，方法新颖，拓展了航天器导航手段，提高了导航能力，可实现真正意义上的航天器自主导航，可直接应用于我国未来火星探测自主导航任务，并在深空探测领域具有广阔的应用前景。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明的方法原理图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本方法的基本原理是：航天器依靠自身携带的太阳敏感器和火星敏感器接收到太阳、火星的光学图像信号，根据图像处理算法，计算天体视线矢量参数，结合航天器姿态信息，天体星历信息，进行获得航天器的速度参数，进而通过积分获得航天器的位置参数。
如图1所示，是火星探测巡航段天文自主导航方法原理图，其步骤是：
(1)、建立太阳系惯性坐标系OXYZ，并选取空间位置与速度作为导航系统的状 态矢量。
(2)、依据卫星轨道动力学方程建立状态方程。
(3)、通过导航敏感器及太阳敏感器获得太阳及火星相对探测器视线方向的单位矢量
Figure PCTCN2016082171-appb-000008
和
Figure PCTCN2016082171-appb-000009
(4)、根据步骤(3)获得的视线方向的单位矢量
Figure PCTCN2016082171-appb-000010
和
Figure PCTCN2016082171-appb-000011
建立观测方程。
(5)、在步骤(3)和步骤(4)的基础上，选用基于滤波值线性化的滤波方式进行状态估计，即可获得火星探测器实时的导航参数。
本方法的具体描述如下：
1、以探测器在J2000日心黄道惯性坐标系下的空间位置与速度作为导航系统的状态矢量X(t)，可描述为：
X(t)＝[x，y，z，vx，vy，vz]T
2、依据卫星轨道动力学方程建立状态方程。在火星探测巡航段，主要考虑太阳、地球、火星等天体摄动，太阳光压摄动，探测器的修正推力等影响。在日心惯性坐标系下，其一般形式为：
Figure PCTCN2016082171-appb-000012
Figure PCTCN2016082171-appb-000013
由此，将探测器轨道动力学方程表述为如下一般形式
Figure PCTCN2016082171-appb-000014
其中，w(t)表示状态模型噪声，一般作高斯白噪声处理。
3、通过导航敏感器及太阳敏感器获得太阳及火星相对探测器视线方向的单位矢量
Figure PCTCN2016082171-appb-000015
和
Figure PCTCN2016082171-appb-000016
其观测量模型为：
Figure PCTCN2016082171-appb-000017
Figure PCTCN2016082171-appb-000018
4、取观测值为Z为Rsp，建立观测方程有：
Figure PCTCN2016082171-appb-000019
忽略观测量中的高阶小量，由太阳和火星视线信息得到探测器位置矢量的观测方程可表示为：
Z＝h(X)+v(t)
其中观测误差
Figure PCTCN2016082171-appb-000020
5.对于状态方程和观测方程如上的导航系统，选用基于滤波值线性化的滤波方式进行状态估计，即可获得火星探测器实时的导航参数。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (3)

  1. 一种火星探测器自主导航方法，其特征在于，包括如下步骤：
    (1)以探测器在J2000日心黄道惯性坐标系下的空间位置与速度作为导航系统的状态矢量X(t)，矢量X(t)计算公式如下：
    X(t)＝[x，y，z，vx，vy，vz]T
    (2)在日心惯性坐标系下，确定状态方程：
    Figure PCTCN2016082171-appb-100001
    其中，w(t)表示状态模型噪声；
    (3)通过导航敏感器及太阳敏感器获得太阳及火星相对探测器视线方向的单位矢量
    Figure PCTCN2016082171-appb-100002
    和
    Figure PCTCN2016082171-appb-100003
    (4)取观测值为Z为Rsp，建立观测方程有：
    Z＝h(X)+v(t)
    其中观测误差
    Figure PCTCN2016082171-appb-100004
    (5)基于状态方程和观测方程，选用基于滤波值线性化的滤波方式进行状态估计，获得火星探测器实时的导航参数。
  2. 根据权利要求1所述的火星探测器自主导航方法，其特征在于，在步骤(3)中，太阳及火星相对探测器视线方向的观测量模型为：
    Figure PCTCN2016082171-appb-100005
    Figure PCTCN2016082171-appb-100006
    其中vps，vpm为视线矢量观测噪声。
  3. 根据权利要求1所述的火星探测器自主导航方法，其特征在于，在步骤(4)中，在日心惯性坐标系中，根据各天体视线矢量的几何关系，有：
    γ＝arccos(nRps·nRpm)
    θ＝arccos(nRsm·nRpm)
    探测器在惯性系中的位置为：
    Figure PCTCN2016082171-appb-100007
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