一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种信标辅助导航方法，尤其涉及一种火星大气进入段伴飞信标辅助 导航方法，属于深空探测技术领域。
【背景技术】
[0002] 未来火星探测需要着陆器实现精确软着陆。火星大气进入降段是着陆过程持续时 间最长的阶段，通过一定的制导算法可以控制着陆器飞往预定开伞点，开伞点精度是影响 最终着陆精度的重要因素。为确保开伞点的高精度，进入段导航系统须提供着陆器精确的 位置和速度信息。因此，构建可以精确确定着陆器位置和速度的导航方案是定点着陆任务 成功的基础。
[0003] 在火星着陆的大气进入段，着陆器与大气摩擦产生大量的热，为保护仪器设备不 受损坏，着陆器包裹在隔热罩内，而这也导致大量的导航敏感器不可用。以往的火星着陆任 务在进入段均采用惯性导航方案。由于惯性导航方案不能校正进入段着陆器状态的初始偏 差，且惯性元件的测量误差随时间积累，因此进入段导航精度低。高频无线电信号可以穿越 防护罩和黑障，对于着陆器，若在着陆过程中有可见的（着陆器与信标连线不受火星遮挡） 无线电信标，即位置已知的无线电信号源，便可采用无线电导航方案来提高进入段导航精 度。由于目前火星表面尚未布置无线电信标，且在轨的具有无线电通信能力的轨道器（可 视为运动的无线电信标）数量少，因此，不能保证着陆器在进入段有可见的信标。然而对于 火星环绕着陆一体探测任务，轨道器与着陆器分离后，着陆器按预定着陆轨迹着陆，轨道器 则继续在轨运行，且在着陆过程中，轨道器始终对着陆器可见。此时可利用两者之间的无线 电测距测速信息进行导航。
[0004] 在环绕着陆一体探测任务中，由于着陆器的轨道与着陆器的着陆轨迹近似在一个 平面内，着陆器在该平面内的状态分量在无线电测量信息中所占权重大，而平面外的状态 分量在无线电测量信息中所占权重小，甚至无权重，这导致仅靠着陆器与轨道器之间的测 距测速信息进行导航时，只能将着陆器在平面内的状态分量估计准确，因此这种几何构型 不利于实现着陆器全状态的高精度估计。为改善无线电导航的几何构型，可以在轨道器与 着陆器分离时，从轨道器上沿轨道面法线方向弹射一颗无线电信标。在着陆过程中，无线电 信标、着陆器以及轨道器之间都进行测距测速，将测量信息传到着陆器上进行解算，可以获 得着陆器全状态的高精度估计。
【发明内容】
[0005] 针对已有技术中存在的惯性导航无法校正初始状态偏差、测量误差随时间积累的 问题，以及着陆器与单颗轨道器进行无线电导航时几何构型差的缺点。本发明公开的一种 火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，要解决的技术问题是通过增加伴飞信标，引入着 陆器、轨道器和伴飞信标之间的无线电测距测速信息，克服惯性导航无法校正初始状态偏 差、测量误差随时间积累的问题，并改善无线电导航的几何构型，获得着陆器全状态的高精 度估计，提高进入段导航精度。
[0006] 本发明的目的是通过下述技术方案实现的：
[0007] 本发明公开的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，在火星大气进入段惯 性导航的基础上，引入伴飞信标，通过增加对上述着陆器、轨道器和伴飞信标之间的无线电 测距测速作为测量量，校正初始状态偏差，并改善着陆器和轨道器进行无线电导航时的几 何构型，进而提高进入段导航精度。
[0008] 所述的引入伴飞信标的数量根据导航精度需要而定，引入的伴飞信标越多，测量 量越多，导航精度越高。所述的引入伴飞信标优选无线电接收机。
[0009] 所述的伴飞信标形状优选球形。
[0010] 本发明的技术方案具体包括如下步骤：
[0011] 本发明公开的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，包括如下步骤：
[0012] 步骤1 :在增加伴飞信标的基础上，建立大气进入段无线电导航的状态方程。
[0013] 在火星惯性系下，着陆器状态X包括位置矢量r= [x，y，z]T、速度矢量v= [Vx,vy,vz]T，伴飞信标的状态Xb包括位置矢量rb=[xb,yb,zb]T、速度矢量vb=[vbx,vby,vbz] 1'，轨道器的状态乂|11包括位置矢量1' |11=[1|11，7111，2|11]1'、速度矢量￥ |11=[￥|11)!，￥|^，￥|^]1'。大气进入 段着陆器的动力学方程戈=/(X)的具体表达式为
[0014]
(1)
[0015] 其中D为气动阻力加速度，L为升力加速度，g为火星当地重力加速度，表达式分别 如式（2) _(4)所示
[0016] D= 0. 5Pv2CDS/m (2)
[0017] L= 0. 5Pv2CLS/m (3)
[0018]
0)
[0019] P为火星大气密度，CD，分别为着陆器的阻力系数和升力系数，S为着陆器的气 动参考面积，m为着陆器的质量，y为火星的万有引力常数，r和V分别为位置矢量r和速 度矢量v的模。火星大密度随高度呈现指数变化规律，如式（5)所示
[0020]
⑶
[0021] 式中，P 篸考密度，r。为火星的参考半径，hs为比例高度。
[0022] 球形伴飞信标在飞行过程中只受重力和气动阻力作用，其动力学方程如式（6)所 示
[0023] (5)
[0024] 式中，Db，gb为伴飞信标的气动阻力加速度和重力加速度，其表达式分别如式 (7)-⑶所示：
[0025] Db= 0. 5pvb2CbDSb/mb (7)
[0026]
(8)
[0027] 式中，CbD为伴飞信标的气动阻力系数，Sb为伴飞信标的参考面积，mb为伴飞信标 的质量，4和vb分别为伴飞信标位置矢量rb和速度矢量vb的模。
[0028] 轨道器的运动遵循二体动力学，动力学方程如式（9)所示
[0029]
(9)
[0030] 在大气进入段，轨道器作为定位基准，其位置和速度为已知量，着陆器和伴飞信标 的位置及速度为待估状态。因此导航系统的状态方程（10)由着陆器的动力学方程（1)和 伴飞信标的动力学方程（6)组合，建立大气进入段无线电导航的状态方程如式（10)所示
[0031]
(10)
[0032] 式中，wsys为系统噪声。
[0033] 步骤2 :建立引入伴飞信标后火星大气进入段的无线电导航测量模型。
[0034] 在进入段，轨道器、着陆器以及伴飞信标之间进行无线电通信，测得三者之间的相 对距离和速度信息。定义着陆器与轨道器之间的相对距离和速度为山、^，伴飞信标与轨道 器之间的相对距离和速度为d2、v2，伴飞信标与着陆器之间的相对距离和速度为d3、v3。无 线电测距测速的表达式如式（11)-(16)所示
[0041] 式中，wdl和wvl为着陆器与轨道器之间的测距测速误差，wd2和wv2为伴飞信标与轨 道器之间的测距测速误差，Wd3和wv3为伴飞信标和着陆器之间的测距测速误差。
[0042] 火星着陆大气进入段伴飞信标辅助导航的观测模型为
[0043]
[0044] 步骤3 :根据步骤1建立的导航状态方程和步骤2建立的测量模型，通过滤波算法 估计出着陆器的位置和速度，获得着陆器全状态的高精度估计，提高进入段导航精度。
[0045] 根据步骤1得到的火星大气进入段状态方程（10)及步骤2得到的测量模型式 (17)，通过导航滤波算法估计着陆器的状态。由于动力学方程和测量方程均为非线性，采用 非线性滤波算法，获得着陆器全状态的高精度估计，提高进入段导航精度。
[0046]步骤3所述的导航滤波算法采用扩展卡尔曼滤波（ExtendKalmanFilter,EKF)， 无迹卡尔曼滤波（UnscentedKalmanFilter,UKF)算法以提高导航滤波精度及收敛速度。
[0047] 有益效果：
[0048] 1、本发明公开的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，增加伴飞信标，弓丨 入着陆器、轨道器和伴飞信标之间的无线电测距测速信息，解决了传统惯性导航无法校正 初始状态偏差、测量误差随时间积累的缺点。
[0049] 2、本发明公开的一种火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法，引入伴飞信标改善 了着陆器与轨道器进行无线电导航时的几何构型，实现了着陆器全状态的高精度估计。
【附图说明】
[0050] 图1为着陆器与轨道器无线电导航方法示意图；
[0051] 图2为着陆器与轨道器以及伴飞信标无线电导航方法示意图；
[0052] 图3为火星大气进入段伴飞信标辅助导航方法流程图；
[0053]图4为【具体实施方式】中采用伴飞信标辅助导航方法时火星惯性系下着陆器各状 态误差及3-sigma误差限；
[0054] 图4 (a)为着陆器在惯性系X轴方向的位置估计误差及3-sigma误差限；
[0055] 图4(b)为着陆器在惯性系X轴方向的速度估计误差及3-sigma误差限；
[0056] 图4(c)为着陆器在惯性系Y轴方向的位置估计误差及3-sigma误差限；
[0057] 图4(d)为着陆器在惯性系Y轴方向的速度估计误差及3-sigma误差限；
[0058] 图4(e)为着陆器在惯性系Z轴方向的位置估计误差及3-sigma误差限；
[0059] 图4(f)为着陆器在惯性系Z轴方向的速度估计误差及3-sigma误差限。
【具体实施方式】
[0060] 为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对
【发明内容】
做进一步 说明。
[0061] 本实例针对火星大气进入段伴飞信标辅助导航方案，结合轨道器、着陆器和伴飞 信标之间的无线电测距测速信息，采用扩展卡尔曼滤波器进行滤波解算，实现动力下降段 的高精度导航。本实例的具体实施方法如下：
[0062] 步骤1 :在增加伴飞信标的基础上，建立大气进入段无线电导航的状态方程。