一种基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航方法与流程
本发明涉及一种火星最终接近段自主导航方法，属于深空探测技术领域。
背景技术：
定点着陆技术(着陆精度100m范围内)能够满足探测器着陆在火星表面具有科研价值的预设地点或安全着陆在复杂地形区域等任务需求，近年来得到了广泛的关注。进入下降着陆(EDL)系统的着陆精度受四个主要因素影响，包括：进入界面的递送误差，进入界面的认知不确定性，环境不确定性以及探测器自身性能(转移能力等)。大气进入制导等新技术的运用能够一定程度上消除进入点递送误差以及环境不确定性造成的不利影响，在探测器固有性能一定的前提下，进入点的位置及速度认知不确定性对最终的着陆精度具有重要影响。火星最终接近段的导航性能直接决定了探测器在进入点处的状态估计精度，对后续EDL阶段的导航、制导至关重要，并影响探测器的最终着陆误差。因此，火星最终接近段导航对提高进入点状态估计精度以及实现任务定点着陆的目标具有重要意义。
在以往火星探测任务中，探测器在接近段大多利用地面的跟踪测控网络进行轨道确定，但这种导航方式存在信号衰减、通信时延等诸多局限。随着未来任务要求的不断提升，高精度、不依赖于地面的自主导航技术是深空探测技术的发展趋势。美国宇航局(NASA)和欧洲空间局(ESA)先后提出火星网的概念，设想在火星附近建立由轨道器组成的中继网络，为接近探测器、着陆器以及巡视器提供导航定位和通信支持服务。然而对基于轨道器的无线电导航来说，轨道器的位置和速度误差是接近探测器绝对导航中的重大误差源，而且在二体动力学环境下，仅利用测距等星间跟踪观测信息无法保证整个自主导航系统的全可观。
X射线脉冲星属于高速自转的中子星，在旋转过程中不断辐射磁极波束，当波束扫过安装在地面或航天器上的探测设备时，探测设备能够接收到连续的脉冲信号，因其具有极其稳定的周期性，X射线脉冲星为航天器自主导航提供了一种新的可行途径。近年来，一种基于X射线脉冲星的新自主导航方法凭借其高自主性和鲁棒性，获得了广泛的关注。先后有学者提出了利用X射线脉冲星进行火星探测器的自主导航；利用X射线脉冲星结合多普勒测速信息提高探测器进入状态估计精度等。然而，在利用脉冲星的绝对测量信息进行导航的过程中，状态转换时不可避免的会引入行星星历误差。同时，X射线脉冲星固有参数(距离、方位角等)也会对导航结果产生影响。
技术实现要素：
本发明公开的一种基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航方法，要解决的技术问题是提高火星最终接近段自主导航的精度。
本发明是通过下述技术方案实现的：
本发明公开的一种基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航方法，为实现火星最终接近段自主导航，建立最终接近及环绕动力学模型；结合X射线脉冲星到达时间差分信息和火星轨道器的多普勒测速信息，基于非线性滤波算法，对接近探测器和火星轨道器的状态进行联合估计，利用X射线脉冲星到达时间差分信息和火星轨道器的多普勒测速信息两种相对测量信息实现绝对导航，提高火星最终接近段自主导航的精度与进入点状态估计精度。
本发明公开的一种基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航方法，包括如下步骤：
步骤1：建立火星最终接近及环绕动力学模型。
火星最终接近段及环绕段导航系统动力学模型建立在火星中心惯性坐标系下。十二维状态向量包括用下标s表示的火星接近探测器的位置和速度向量和用下标o表示的火星轨道器的位置和速度向量，记为
其中rs＝[rx,s ry,s rz,s]T,vs＝[vx,s vy,s vz,s]T；
其中ro＝[rx,o ry,o rz,o]T,vo＝[vx,o vy,o vz,o]T。
采用J2扰动下的二体动力学方程作为系统动力学模型进行状态递推，即完成建立火星最终接近及环绕动力学模型，记为
其中f(x)＝[fT(xs) fT(xo)]T，
μ是火星引力常数，RM为火星平均半径，J2为火星的二阶带球谐系数，ri为向量ri的模，w设为非相关过程噪声，遵循公式(3)所示的统计特性。
E(w)＝0,E(wwT)＝Q (3)
Q为过程噪声协方差矩阵。
优选在J2000火星中心惯性坐标系下建立火星最终接近段及环绕段导航系统动力学模型。
步骤2：建立火星最终接近及环绕自主导航测量模型。
火星最终接近及环绕自主导航测量模型包括X射线脉冲星到达时间差分信息测量模型和基于火星轨道器的多普勒速度测量模型。
对于单一探测器来说，在接收到X射线脉冲之后，将其与太阳系质心标准轮廓进行对比，即可得到脉冲到达太阳系质心与脉冲到达探测器时间之差TOA，记为Δti，构建为，
式中，ni为太阳系中指向第i颗脉冲星的单位方向向量，b为太阳系质心相对太阳中心的位置向量，rb为探测器相对于太阳系质心的位置向量，b和rb为对应向量的幅值，D0i是第i颗脉冲星相对太阳系质心的距离，μs为太阳引力常数，c为光速，m为所使用脉冲星的个数。
由于测量方程(4)构建在太阳系质心坐标系下，而轨道动力学方程(2)建立在火星中心惯性坐标系，需要进行坐标转换。在转换的过程中，将不可避免引入星历误差。同时，脉冲星自身也存在固有参数的不确定性，例如D0i和ni的不确定性，会对测量方程(4)预报结果造成偏差。
为避免在转换的过程中引入星历误差，以及减小脉冲星固有参数的不确定性对导航结果造成的误差，在接近探测器和轨道器两个航天器上同时装配X射线探测器，两个航天器上的X射线探测器每次锁定同一颗X射线脉冲星进行观测并同时接收脉冲信号，能够获得该脉冲星分别到两个探测器的脉冲到达时间，通过信息交互和相关算法，能够获得脉冲到达时间的差分信息DTOA，记为Δdti。简化的一阶DTOA测量方程如公式(5)所示，
cΔdti＝ni·(rs-ro)＝ni·Δr (5)
其中Δr为探测器与轨道器间的相对位置向量。脉冲到达时间的差分信息DTOA与光速c的乘积反映了两个探测器相对位置矢量在所观测脉冲星方向矢量上的投影距离。通过差分方式，能够避免引入行星星历误差，且能有效降低脉冲星固有参数不确定性对导航性能的不利影响。
X射线脉冲星到达时间差分信息DTOA测量模型表示为，
yX＝hX(x)＝[Δdt1 Δdt2 … Δdtm]T+νX (6)
式中，νX为测量误差，认为服从高斯分布。
同时，通过探测器与装配有无线电收发机的火星轨道器的无线电测量及通信，能够得到多普勒测速信息ΔF，
其中，ΔF为多普勒频移，M为频率转发率，fT为发射频率，Tc＝ts-te为测量累计时间间隔，ts为开始时刻，te为终止时刻，Δr＝|Δr|为探测器与轨道器的瞬时距离。
若假设fT为常值，累计测量时间Tc很短，多普勒测速信息ΔF用瞬时距离变化率表示，
其中Δv为探测器与轨道器的相对速度向量。
基于火星轨道器的多普勒速度测量模型可以表示为，
yR＝hR(x)＝ΔF+νR (9)
式中，vR为测量误差，认为服从高斯分布。
式(6)和式(9)共同构建了火星最终接近及环绕自主导航测量模型。
无线电测量及通信波段优选采用UHF波段或X波段。
步骤3：基于非线性滤波算法，解算探测器实时导航状态信息，进一步提高火星最终接近段自主导航的精度。
根据火星最终接近及环绕动力学模型(2)及测量模型式(6)和式(9)，通过导航滤波计算能够对探测器和轨道器的状态进行估计。由于火星最终接近及环绕动力学模型(2)及测量模型式(9)均呈现非线性，故优选采用非线性滤波器，如扩展卡尔曼滤波EKF，无迹卡尔曼滤波UKF等提高导航滤波精度及收敛速度。最终输出探测器及轨道器状态信息，利用相对测量信息实现绝对导航，进一步提高火星最终接近段自主导航的精度。
有益效果：
1、本发明公开的一种基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航方法，采用X射线脉冲星到达时间差分信息DTOA，能够避免引入行星星历误差，且能有效降低脉冲星参数不确定性对导航性能的不利影响。
2、本发明公开的一种基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航方法，采用基于轨道器的无线电多普勒测速信息，观测数据更新率高，有直接的测速信息，且测量精度高，能够降低由于脉冲星观测时间长引起的状态发散问题。
3、本发明公开的一种基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航方法，联合估计接近探测器与火星轨道器的状态信息，有效维持轨道器定轨精度，减小轨道器基准误差对无线电导航的影响，能够同步提高两个探测器的导航性能。
4、本发明公开的一种基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航方法，采用非线性滤波器，能够提高导航滤波精度及收敛速度。
附图说明
图1为基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航的流程图。
图2为基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航误差结果，其中(a)为接近探测器位置估计误差图、(b)为接近探测器速度估计误差图、(c)为轨道器位置估计误差图、(d)为轨道器速度估计误差图。
具体实施方式
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。
实施例1：
本实例公开的一种基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航方法，包括如下步骤：
步骤1：建立火星最终接近及环绕动力学模型。
火星最终接近段及环绕段导航系统动力学模型建立在J2000火星中心惯性坐标系下。十二维状态向量包括用下标s表示的火星接近探测器的位置和速度向量和用下标o表示的火星轨道器的位置和速度向量，记为
其中rs＝[rx,s ry,s rz,s]T,vs＝[vx,s vy,s vz,s]T；
其中ro＝[rx,o ry,o rz,o]T,vo＝[vx,o vy,o vz,o]T。
采用J2扰动下的二体动力学方程作为系统动力学模型进行状态递推，即完成建立火星最终接近及环绕动力学模型，记为
其中f(x)＝[fT(xs) fT(xo)]T，
μ是火星引力常数，RM为火星平均半径，J2为火星的二阶带球谐系数，ri为向量ri的模，w设为非相关过程噪声，遵循以下统计特性
E(w)＝0,E(wwT)＝Q (3)
Q为过程噪声协方差矩阵。
步骤2：建立火星最终接近及环绕自主导航测量模型。
火星最终接近及环绕自主导航测量模型包括X射线脉冲星到达时间差分信息测量模型和基于火星轨道器的多普勒速度测量模型。
对于单一探测器来说，在接收到X射线脉冲之后，将其与太阳系质心标准轮廓进行对比，即可得到脉冲到达太阳系质心与脉冲到达探测器时间之差TOA。记为Δti，构建为,
式中，ni为太阳系中指向第i颗脉冲星的单位方向向量，b为太阳系质心相对太阳中心的位置向量，rb为探测器相对于太阳系质心的位置向量，b和rb为对应向量的幅值，D0i是第i颗脉冲星相对太阳系质心的距离，μs为太阳引力常数，c为光速。
由于测量方程(4)构建在太阳系质心坐标系下，而轨道动力学方程(2)建立在火星中心惯性坐标系，需要进行坐标转换。在转换的过程中，将不可避免引入星历误差。同时，测量模型自身也存在脉冲固有参数的不确定性，例如D0i和ni的不确定性，会对测量方程(4)预报结果造成偏差。
为避免在转换的过程中引入星历误差，以及减小脉冲星固有参数的不确定性对导航结果造成的误差，在接近探测器和轨道器两个航天器上同时装配X射线探测器，两个航天器上的X射线探测器每次锁定同一颗X射线脉冲星进行观测并同时接收脉冲信号，能够获得该脉冲星分别到两个探测器的脉冲到达时间，通过信息交互和相关算法，能够获得脉冲到达时间的差分信息DTOA，记为Δdti。简化的一阶DTOA测量方程如公式(5)所示，
cΔdti＝ni·(rs-ro)＝ni·Δr (5)
其中Δr为探测器与轨道器间的相对位置向量。脉冲到达时间的差分信息DTOA与光速c的乘积反映了两个探测器相对位置矢量在所观测脉冲星方向矢量上的投影距离。通过差分方式，能够避免引入行星星历误差，且能有效降低脉冲星参数不确定性对导航性能的不利影响。
X射线脉冲星到达时间差分信息DTOA测量模型表示为，
yX＝hX(x)＝[Δdt1 Δdt2]T+νX (6)
式中，νX为测量误差，认为服从高斯分布。
同时，通过探测器与装配有无线电收发机的火星轨道器的无线电测量及通信，能够得到多普勒测速信息ΔF，
其中，ΔF为多普勒频移，M为频率转发率，fT为发射频率，Tc＝ts-te为测量累计时间间隔，ts为开始时刻，te为终止时刻，Δr＝|Δr|为探测器与轨道器的瞬时距离。
若假设fT为常值，累计测量时间Tc很短，多普勒测速信息ΔF用瞬时距离变化率表示，
其中Δv为探测器与轨道器的相对速度向量。
基于火星轨道器的多普勒速度测量模型可以表示为：
yR＝hR(x)＝ΔF+νR (9)
式中，vR为测量误差，认为服从高斯分布。
式(6)和式(9)共同构建了火星最终接近及环绕自主导航测量模型。
步骤3：基于非线性滤波算法，解算探测器实时导航状态信息，进一步提高火星最终接近段自主导航的精度。
根据火星最终接近及环绕动力学模型(2)及测量模型式(6)和式(9)，通过导航滤波计算能够对探测器和轨道器的状态进行估计。由于火星最终接近及环绕动力学模型(2)及测量模型式(9)均呈现非线性，故优选采用非线性滤波器——无迹卡尔曼滤波UKF提高导航滤波精度及收敛速度。最终输出探测器及轨道器状态信息，利用相对测量信息实现绝对导航，进一步提高火星最终接近段自主导航的精度。
对该导航方案进行仿真验证，接近探测器及轨道器的轨道参数如表1所示。接近探测器初始状态位置误差为10km，速度误差为10m/s，轨道器的初始状态位置误差为10m，速度误差为0.1m/s。仿真时间为自探测器进入火星大气前12h至进入火星大气层(距火星表面高度125km)。在接近过程中，脉冲星观测时长为10min；多普勒测速间隔1min；无线电测距测速精度为1mm/s。
表1探测器与轨道器的轨道根数
基于相对测量信息的火星最终接近段自主导航方案性能如图2所示，图
(a)，(b)，(c)，(d)分别为最后10小时接近探测器和火星轨道器的导航位置、速度估计误差及3σ误差限。由仿真结果可以看出，探测器的位置及速度估计误差均随时间快速收敛，最终能得到高精度的状态估计信息，轨道器的位置及速度误差也能收敛并维持在较好的精度水平。
本发明保护范围不仅局限于实施例，实施例用于解释本发明，凡与本发明在相同原理和构思条件下的变更或修改均在本发明公开的保护范围之内。
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