一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法与流程

本发明涉及一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，用于火星探测器地火转移绕日飞行过程中的自主轨道确定，尤其是当跟踪火星目标丢失或火星敏感器故障模式中，仅依靠对太阳矢量的测量，完成短期轨道计算。

背景技术：

火星探测器在地火转移绕日飞行过程中，需要实时计算环绕器位置速度，以保证整器姿态基准计算及任务成功。

国内无火星探测经验，地球卫星轨道计算一般根据地面测定轨提供轨道初值，在线进行轨道递推或利用器载gnss设备解算高精度轨道数据。然而对于火星探测器而言，具有器地距离远，无gnss可用的特点，单纯借鉴地球卫星的轨道计算方法存在可测窗口狭窄，无gnss可用，信息延迟大，自主性差的问题，为提高火星探测器轨道计算的可靠性，需要降低对地面的依赖度，实现自主导航。

此外，火星探测器在地火转移段飞行过程中，由于太阳，环绕器及火星三者之间的相位变化，需对火星进行实时跟踪以保证导航的连续性，而一旦姿态失稳，丢失火星目标，则造成导航中断，考虑太阳的稳定性，在导航过程中引入太阳矢量，除了具有优化观测构型的功能外，还能在火星目标丢失情况下维持短期的导航计算。

随着深空探测任务对探测器轨道计算自主性要求的不断提高，需要结合探测任务特点，在设计阶段开展自主导航观测目标的冗余选取，导航构型的构建内容，因此，可以研究一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法。

技术实现要素：

本发明的目的在于：克服现有技术的不足，提出了一种一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，用于火星探测器在飞行全过程星敏感器与陀螺联合标定。

为了解决上述技术问题，本发明通过以下的技术方案实现：

一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，包括如下步骤：

(1)令环绕器在器箭分离后进行速率阻尼；使环绕器相对惯性空间的位置保持不变；

(2)向环绕器的三轴飞轮均发送固定转速指令，使得环绕器具备捕获太阳的初始条件；对三轴飞轮均发送2转/分钟的固定转速指令。

(3)速率阻尼结束后，环绕器上自主判断是否在阴影区，如果在阴影区，维持器体稳定，等待出阴影后继续动作；

如果在阳照区，利用环绕器上装备的太阳敏感器系统进行太阳捕获，获取太阳矢量；

(4)当环绕器稳定捕获太阳后，环绕器上自主启用基于太阳矢量的自主导航算法，实时计算环绕器的位置和速度；环绕器稳定捕获太阳的判断条件为太阳敏感器连续10分钟输出有效太阳矢量信息。

(5)环绕器上实时判断器火距离是否启用火星捕获和跟踪，能够启动火星捕获和跟踪时，通过火星捕获跟踪方法完成火星敏感器对火星的捕获和跟踪；判断门限为器火距离小于1000万公里且大于500万公里，火星信息连续5分钟正常。所述器火距离是指环绕器和火星之间的距离。

(6)环绕器上实时判判断是否启用太阳矢量+火星信息的导航算法；判断门限为器火距离小于500万公里。

(7)环绕器上实时判断火星是否跟踪失败，如果跟踪失败，返回步骤(4)太阳矢量导航模式，并在稳定后自主捕获，跟踪火星。跟踪失败的判断门限为环绕器连续30秒火星信息输出异常，判定火星跟踪失败，火星重捕稳定条件为火星信息连续15分钟正常。

进一步的，启用基于太阳矢量的自主导航算法，实时计算环绕器的位置和速度，具体包括如下步骤：

第一步，利用前一拍数据对环绕器位置、速度进行一步预测；

①计算地器距离火器距离以及模值，具体如下：

其中，为位置矢量，地球位置矢量火星位置矢量

②计算地球引力fe、火星引力fm

其中，地球引力常数μe，火星引力常数μm；

③计算参数k1

日心j2000惯性系下环绕器的状态量其中为位置矢量，为速度矢量；μs是太阳引力常数；

④计算参数k2

令x′＝x+0.5k1，

其中，计算周期为t；

⑤计算参数k3

令x″＝x+0.207106781186548k1+0.292893218813452k2

⑥计算参数k4

令x″′＝x-0.707106781186548k2+1.707106781186548k3

⑦状态量预测

第二步，计算探测器指向火星的矢量

第三步，计算太阳矢量：

其中，地心j2000惯性系到探测器本体坐标系的姿态转换矩阵tgn2i；s为测量的太阳矢量；s′为计算的太阳矢量；

第四步，导航增益计算

①求状态转移矩阵φ，步骤如下：

φ51＝φ42

φ61＝φ43

φ62＝φ53

其中，φ41、φ42、φ43、φ51、φ52、φ53、φ61、φ62、φ63为矩阵元素，矩阵里面t为计算周期；

②观测方程的计算矩阵h取值如下：

其中，为估计方差的预测值，pk-1为当前周期的更新值，

矩阵

观测量的噪声矩阵：

③修正量计算：

δx＝kcn(s-s′)

④探测器位置和速度更新：

i为单位矩阵。

进一步的，通过火星捕获跟踪方法完成火星敏感器对火星的捕获和跟踪，具体包括如下步骤：

1)计算火星敏感器光轴与火星环绕器指向火星矢量的夹角：

ls是火星敏感器光轴；

2)计算火星敏感器光轴与火星环绕器指向火星矢量所在平面的法向：

3)计算跟踪修正姿态：

4)计算跟踪姿态：

其中qbi为火星探测器当前姿态。

进一步的，太阳矢量+火星信息的导航算法，具体包括两部分：

第一部分，与步骤(4)基于太阳矢量的自主导航算法相同，包括：

(1)利用前一拍数据对环绕器位置、速度进行一步预测：

①计算地器距离火器距离以及模值；

②计算地球引力fe、火星引力fm；

③计算参数k1、k2、k3、k4；

④状态量预测

(2)计算探测器指向火星的矢量

(3)计算火星质心坐标及太阳矢量；

(4)导航增益计算

①求状态转移矩阵φ。从此步骤之前的均与步骤(4)基于太阳矢量的自主导航算法相同，从此步骤之后为太阳矢量+火星信息的导航算法特殊之处。

具体为：

②求观测方程的计算矩阵，下式中aij取矩阵tgn2i中内容，i表示矩阵的行，j表示矩阵的列；

其中，f是导航敏感器的焦距；

③修正量计算：

④探测器位置和速度更新：

本发明采用的方法与现有技术相比，其优点和有益效果是：

(1)本发明通过一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，解决了火星探测器从初始入轨到近火捕获前的自主导航问题，使得火星探测器在地火转移段全程均具备器上自主轨道计算的能力。

(2)本发明轨道确定方法使火星探测器可以在跟踪火星目标丢失或火星敏感器故障的情况下获取稳定的观测量，增加了轨道自主确定的可靠性。

(3)本发明通过设计火星跟踪算法，使得火星能够维持在火星敏感器像面中心，一方面提高对火星观测的稳定性，另一方面火星处于火星敏感器像面中心能够提高火星敏感器解算导航信息的精度。

附图说明

图1为本发明的方法流程图。

具体实施方式

如图1所示，本发明提出的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，包括如下步骤：

(1)令环绕器在器箭分离后进行速率阻尼；完成速率阻尼，使环绕器相对惯性空间的位置保持不变；

(2)向环绕器的三轴飞轮均发送固定转速指令，使得环绕器具备捕获太阳的初始条件；对三轴飞轮均发送2转/分钟的固定转速指令。

(3)速率阻尼结束后，环绕器上自主判断是否在阴影区，如果在阴影区，维持器体稳定，等待出阴影后继续动作；

如果在阳照区，利用环绕器上装备的太阳敏感器系统进行太阳捕获，获取太阳矢量；

(4)当环绕器稳定捕获太阳后，环绕器上自主启用基于太阳矢量的自主导航算法，实时计算环绕器的位置和速度；

环绕器稳定捕获太阳的判断条件为太阳敏感器连续10分钟输出有效太阳矢量信息。

启用基于太阳矢量的自主导航算法，实时计算环绕器的位置和速度，具体包括如下步骤：

第一步，利用前一拍数据对环绕器位置、速度进行一步预测；

①计算地器距离火器距离以及模值，具体如下：

其中，为位置矢量，地球位置矢量火星位置矢量

②计算地球引力fe、火星引力fm

其中，地球引力常数μe，火星引力常数μm；

③计算参数k1

日心j2000惯性系下环绕器的状态量其中为位置矢量，为速度矢量；μs是太阳引力常数；

④计算参数k2

令x′＝x+0.5k1，

其中，计算周期为t；

⑤计算参数k3

令x″＝x+0.207106781186548k1+0.292893218813452k2

⑥计算参数k4

令x″′＝x-0.707106781186548k2+1.707106781186548k3

⑦状态量预测

第二步，计算探测器指向火星的矢量

第三步，计算太阳矢量：

其中，地心j2000惯性系到探测器本体坐标系的姿态转换矩阵tgn2i；s为测量的太阳矢量；s′为计算的太阳矢量；

第四步，导航增益计算

①求状态转移矩阵φ，步骤如下：

φ51＝φ42

φ61＝φ43

φ62＝φ53

其中，φ41、φ42、φ43、φ51、φ52、φ53、φ61、φ62、φ63为矩阵元素，矩阵里面t为计算周期；

②观测方程的计算矩阵h取值如下：

其中，为估计方差的预测值，pk-1为当前周期的更新值，

矩阵

观测量的噪声矩阵：

③修正量计算：

δx＝kcn(s-s′)

④探测器位置和速度更新：

变量说明及常数值：

i为单位矩阵，地球位置矢量火星位置矢量地球引力常数μe，火星引力常数μm；日心j2000惯性系下器火矢量光学火星敏感器输出的火星质心坐标以及视半径[p,l,s]；计算周期t；日心j2000惯性系下环绕器的状态量(其中为位置矢量，为速度矢量)；地心j2000惯性系到探测器本体坐标系的姿态转换矩阵tgn2i；s为测量的太阳矢量；s′为计算的太阳矢量。

μe＝403503

μm＝42828.4

观测量的噪声矩阵：

(5)环绕器上实时判断器火距离是否启用火星捕获和跟踪，能够启动火星捕获和跟踪时，通过火星捕获跟踪方法完成火星敏感器对火星的捕获和跟踪；判断门限为器火距离小于1000万公里且大于500万公里，火星信息连续5分钟正常。所述器火距离是指环绕器和火星之间的距离。

通过火星捕获跟踪方法完成火星敏感器对火星的捕获和跟踪，具体包括如下步骤：

1)计算火星敏感器光轴与火星环绕器指向火星矢量的夹角：

ls是火星敏感器光轴；

2)计算火星敏感器光轴与火星环绕器指向火星矢量所在平面的法向：

3)计算跟踪修正姿态：

4)计算跟踪姿态：

其中qbi为火星探测器当前姿态。

(6)环绕器上实时判判断是否启用太阳矢量+火星信息的导航算法；判断门限为器火距离小于500万公里。

太阳矢量+火星信息的导航算法，具体包括两部分：

第一部分，与所述基于太阳矢量的自主导航算法相同，具体如下：

(1)利用前一拍数据对环绕器位置、速度进行一步预测：

①计算地器距离火器距离以及模值，具体如下：

②计算地球引力fe、火星引力fm；

③计算参数k1、k2、k3、k4；

④状态量预测

(2)计算探测器指向火星的矢量

(3)计算火星质心坐标及太阳矢量；

(4)导航增益计算；

①求状态转移矩阵φ；从此步骤之前与所述基于太阳矢量的自主导航算法相同，从此步骤之后为加入火星信息的导航算法部分，

具体如下：

②求观测方程的计算矩阵，下式中aij取矩阵tgn2i中内容，i表示矩阵的行，j表示矩阵的列；

其中，f是导航敏感器的焦距；

③修正量计算：

④探测器位置和速度更新：

变量说明及常数值：

地球位置矢量火星位置矢量地球引力常数μe，火星引力常数μm；日心j2000惯性系下器火矢量光学火星敏感器输出的火星质心坐标以及视半径[p,l,s]；计算周期t；日心j2000惯性系下环绕器的状态量(其中为位置矢量，为速度矢量)；地心j2000惯性系到探测器本体坐标系的姿态转换矩阵tgn2i；s为测量的太阳矢量；s′为计算的太阳矢量。

μe＝403503，μm＝42828.4，rm＝3396，k＝36563

(7)环绕器上实时判断火星是否跟踪失败，如果跟踪失败，返回步骤(4)太阳矢量导航模式，并在稳定后自主捕获，跟踪火星。

跟踪失败的判断门限为环绕器连续30秒火星信息输出异常，判定火星跟踪失败，火星重捕稳定条件为火星信息连续15分钟正常。

给出本发明实施例，当火星探测器在器箭分离后，首先对火星探测器器体的角速度进行速率阻尼，使环绕器器体角速度满足捕获太阳控制的需求，之后进行精确捕获太阳控制。

稳定捕获到太阳后，器上自主启用仅太阳矢量的自主导航程序，仅利用太阳矢量进行火星探测器位置，速度的估计。

当器上判断火星探测器与火星之间的距离小于1000万公里且大于500万公里时，器上自主启用火星捕获，跟踪算法，完成对火星目标的稳定跟踪。

当器上判断火星探测器与火星之间的距离小于500万公里，器上转太阳矢量+火星信息的自主导航算法。

当器上判断火星目标跟踪丢失后，自主退回仅太阳矢量的自主导航程序，并在导航稳定输出后，启用火星重捕跟踪程序。

本发明通过考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，解决了火星探测器从初始入轨到近火捕获前的自主导航问题，使得火星探测器在地火转移段全程均具备器上自主轨道计算的能力。同时，本发明轨道确定方法使火星探测器可以在跟踪火星目标丢失或火星敏感器故障的情况下获取稳定的观测量，增加了轨道自主确定的可靠性。