一种地外天体着陆过程自适应导航修正方法和系统与流程

1.本发明属于航天器制导、导航与控制技术领域，尤其涉及一种地外天体着陆过程自适应导航修正方法和系统。


背景技术：

2.火星探测任务的进入、下降和着陆段(entry descent and landing，简称edl)是火星探测器近7亿千米旅途的最后6、7分钟，是火星表面探测任务的关键阶段，也是最困难的阶段。edl技术也是火星表面探测任务的关键技术之一。从火星探测器以2万千米每小时的速度进入火星大气开始，经历大气减速、降落伞拖拽、动力减速等一系列阶段，最终为了确保安全精确地降落在火星表面。火星大气进入过程的飞行环境恶劣，为了保护探测器不被高温损坏，需要将其包装在防热大底里。从大气进入到抛防热大底之前，只有惯性敏感器可用，当防热大底抛掉以后利用测距、测速敏感器对惯性导航误差进行修正，保证高度和速度估计的精确。
3.在着陆过程中，测距测速敏感器可能会出现异常值。一旦引入异常值，则可能会带来很大的高度和速度估计偏差，影响任务成败，因此测距测速修正算法的设计需要考虑异常值的剔除。目前异常值的剔除主要通过测距测速敏感器多波束打分判断以及与惯导比对两种手段来实现。
4.测距测速敏感器多波束打分判断：需要可用波束的个数至少为5，由于姿态摆动及敏感器自身测量约束，在抛大底初期可用波束会很少(小于5)，因此在抛大底初期这一时段，无法实现异常值的剔除，进而也就无法实现对高度和速度的精确估计。
5.惯导比对：需要对剔除阈值进行选取。剔除阈值选取过小，则可能会导致引入不了正常波束；剔除阈值选取过大，则可能会引入异常波束，从而拉偏惯导；一旦拉偏惯导，则在后续可能会导致正常波束无法满足比对阈值，引入不了修正的风险。


技术实现要素：

6.本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种地外天体着陆过程自适应导航修正方法和系统，通过将惯导的输出值(由惯导解算输出的着陆器位置和速度)与测距、测速敏感器的测量值进行有效融合，实现了着陆器相对于火星表面的高度和速度的精确估计。
7.为了解决上述技术问题，本发明公开了一种地外天体着陆过程自适应导航修正方法，包括：
8.依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量，并对解算得到的测距敏感器各个波束对应的高度修正量进行加权融合处理，得到全局高度修正量；根据得到的全局高度修正量，对由惯导解算输出的着陆器位置进行自适应修正；
9.依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量，并对解算得到的测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量进行三维合成，得到全局速度修正量；根
据得到的全局速度修正量，对由惯导解算输出的着陆器速度进行自适应修正。
10.在上述地外天体着陆过程自适应导航修正方法中，依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量，包括：
11.获取惯导解算输出的本体坐标系下的引力测距敏感器第i个波束的指向在本体坐标系下的投影p
r(i)
、以及测距敏感器第i个波束的距离测量值
12.根据p
r(i)
和解算得到
[0013][0014]
其中，表示基于测距敏感器第i个波束得到的着陆器相对于天体表面的高度；
[0015]
根据解算得到测距敏感器第i个波束的高度修正量为δh(i)：
[0016][0017]
其中，h
ins
表示由惯导解算输出的着陆器相对于天体表面的高度，k
h(i)
表示测距敏感器第i个波束的测距修正系数；
[0018]
基于公式(1)和(2)，依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量。
[0019]
在上述地外天体着陆过程自适应导航修正方法中，全局高度修正量的解算公式如下：
[0020][0021]
其中，δh表示全局高度修正量，s表示测距敏感器的可用波束的总数量，βi表示测距敏感器第i个波束的测距修正系数，d
h(i)
表示测距敏感器第i个波束的引入标志符。
[0022]
在上述地外天体着陆过程自适应导航修正方法中，根据得到的全局高度修正量，对由惯导解算输出的着陆器位置进行自适应修正，包括：
[0023]
获取由惯导解算输出的着陆器位置
[0024]
通过如下公式(4)，对进行自适应修正，得到自适应修正后的着陆器位置：
[0025][0026]
其中，r
ins
表示自适应修正后的着陆器位置。
[0027]
在上述地外天体着陆过程自适应导航修正方法中，
[0028]dh(i)
的解算公式如下：
[0029][0030]
其中，gh表示测距的有效性比对阈值，k
gh
表示gh的放大系数；
[0031]
βi的解算公式如下：
[0032][0033]kgh
按照如下策略进行自适应调整：当连续10个导航测距修正周期引入修正的测距波束个数均小于max(s-3,3)时，置k
gh
＝2.0；直至某一导航周期引入修正的测距波束个数不小于max(s-3,3)时，置k
gh
为默认值；其中，k
gh
的默认值为1.0；
[0034]
引入修正的测距波束个数的解算公式如下：
[0035][0036]
其中，m
dh
表示引入修正的测距波束个数。
[0037]
在上述地外天体着陆过程自适应导航修正方法中，依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量，包括：
[0038]
获取惯导解算输出的地速沿测速敏感器第j个波束的分量v
ins,(j)
和测速敏感器第j个波束的速度测量值
[0039]
根据v
ins,(j)
和解算得到δv
(j)
：
[0040][0041]
其中，δv
(j)
表示测速敏感器第j个波束沿着波束方向的速度修正量，k
v(j)
表示测速敏感器第j个波束的测速修正系数，d
v(j)
表示测速敏感器第j个波束的引入标志符；
[0042]
基于公式(8)，依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量。
[0043]
在上述地外天体着陆过程自适应导航修正方法中，全局速度修正量的解算公式如下：
[0044][0045]
其中，表示全局速度修正量，p
v(j)
表示测速敏感器第j个波束的指向在本体坐标系下的投影，j＝1,2,
…
,sv，sv表示测速敏感器的可用波束的总数量。
[0046]
在上述地外天体着陆过程自适应导航修正方法中，根据得到的全局速度修正量，对由惯导解算输出的着陆器速度进行自适应修正，包括：
[0047]
获取由惯导解算输出的着陆器速度
[0048]
通过如下公式(10)，对进行自适应修正，得到自适应修正后的着陆器速度：
[0049][0050]
其中，v
ins
表示自适应修正后的着陆器速度，表示本体坐标系到惯性坐标系的
转换阵。
[0051]
在上述地外天体着陆过程自适应导航修正方法中，
[0052]dv(j)
的解算公式如下：
[0053][0054]
其中，gv表示测速的有效性比对阈值，k
gv
表示gv的放大系数；
[0055]kgv
按照如下策略进行自适应调整：当连续10个导航测速修正周期引入修正的测速波束个数均小于max(s
v-3,3)时，置k
gv
＝2.0；直至某一导航周期引入修正的测速波束个数不小于max(s
v-3,3)时，置k
gv
为默认值；其中，k
gv
的默认值为1.0；
[0056]
引入修正的测速波束个数的解算公式如下：
[0057][0058]
其中，m
dh
表示引入修正的测距波束个数，sv表示测速敏感器的可用波束的总数量。
[0059]
相应的，本发明还公开了一种地外天体着陆过程自适应导航修正系统，包括：
[0060]
测距修正模块，用于依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量，并对解算得到的测距敏感器各个波束对应的高度修正量进行加权融合处理，得到全局高度修正量；根据得到的全局高度修正量，对由惯导解算输出的着陆器位置进行自适应修正；
[0061]
测速修正模块，用于依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量，并对解算得到的测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量进行三维合成，得到全局速度修正量；根据得到的全局速度修正量，对由惯导解算输出的着陆器速度进行自适应修正。
[0062]
本发明具有以下优点：
[0063]
(1)本发明公开了一种地外天体着陆过程自适应导航修正方案，通过将惯导的输出值(由惯导解算输出的着陆器位置和速度)与测距、测速敏感器的测量值进行有效融合，实现了着陆器相对于火星表面的高度和速度的精确估计。
[0064]
(2)本发明公开了一种地外天体着陆过程自适应导航修正方案，通过监测与惯导比对剔除的测距波束个数来监测惯导位置是否被拉偏。当监测到连续10个导航测距修正周期与惯导比对剔除波束个数不小于3个或者引入测距修正的波束个数小于3个(即m
dh
＜max(s-3,3))时，认为惯导位置被故障测距波束拉偏，此时正常测距波束无法引入导航测距修正。一旦监测到惯导位置被故障测距波束拉偏，则置k
gh
＝2.0，自适应放大测距敏感器与惯导比对的故障判断阈值(k
ghgh
)，保证惯导位置被故障测距波束拉偏的情况下正常测距波束仍能被引入测距修正。进一步的，当监测到与惯导比对剔除波束个数少于3个且引入测距修正的波束个数不小于3个时，置k
gh
＝1.0，缩小测距敏感器与惯导比对的故障判断阈值(k
ghgh
)，实现测距小异常值的剔除，提高测距修正精度。
[0065]
(3)本发明公开了一种地外天体着陆过程自适应导航修正方案，通过监测与惯导比对剔除的测速波束个数来监测惯导速度是否被拉偏。当监测到连续10个导航测速修正周期与惯导比对剔除波束个数不小于3个或者引入测速修正的波束个数小于3个(即，m
dv
＜max(s
v-3,3))时，则认为惯导速度被故障测速波束拉偏，此时正常测速波束无法引入导航测速
修正。一旦监测到惯导速度被故障测速波束拉偏了，则置k
gv
＝2.0，自适应放大测速敏感器与惯导比对的故障判断阈值(k
gvgv
)，保证惯导速度被故障测速波束拉偏的情况下正常测速波束仍能被引入测速修正，进一步的，当监测到与惯导比对剔除波束个数少于3个且引入测速修正的波束个数不小于3个时，置k
gv
＝1.0，缩小测速敏感器与惯导比对的故障判断阈值(k
gvgv
)，实现测速小异常值的剔除，提高测速修正精度。
附图说明
[0066]
图1是本发明实施例中一种地外天体着陆过程自适应导航修正方法的步骤流程图；
[0067]
图2是本发明实施例中一种地外天体着陆过程自适应导航修正系统的步骤流程图。
具体实施方式
[0068]
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
[0069]
如图1，在本实施例中，该地外天体着陆过程自适应导航修正方法，包括：
[0070]
步骤101，依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量，并对解算得到的测距敏感器各个波束对应的高度修正量进行加权融合处理，得到全局高度修正量。
[0071]
在本实施例中，测距敏感器各个波束对应的高度修正量的解算流程如下：
[0072]
获取惯导解算输出的本体坐标系下的引力测距敏感器第i个波束的指向在本体坐标系下的投影p
r(i)
、以及测距敏感器第i个波束的距离测量值
[0073]
根据p
r(i)
和解算得到基于测距敏感器第i个波束得到的着陆器相对于天体表面的高度
[0074][0075]
根据解算得到测距敏感器第i个波束的高度修正量为δh(i)：
[0076][0077]
其中，h
ins
表示由惯导解算输出的着陆器相对于天体表面的高度，k
h(i)
表示测距敏感器第i个波束的测距修正系数。基于公式(1)和(2)，可依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量。
[0078]
进一步的，全局高度修正量δh的解算公式如下：
[0079][0080]
其中，s表示测距敏感器的可用波束的总数量。
[0081]
优选的，d
h(i)
表示测距敏感器第i个波束的引入标志符，d
h(i)
的解算公式如下：
[0082][0083]
其中，gh表示测距的有效性比对阈值，k
gh
表示gh的放大系数。
[0084]
优选的，βi表示测距敏感器第i个波束的测距修正系数，βi与d
h(i)
满足如下关系式：
[0085][0086]
优选的，k
gh
可按照如下策略进行自适应调整：当连续10个导航测距修正周期引入修正的测距波束个数均小于max(s-3,3)时，置k
gh
＝2.0；直至某一导航周期引入修正的测距波束个数不小于max(s-3,3)时，置k
gh
为默认值；其中，k
gh
的默认值为1.0。
[0087]
优选的，引入修正的测距波束个数m
dh
的解算公式如下：
[0088][0089]
步骤102，根据得到的全局高度修正量，对由惯导解算输出的着陆器位置进行自适应修正。
[0090]
在本实施例中，在获取由惯导解算输出的着陆器位置后，可通过如下公式(4)对进行自适应修正，进而得到自适应修正后的着陆器位置r
ins
：
[0091][0092]
步骤103，依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量，并对解算得到的测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量进行三维合成，得到全局速度修正量。
[0093]
在本实施例中，测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正的解算流程如下：
[0094]
获取惯导解算输出的地速沿测速敏感器第j个波束的分量v
ins,(j)
和测速敏感器第j个波束的速度测量值
[0095]
根据v
ins,(j)
和解算得到测速敏感器第j个波束沿着波束方向的速度修正量δv
(j)
：
[0096][0097]
其中，k
v(j)
表示测速敏感器第j个波束的测速修正系数，d
v(j)
表示测速敏感器第j个波束的引入标志符。基于公式(8)，可依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量。
[0098]
进一步的，全局速度修正量的解算公式如下：
[0099][0100]
其中，p
v(j)
表示测速敏感器第j个波束的指向在本体坐标系下的投影，j＝1,2,
…
,sv，sv表示测速敏感器的可用波束的总数量。
[0101]
优选的，d
v(j)
的解算公式如下：
[0102][0103]
其中，gv表示测速的有效性比对阈值，k
gv
表示gv的放大系数。
[0104]
优选的，k
gv
可按照如下策略进行自适应调整：当连续10个导航测速修正周期引入修正的测速波束个数均小于max(s
v-3,3)时，置k
gv
＝2.0；直至某一导航周期引入修正的测速波束个数不小于max(s
v-3,3)时，置k
gv
为默认值；其中，k
gv
的默认值为1.0。
[0105]
优选的，引入修正的测速波束个数m
dh
的解算公式如下：
[0106][0107]
步骤104，根据得到的全局速度修正量，对由惯导解算输出的着陆器速度进行自适应修正。
[0108]
在本实施例中，在获取由惯导解算输出的着陆器速度后，可通过如下公式(10)，对进行自适应修正，得到自适应修正后的着陆器速度v
ins
：
[0109][0110]
其中，表示本体坐标系到惯性坐标系的转换阵。
[0111]
步骤105，基于步骤102得到的着陆器位置自适应修正结果和步骤104得到的着陆器速度自适应修正结果，实现着陆器相对于火星表面的高度和速度的精确估计。
[0112]
综上所述，本发明通过将惯导的输出值(由惯导解算输出的着陆器位置和速度)与测距、测速敏感器的测量值进行有效融合，实现了着陆器相对于火星表面的高度和速度的精确估计：利用与惯导比对剔除波束的个数作为变量来在线监测惯导是否被故障波束拉偏(惯导位置被故障测距波束拉偏、惯导速度被故障测速波束拉偏)，一旦监测到惯导被故障波束拉偏了，则自适应放大惯导比对的阈值(测距敏感器与惯导比对的故障判断阈值、测速敏感器与惯导比对的故障判断阈值)。当监测到惯导没有被故障波束拉偏，则缩小惯导比对的阈值，实现测距测速小异常值的剔除，避免了大动态下引入故障波束后正常波束无法引入导航测距测速修正的问题，有效提高了测距测速修正导航算法的容错能力。
[0113]
在上述实施例的基础上，如图2所示，本发明实施例还公开了一种地外天体着陆过程自适应导航修正系统，包括：测距修正模块201，用于依次解算得到测距敏感器各个波束
对应的高度修正量，并对解算得到的测距敏感器各个波束对应的高度修正量进行加权融合处理，得到全局高度修正量；根据得到的全局高度修正量，对由惯导解算输出的着陆器位置进行自适应修正。测速修正模块202，用于依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量，并对解算得到的测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量进行三维合成，得到全局速度修正量；根据得到的全局速度修正量，对由惯导解算输出的着陆器速度进行自适应修正。估计模块203，基于测距修正模块201得到的着陆器位置自适应修正结果和测速修正模块202得到的着陆器速度自适应修正结果，实现着陆器相对于火星表面的高度和速度的精确估计。
[0114]
对于系统实施例而言，由于其与方法实施例相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例部分的说明即可。
[0115]
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
[0116]
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种地外天体着陆过程自适应导航修正方法，其特征在于，包括：依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量，并对解算得到的测距敏感器各个波束对应的高度修正量进行加权融合处理，得到全局高度修正量；根据得到的全局高度修正量，对由惯导解算输出的着陆器位置进行自适应修正；依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量，并对解算得到的测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量进行三维合成，得到全局速度修正量；根据得到的全局速度修正量，对由惯导解算输出的着陆器速度进行自适应修正。2.根据权利要求1所述的地外天体着陆过程自适应导航修正方法，其特征在于，依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量，包括：获取惯导解算输出的本体坐标系下的引力测距敏感器第i个波束的指向在本体坐标系下的投影p
r(i)
、以及测距敏感器第i个波束的距离测量值根据p
r(i)
和解算得到解算得到其中，表示基于测距敏感器第i个波束得到的着陆器相对于天体表面的高度；根据解算得到测距敏感器第i个波束的高度修正量为δh
(i)
：其中，h
ins
表示由惯导解算输出的着陆器相对于天体表面的高度，k
h(i)
表示测距敏感器第i个波束的测距修正系数；基于公式(1)和(2)，依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量。3.根据权利要求2所述的地外天体着陆过程自适应导航修正方法，其特征在于，全局高度修正量的解算公式如下：其中，δh表示全局高度修正量，s表示测距敏感器的可用波束的总数量，β
i
表示测距敏感器第i个波束的测距修正系数，d
h(i)
表示测距敏感器第i个波束的引入标志符。4.根据权利要求3所述的地外天体着陆过程自适应导航修正方法，其特征在于，根据得到的全局高度修正量，对由惯导解算输出的着陆器位置进行自适应修正，包括：获取由惯导解算输出的着陆器位置通过如下公式(4)，对进行自适应修正，得到自适应修正后的着陆器位置：其中，r
ins
表示自适应修正后的着陆器位置。5.根据权利要求3所述的地外天体着陆过程自适应导航修正方法，其特征在于，
d
h(i)
的解算公式如下：其中，g
h
表示测距的有效性比对阈值，k
gh
表示g
h
的放大系数；β
i
的解算公式如下：k
gh
按照如下策略进行自适应调整：当连续10个导航测距修正周期引入修正的测距波束个数均小于max(s-3,3)时，置k
gh
＝2.0；直至某一导航周期引入修正的测距波束个数不小于max(s-3,3)时，置k
gh
为默认值；其中，k
gh
的默认值为1.0；引入修正的测距波束个数的解算公式如下：其中，m
dh
表示引入修正的测距波束个数。6.根据权利要求1所述的地外天体着陆过程自适应导航修正方法，其特征在于，依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量，包括：获取惯导解算输出的地速沿测速敏感器第j个波束的分量v
ins,(j)
和测速敏感器第j个波束的速度测量值根据v
ins,(j)
和解算得到δv
(j)
：其中，δv
(j)
表示测速敏感器第j个波束沿着波束方向的速度修正量，k
v(j)
表示测速敏感器第j个波束的测速修正系数，d
v(j)
表示测速敏感器第j个波束的引入标志符；基于公式(8)，依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量。7.根据权利要求6所述的地外天体着陆过程自适应导航修正方法，其特征在于，全局速度修正量的解算公式如下：其中，表示全局速度修正量，p
v(j)
表示测速敏感器第j个波束的指向在本体坐标系下的投影，j＝1,2,
…
,s
v
，s
v
表示测速敏感器的可用波束的总数量。8.根据权利要求7所述的地外天体着陆过程自适应导航修正方法，其特征在于，根据得到的全局速度修正量，对由惯导解算输出的着陆器速度进行自适应修正，包括：
获取由惯导解算输出的着陆器速度通过如下公式(10)，对进行自适应修正，得到自适应修正后的着陆器速度：其中，v
ins
表示自适应修正后的着陆器速度，表示本体坐标系到惯性坐标系的转换阵。9.根据权利要求6所述的地外天体着陆过程自适应导航修正方法，其特征在于，d
v(j)
的解算公式如下：其中，g
v
表示测速的有效性比对阈值，k
gv
表示g
v
的放大系数；k
gv
按照如下策略进行自适应调整：当连续10个导航测速修正周期引入修正的测速波束个数均小于max(s
v-3,3)时，置k
gv
＝2.0；直至某一导航周期引入修正的测速波束个数不小于max(s
v-3,3)时，置k
gv
为默认值；其中，k
gv
的默认值为1.0；引入修正的测速波束个数的解算公式如下：其中，m
dh
表示引入修正的测距波束个数，s
v
表示测速敏感器的可用波束的总数量。10.一种地外天体着陆过程自适应导航修正系统，其特征在于，包括：测距修正模块，用于依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量，并对解算得到的测距敏感器各个波束对应的高度修正量进行加权融合处理，得到全局高度修正量；根据得到的全局高度修正量，对由惯导解算输出的着陆器位置进行自适应修正；测速修正模块，用于依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量，并对解算得到的测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量进行三维合成，得到全局速度修正量；根据得到的全局速度修正量，对由惯导解算输出的着陆器速度进行自适应修正。

技术总结
本发明公开了一种地外天体着陆过程自适应导航修正方法和系统，该方法包括：依次解算得到测距敏感器各个波束对应的高度修正量，并对解算得到的测距敏感器各个波束对应的高度修正量进行加权融合处理，得到全局高度修正量；根据得到的全局高度修正量，对由惯导解算输出的着陆器位置进行自适应修正；依次解算得到测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量，并对解算得到的测速敏感器各个波束沿着波束方向的速度修正量进行三维合成，得到全局速度修正量；根据得到的全局速度修正量，对由惯导解算输出的着陆器速度进行自适应修正。本发明通过将惯导的输出值与测距、测速敏感器的测量值进行有效融合，实现了着陆器相对于火星表面的高度和速度的精确估计。表面的高度和速度的精确估计。表面的高度和速度的精确估计。


技术研发人员：黄翔宇 翟华 徐超 李茂登 郭敏文 胡锦昌
受保护的技术使用者：北京控制工程研究所
技术研发日：2021.09.26
技术公布日：2022/3/8