一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法技术

本发明专利技术公开了一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，使火星探测器在地火转移段绕日飞行过程中，不依靠地面支持而仅依靠自身所携带的太阳敏感器和火星敏感器完成轨道确定。火星探测器根据轨道递推模型进行轨道外推；在利用火星敏感器对火星探测器相对火星的位置进行测量的同时，引入太阳矢量的测量来进一步约束轨道外推误差。与现有技术相比，其有益效果是：本发明专利技术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。

An autonomous orbit determination method of Mars probe considering solar vector

【技术实现步骤摘要】
一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法
本专利技术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。
技术介绍
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本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于包括如下步骤：/n(1)令环绕器在器箭分离后进行速率阻尼；/n(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；/n(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；/n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；/n(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；/n(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...

【技术特征摘要】
1.一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)令环绕器在器箭分离后进行速率阻尼；
(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；
(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；
(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；
(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；
(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。


2.根据权利要求1所示的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：所述步骤(1)中完成速率阻尼，使环绕器相对惯性空间的位置保持不变；所述步骤(2)中对三轴飞轮均发送2转/分钟的固定转速指令。


3.根据权利要求1所述的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：所述步骤(4)中，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。


4.根据权利要求1所述的一种考虑太阳矢量的火星探测器自主轨道确定方法，其特征在于：所述步骤(4)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...

【专利技术属性】
技术研发人员：肖东东，顾玥，李立斌，印兴峰，刘付成，刘宇，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31