一种适用于月球着陆器的惯性/视觉/天文/激光测距组合导航方法技术

本发明专利技术涉及一种适用于月球着陆器的惯性/视觉/天文/激光测距组合导航方法。首先根据月球固连坐标系下惯性导航的力学编排，以惯性导航误差方程作为状态模型，再分别利用惯性/视觉导航系统获得的相对位置和姿态误差，利用天文导航系统获得的星光矢量，利用激光测距仪获得的距离作为量测量。之后根据这些量测量分别建立惯性/视觉导航系统相对位置和姿态误差、星光矢量及激光测距的量测模型。最后使用UKF滤波估计着陆器的位置、速度和姿态，对月球着陆器的姿态误差和惯性器件误差进行修正。本发明专利技术属于深空探测器自主导航领域，可为月球着陆器提供高精度的位置、速度及姿态信息，对深空探测具有重要的实际意义。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于月球着陆器的惯性/视觉/天文/激光测距组合导航方法
本专利技术属于深空探测器自主导航领域，涉及一种适用于月球着陆器的惯性/视觉/天文/激光测距组合导航方法。
技术介绍
深空探测技术作为人类航天活动的重要方向和空间科学与技术创新的重要途径，是国家综合国力的重要标志，是当前和未来航天领域的发展重点之一，对科技提升、经济与社会发展起着重要作用。近年来我国深空探测技术迅速发展，深空探测能力不断提升，月球探测已渐入佳境。以嫦娥四号为例，其着陆器于2018年12月8日发射入轨，2019年1月3日10时26分成功软着陆于月球背面，实现了人类首次月球背面软着陆。对于月球探测任务而言，导航精度对于任务的成败有着重要影响，国内外采取多种手段致力于提高着陆器导航精度。据张洪华等人研究，我国嫦娥三号月球探测器在软着陆过程中采用IMU、激光测距仪和微波测距测速敏感器组合的导航方式，可以通过激光和微波测距信息融合来修正惯导高度误差，通过微波测速多波束组合来修正速度误差，但是姿态误差有待校正。欧空局月球着陆器采用了IMU、距离传感器和导航相机相组合本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种适用于月球着陆器的惯性/视觉/天文/激光测距组合导航方法，其特征在于：/n第一步，在月球固连坐标系下，建立基于惯性导航误差方程的月球着陆器的状态模型；/n第二步，再分别利用惯性/视觉导航系统获得惯性导航系统和视觉导航系统的相对位置和姿态误差，利用天文导航系统获得恒星的星光矢量，利用激光测距仪获得月球着陆器相对月面的距离作为量测量；/n第三步，根据所述量测量分别建立惯性/视觉导航系统相对位置和姿态误差量测模型、星光矢量量测模型及激光测距的量测模型；/n第四步，基于第一步中的状态模型和第三步中的量测模型，采用UKF滤波估计月球着陆器的位置、速度和姿态，对月球着陆器的姿态误差和惯性器件误差进...

【技术特征摘要】
1.一种适用于月球着陆器的惯性/视觉/天文/激光测距组合导航方法，其特征在于：
第一步，在月球固连坐标系下，建立基于惯性导航误差方程的月球着陆器的状态模型；
第二步，再分别利用惯性/视觉导航系统获得惯性导航系统和视觉导航系统的相对位置和姿态误差，利用天文导航系统获得恒星的星光矢量，利用激光测距仪获得月球着陆器相对月面的距离作为量测量；
第三步，根据所述量测量分别建立惯性/视觉导航系统相对位置和姿态误差量测模型、星光矢量量测模型及激光测距的量测模型；
第四步，基于第一步中的状态模型和第三步中的量测模型，采用UKF滤波估计月球着陆器的位置、速度和姿态，对月球着陆器的姿态误差和惯性器件误差进行修正。


2.根据权利要求1所述的一种适用于月球着陆器的惯性/视觉/天文/激光测距组合导航方法，其特征在于：所述第一步，具体包括以下步骤：
以月球固连坐标系下惯性导航的误差方程作为系统状态模型：



其中φ＝[φEφNφU]T是姿态误差角，φE、φN、φU分别表示惯性导航系统地理坐标系，即n系内东、北、天向的姿态误差；fn是n系下的比力矢量；是月球着陆器速度误差，δE、δN、δU分别表示惯性导航系统东、北、天向的速度误差；δrn＝[δLδλδh]T是月球着陆器位置误差，δL、δλ、δh分别表示惯性导航系统纬度误差、经度误差及高度误差；是月球着陆器在n系下的月球角速率，是的误差；是n系相对m系的旋转角速率在n系中的表示，是的误差,Rm为月球参考半径；是n系相对i系的转动角速度，ε＝(εxεyεz)T是惯性导航系统x、y、z三个方向的陀螺仪常值漂移，是惯性导航系统x、y、z三个方向加速度计的常值偏置；所述m系是月球固连坐标系，i系为惯性坐标系；
上式状态模型(1)写为：
Xk＝F(Xk-1,k-1)+Wk-1(2)
其中状态量为分别为月球着陆器的姿态误差角，速度、位置误差，陀螺仪的常值漂移与加速度计的常值偏置，Xk，Xk-1分别为k时刻和k-1下的状态量，F(Xk-1,k-1)为惯性/视觉/天文/激光测距组合导航系统非线性转移函数，Wk-1为过程噪声。


3.根据权利要求1所述的一种适用于月球着陆器的惯性/视觉/天文/激光测距组合导航方法，其特征在于：所述第三步中，建立惯性/视觉导航系统相对位置和姿态误差量测模型为：
通过惯性导航系统获得相对旋转矩阵RINS，位置矢量TINS，表示为：



其中，表示惯性导航系统下真实姿态矩阵，表示tk时刻惯性导航系统下月球着陆器在地理坐标系中的观测姿态矩阵，rINS(k)表示tk时刻惯性导航系统下月球着陆器在月球固连坐标系下的观测位置矢量，表示tk-1时刻月球着陆器在地理坐标系中的姿态矩阵估计值，表示tk-1时刻月球着陆器的位置矢量估计值，姿态矩阵和位置rINS(k)表示为：



校正后tk-1时刻的估计误差满足：



则RINS与TINS最终表示为：



其中，Rerr是的估计误差，定义为为tk时刻月球着陆器在地理坐标系中的真实姿态矩阵，表示tk-1时刻月球着陆器在地理坐标系中的真实姿态矩阵，r(k)是tk时刻月球着陆器在月球固连坐标系下的真实位置，r(k-1)是tk-1时刻月球着陆器在月球固连坐标系下的真实位置，δr(k)＝rINS(k)-r(k)是rINS(k)的估计误差；
通过视觉导航系统获得相对旋转矩阵RVNS，位置矢量TVNS，表示为：



其中，△RVNS和△TVNS表示RVNS和TVNS的误差；
则惯性导航系统和视觉导航系统之间的姿态误差表示为g(RINS·RTVNS)：
g(RINS·RTVNS)＝g(Rerr·△RVNS)≈g(Rerr)+g(△RVNS)(7)
当姿态误差角φ非常小时，将φ表示为Rerr的函数：
φ＝g(Rerr)(8)
当g(Rerr)和g(△RVNS)都非常小，写为：
g(RINS·RTVNS)＝g(Rerr·△RVNS)≈g(Rerr)+g(△RVNS)＝φ+△φ(9)
惯性导航系统和...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴伟仁，宁晓琳，黄玉琳，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11