一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统及方法技术方案

一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统及方法，属于导航技术领域。本发明专利技术试验系统采用机械转台携带IMU敏感器通过姿态映射方法模拟火星着陆器EDL过程的真实姿态运动，利用机械转台实际输出数据和IMU采集的数据可对惯性导航的关键技术及相关性能进行有效验证和评估，具有试验方法简单、易实现、可靠性高、针对性强等特点。性强等特点。性强等特点。

【技术实现步骤摘要】
一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统及方法


[0001]本专利技术涉及一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统及方法，属于导航


技术介绍

[0002]火星探测任务的进入、降落与着陆段(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，动力下降等一系列的阶段，而这期间仅能使用IMU进行惯性导航，惯性导航中对姿态的估计全程无其他测量可以进行修正，一旦姿态估计误差过大会导致着陆器坠毁，因此火星EDL过程惯性导航的性能尤其是姿态估计的精度是决定火星软着陆任务成功的关键因素。在以往嫦娥系列月球软着陆过程中，探测器的姿态运动相对比较平稳，干扰少，IMU工作环境比较理想，因此只需做静态导航试验即可验证月球着陆过程惯性导航的性能。而相比较月球着陆过程，火星EDL过程的动态极大，特别是伞降段角速度震荡剧烈，甚至会导致陀螺饱和，而且整个过程IMU受到的干扰多，工作环境恶劣，因此需要通过模拟火星EDL大动态过程的姿态运动来验证基于IMU的惯性导航的可靠性和有效性。

技术实现思路

[0003]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统及方法，试验系统采用机械转台携带IMU敏感器通过姿态映射方法模拟火星着陆器EDL过程的真实姿态运动，利用机械转台实际输出数据和IMU采集的数据可对惯性导航的关键技术及相关性能进行有效验证和评估，具有试验方法简单、易实现、可靠性高、针对性强等特点。
[0004]本专利技术的技术解决方案是：一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统，包括数学仿真计算机、IMU模块及其数据采集设备、三轴机械转台及其控制计算机、星载计算机、地面计算机；
[0005]数学仿真计算机，构建用于模拟火星EDL全过程着陆器的姿态运动的姿态动力学模型，实时计算火星EDL过程着陆器的姿态变化数据，并通过数据接口模块将其发送给机械转台控制计算机；
[0006]三轴机械转台控制计算机，根据接收到的火星EDL过程着陆器的姿态变化数据生成三轴机械转台控制指令，并发送至三轴机械转台；
[0007]三轴机械转台，携带IMU模块，按三轴机械转台控制指令进行三轴转动；IMU模块固定安装在三轴机械转台上，跟随三轴机械转台转动，测量角速度信息，并将采集到的角速度信息发送给星载计算机和地面计算机；
[0008]星载计算机，根据角速度信息进行惯性导航解算，输出惯导解算的的姿态信息；
[0009]地面计算机，根据角速度信息进行导航解算，将角速度信息转换为IMU模块相对地理系的姿态，通过与惯导解算的的姿态信息进行比较得到惯导定姿误差，实现星上惯性导航的试验验证。
[0010]进一步地，所述三轴机械转台控制计算机首先通过数据接口模块接收数学仿真计算机发送过来的初始姿态控制机械转台完成初始姿态对准；然后三轴机械转台通过跟踪数学仿真计算机实时发送的三轴角速度实现火星EDL过程姿态跟踪，姿态跟踪过程中通过转台配套测试设备按预设的采样周期采集记录转台三轴的角速度和姿态角，并将采集的数据发送给地面计算机。
[0011]进一步地，根据和计算得到IMU在试验初始t0时刻的位置、速度和姿态，完成初始对准；其中，为试验初始t0时刻转台处在零位时IMU测量坐标系相对惯性参考系的转换阵，为IMU测量坐标系相对IMU基准坐标系的转换阵，为转台处在零位时IMU基准坐标系相对转台基准坐标系的转换矩阵，为转台基准坐标系相对试验场地天东北地理系的转换矩阵，C
nf
为地固系到天东北地理系的姿态阵，C
fi
为惯性系到地固系的姿态阵，r为试验场地的地心距，R为试验场地当地的地球参考椭球半径，h为试验场地的高程，R
e
、R
p
为地球参考椭球的半长轴和半短轴，L
c
为试验场地的地心纬度。
[0012]进一步地，所述惯性导航解算包括如下步骤：
[0013]利用接收到的IMU模块测量数据进行惯导外推解算；
[0014]将惯性导航解算出的得到IMU模块相对惯性系的姿态以及惯性系下的位置和速度转换到天东北地理系下，完成惯性导航解算。
[0015]进一步地，所述姿态动力学模型根据IMU模块的实际安装，输出火星EDL过程IMU模块测量坐标系相对于惯性系的三轴角速度信息，三轴机械转台控制计算机根据IMU模块与三轴机械转台的安装关系及接收自数学仿真计算机给出的IMU测量坐标系相对于惯性系的三轴角速度计算三轴机械转台转动指令，并驱动三轴机械转台转动，模拟火星EDL过程姿态的运动。
[0016]进一步地，所述姿态动力学模型中，火星EDL过程姿态动力学方程为其中：I
S
为转动惯量；ω为探测器相对于惯性系的角速度；Μ
R
为气动力矩；Μ
c
为发动机产生的力矩；Μ
d
为干扰力矩；Μ
la
为伞绳的拉力力矩。
[0017]根据所述的一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统实现的火星EDL过程大动态导航试验验证方法，包括如下步骤：
[0018]构建用于模拟火星EDL全过程着陆器的姿态运动的姿态动力学模型，实时计算火星EDL过程着陆器的姿态变化数据，并通过数据接口模块将其发送给机械转台控制计算机；
[0019]三轴机械转台控制计算机根据接收到的火星EDL过程着陆器的姿态变化数据生成三轴机械转台控制指令，并发送至三轴机械转台；
[0020]三轴机械转台上的IMU模块，按三轴机械转台控制指令进行三轴转动；IMU模块固
定安装在三轴机械转台上，跟随三轴机械转台转动，测量角速度信息，并将采集到的角速度信息发送给星载计算机和地面计算机；
[0021]星载计算机根据角速度信息进行惯性导航解算，输出惯导解算的的姿态信息；
[0022]地面计算机根据角速度信息进行导航解算，将角速度信息转换为IMU模块相对地理系的姿态，通过与惯导解算的的姿态信息进行比较得到惯导定姿误差，实现星上惯性导航的试验验证。
[0023]进一步地，所述三轴机械转台控制计算机首先通过数据接口模块接收数学仿真计算机发送过来的初始姿态控制机械转台完成初始姿态对准；然后三轴机械转台通过跟踪数学仿真计算机实时发送的三轴角速度实现火星EDL过程姿态跟踪，姿态跟踪过程中通过转台配套测试设备按预设的采样周期采集记录转台三轴的角速度和姿态角，并将采集的数据发送给地面计算机；
[0024]根据和计算得到IMU在试验初始t0时刻的位置、速度和姿态，完成初始对准；其中，为试验初始t0时刻转台处在零位时IMU测量坐标系相对惯性参考系的转换阵，为IMU测量坐标系相对IMU基准坐标系的转换阵，为转台处在零位时IMU本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统，其特征在于：包括数学仿真计算机、IMU模块及其数据采集设备、三轴机械转台及其控制计算机、星载计算机、地面计算机；数学仿真计算机，构建用于模拟火星EDL全过程着陆器的姿态运动的姿态动力学模型，实时计算火星EDL过程着陆器的姿态变化数据，并通过数据接口模块将其发送给机械转台控制计算机；三轴机械转台控制计算机，根据接收到的火星EDL过程着陆器的姿态变化数据生成三轴机械转台控制指令，并发送至三轴机械转台；三轴机械转台，携带IMU模块，按三轴机械转台控制指令进行三轴转动；IMU模块固定安装在三轴机械转台上，跟随三轴机械转台转动，测量角速度信息，并将采集到的角速度信息发送给星载计算机和地面计算机；星载计算机，根据角速度信息进行惯性导航解算，输出惯导解算的的姿态信息；地面计算机，根据角速度信息进行导航解算，将角速度信息转换为IMU模块相对地理系的姿态，通过与惯导解算的的姿态信息进行比较得到惯导定姿误差，实现星上惯性导航的试验验证。2.根据权利要求1所述的一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统，其特征在于：所述三轴机械转台控制计算机首先通过数据接口模块接收数学仿真计算机发送过来的初始姿态控制机械转台完成初始姿态对准；然后三轴机械转台通过跟踪数学仿真计算机实时发送的三轴角速度实现火星EDL过程姿态跟踪，姿态跟踪过程中通过转台配套测试设备按预设的采样周期采集记录转台三轴的角速度和姿态角，并将采集的数据发送给地面计算机。3.根据权利要求2所述的一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统，其特征在于，根据和计算得到IMU在试验初始t0时刻的位置、速度和姿态，完成初始对准；其中，为试验初始t0时刻转台处在零位时IMU测量坐标系相对惯性参考系的转换阵，为IMU测量坐标系相对IMU基准坐标系的转换阵，为转台处在零位时IMU基准坐标系相对转台基准坐标系的转换矩阵，为转台基准坐标系相对试验场地天东北地理系的转换矩阵，C
nf
为地固系到天东北地理系的姿态阵，C
fi
为惯性系到地固系的姿态阵，r为试验场地的地心距，R为试验场地当地的地球参考椭球半径，h为试验场地的高程，R
e
、R
p
为地球参考椭球的半长轴和半短轴，L
c
为试验场地的地心纬度。4.根据权利要求1所述的一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统，其特征在于，所述惯性导航解算包括如下步骤：利用接收到的IMU模块测量数据进行惯导外推解算；将惯性导航解算出的得到IMU模块相对惯性系的姿态以及惯性系下的位置和速度转换到天东北地理系下，完成惯性导航解算。5.根据权利要求1所述的一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统，其特征在于：所述姿态动力学模型根据IMU模块的实际安装，输出火星EDL过程IMU模块测量坐标系相对于惯性系的三轴角速度信息，三轴机械转台控制计算机根据IMU模块与三轴机械转台的安装
关系及接收自数学仿真计算机给出的IMU测量坐标系相对于惯性系的三轴角速度计算三轴机械转台转动指令，并驱动三轴机械转台转动，模拟火星EDL过程姿态的运动。6.根据权利要求5所述的一种火星EDL过程大动态导航试验验证系统，其特征在于：所述姿态动力学模型中，火星EDL过程姿态动力学方程为其中：I
S
为转动惯量；ω为探测器相对于惯性系的角速度；Μ
R
为气动力矩；Μ
c
为发动机产生的力矩；Μ
d
为干扰力矩；Μ
la
为伞绳的拉力力矩。7.根据权利...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐超，黄翔宇，李茂登，胡锦昌，孙赫婕，王晓磊，赵宇，何健，张琳，周益，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：