一种基于星敏感器辅助的月面惯导对准方法，针对的对象是装备有捷联惯导系统的月面探测器。对准的基本原理是利用加速度计确定重力方向建立水平面；利用星敏感器惯性姿态测量结合已知的起飞点位置确定方位角。在方法实现上分成了星敏+陀螺的惯性姿态估计和利用静基座导航速度误差的惯导平台修正两个步骤。本发明专利技术方法成功解决了月球表面惯导对准的问题，对准误差不大于0.05°。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种月球探测自主导航方法。
技术介绍
对于月球采样返回这类任务来说，当完成月面采样之后，登月探测器需要携带月壤样品从月面起飞上升，完成与留轨飞行器的交会对接，并将样品交由留轨飞行器送返地球。因此月面起飞上升是月球采样返回任务成功的关键环节之一。从月球上起飞或者发射航天器采用的基本手段与地球火箭一样是惯性导航。惯性导航是一种递推式的导航方法，它需要精确的初值，因此在起飞前必须完成惯导系统的对准。地球上进行惯导对准的基本方法是自对准，即利用加速度计获得的重力方向建立水平基准，利用陀螺获得的地球自转角速度方向确定方位基准，必要时还可以通过光学瞄准设备进一步提高方位对准精度。在月球上，由于月球自转角速度很小，重力加速度也只有地球的1/6，因此惯导自对准的精度 很低，特别是方位误差会达到几度甚至十几度。而且月球上没有类似地球火箭发射的光学瞄准设备，也就无法提高方位对准精度。这些因素导致在月球上进行惯导对准不能直接采用地球上的常规方法。目前为止，国外成功完成月面起飞的只有前苏联的“月球”系列无人探测器和美国的“阿波罗”登月飞船。前苏联的“月球”探测器由于采用的是垂直上升的飞行轨迹，它只需要利用加速度计确定铅垂线方向，而无需确定方位角，因此不构成完整的惯导对准。而美国的“阿波罗”登月飞船则采用的是手动光学瞄准技术。该技术利用一种光学瞄准望远镜来实施。首先由宇航员手动瞄准某颗已知恒星，然后从望远镜上的刻度读出该恒星的方位信息，之后对另一颗恒星再次进行同样测量就可以解算出登月飞船的姿态，最后通过电路系统驱动IMU完成对准。对于无人的月球探测器来说，这种有人参与的方法显然不能使用，而且人工瞄准的方法精度也较低。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供了一种星敏感器辅助的月面惯导自对准方法，针对装备有捷联惯导系统的月面探测器，利用加速度计确定重力方向建立水平面，利用星敏感器惯性姿态测量结合已知的起飞点位置确定方位角，从而解决了月球表面惯导对准的问题。本专利技术的技术解决方案是，步骤如下(I)利用陀螺测量得到探测器的角速度，扣除陀螺常值漂移得到探测器的角速度估计值<4，其中下标k表示对应时间为tk，上标b表示探测器本体系；(2)利用姿态运动学方程“对探测器的惯性姿态四元数进行更新，其中q是表征探测器本体系相对惯性系的姿态四元数，且有q= T，下标k|k_l表示由时间V1到时间tk的预测，At是从时刻V1到tk的时间间隔，权利要求1.，其特征在于步骤如下 (1)利用陀螺测量得到探测器的角速度，扣除陀螺常值漂移得到探测器的角速度估计值0|，其中下标k表示对应时间为tk，上标b表示探测器本体系； (2)利用姿态运动学方程“q=1+04 对探测器的惯性姿态四元数进行更新，其中q是表征探测器本体系相对惯性系的姿态四元数，且有q= [Q1 Q2 Q3 Q4IT，下标k I k_l表示由时间tk_i到时间tk的预测，Λ t是从时刻tk_i到tk的时间间隔，全文摘要，针对的对象是装备有捷联惯导系统的月面探测器。对准的基本原理是利用加速度计确定重力方向建立水平面；利用星敏感器惯性姿态测量结合已知的起飞点位置确定方位角。在方法实现上分成了星敏+陀螺的惯性姿态估计和利用静基座导航速度误差的惯导平台修正两个步骤。本专利技术方法成功解决了月球表面惯导对准的问题，对准误差不大于0.05°。文档编号G01C25/00GK102879011SQ201210352228公开日2013年1月16日 申请日期2012年9月21日 优先权日2012年9月21日专利技术者李骥, 张晓文, 王鹏基, 何英姿, 张洪华 申请人:北京控制工程研究所本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种基于星敏感器辅助的月面惯导对准方法，其特征在于步骤如下：(1)利用陀螺测量得到探测器的角速度扣除陀螺常值漂移得到探测器的角速度估计值其中下标k表示对应时间为tk，上标b表示探测器本体系；(2)利用姿态运动学方程对探测器的惯性姿态四元数进行更新，其中q是表征探测器本体系相对惯性系的姿态四元数，且有q＝[q1？q2？q3？q4]T，下标k|k？1表示由时间tk？1到时间tk的预测，Δt是从时刻tk？1到tk的时间间隔，E(q)=q4-q3q2q3q4-q1-q2q1q4-q1-q2-q3;(3)读取星敏感器输出的光轴在惯性空间的指向和利用步骤(2)更新的惯性姿态四元数将和从惯性坐标系转换到探测器本体系中，对应得到和利用和和星敏感器的安装位置决定的星敏感器三轴指向和获取姿态预估的误差四元数上标i表示惯性系，Δq~k=δq~1=12(Xstarb×X^starb+Ystarb×Y^starb+Zstarb×Z^starb)1;(4)利用步骤(2)更新的惯性姿态四元数，计算得到陀螺漂移估计的残差其中b表示陀螺的常值漂移，为月球的自转角速度矢量，A(q)表示由姿态四元数计算的姿态矩阵，A(q)=q12-q22-q32+q422(q1q2+q3q4)2(q1q3-q2q4)2(q1q2-q3q4)-q12+q22-q32+q422(q2q3+q1q4)2(q1q3+q2q4)2(q2q3-q1q4)-q12-q22+q32+q42;(5)采用卡尔曼滤波的方式获得星敏感器的姿态测量误差和陀螺常值漂移 误差，其中状态方程和测量方程分别为：δq^·Δb^.b=-[ω^b×]-12I3×303×303×3δq^Δb^b+12I3×303×303×3I3×3η1bη2bδq~Δb~b=I3×303×303×3I3×3δq^Δb^b+vstar03×1其中Δbb表示陀螺漂移的误差，表示的斜对称阵，和是陀螺噪声，Vstar是星敏感器噪声，I表示单位阵，由此得到姿态和陀螺漂移估计的修正量：K为常系数卡尔曼滤波的稳态增益；(6)利用步骤(5)得到的修正量对探测器的姿态四元数以及陀螺的常值漂移进行反馈修正，当姿态估计稳定后进入下一步；(7)利用步骤(1)和步骤(2)的方法，结合陀螺测量数据，对探测器进行姿态外推，得到探测器的惯性姿态四元数；(8)利用加速度计的测量量以及步骤(7)得到的惯性姿态四元数，外推探测器相对惯性系的速度，得到探测器相对惯性系的速度预测值以及加速度计的零偏预测值；(9)根据探测器相对惯性系的速度预测值解算得到探测器相对月面的速度v^am,k|k-1g=[CmgCim(tk)]·[v^a,k|k-1i-ωmi×ra,ki],其中是月心固联坐标系到月理坐标系的转换矩阵，表示由惯性系到月心固联坐标系的转换矩阵，是探测器在惯性系下的位置矢量；(10)以步骤(9)获得的探测器相对月面的速度作为测量量，采用卡尔曼滤波的方式获得惯导速度、姿态误差的估计值，其中状态方程和测量方程分别为：δv·uδv·eδv·nΦ·uΦ·eΦ·n▿·u=02ωmcosL00gn-ge1-2ωmcosL02ωmsinL-gn0gu00-2ωmsinL0ge-gu000000ωmcosL00000-ωmcosL0ωmsinL00000-ωmcosL000000000δvuδveδvnΦuΦeΦn▿uv~uv~ev~n=100000001000000010000δvuδveδvnΦuΦeΦn▿u其中δVu、δVe、δVn分别表示惯导解算的...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：李骥，张晓文，王鹏基，何英姿，张洪华，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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