[发明专利]火星进入段IMU和甚高频无线电组合导航的UD-SKF方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种火星进入段组合导航的自主导航方法，具体涉及以一种火星进入段IMU和甚高频无线电组合导航的UD-SKF方法,属于航天自主导航技术领域.

背景技术

2012年8月，美国的火星探测器“好奇号”成功登陆火星，着陆点距离预定目标点2385米。但是，未来的火星探测导航任务要求探测器要达到定点着陆的要求，也即是着陆精度在1000米之内。在着陆之前，火星探测器会经历火星进入段、下降段和着陆段（简称EDL），其中火星进入段的导航对探测器的最终着陆精度影响最为显著。这主要是由于火星进入段气动加热环境恶劣，且探测器包裹在整流罩内，导致很多导航敏感器无法正常工作，只能主要依靠惯性测量单元（简称IMU）提供导航信息；其次由于火星和地球之间的通信大延迟，无法利用深空网实时提供较为准确的导航信息。因此，如何规划火星进入段的自主导航方案和自主导航滤波算法成为火星探测器能否定点着陆的首要问题。

目前，大量学者提出了比较新颖的火星进入段自主导航方案，较著名的是Levesque等提出的基于星间甚高频无线电测量通信的自主导航方案（参见Levesque,J F.Advanced navigation and guidance for high-precision planetary landing on Mars.Ph.D.Thesis,Department of Electrical Engineering,Universite de Sherbrooke,2006.）。此导航方案解决了导航信息不足导致的不可观性的问题，但是初始误差、大气模型的不确定性、探测器参数和气动特性的不确定性、信标的位置偏差和信标与探测器之间的通信偏差等导致此自主导航方案也存在导航精度不一定满足未来火星探测任务的要求。

实时高效的自主导航滤波算法也是解决这类问题的有效途径。目前火星进入段导航方式采用的是对IMU的输出进行积分，递推得到相应的探测器状态，但是此种方法收惯性单元漂移和偏差的影响较大，随着时间推移导航误差积累较大。由于火星进入段动力学具有很强的非线性，因此对探测器进行实时估计的算法必须是非线性滤波算法。工程上应用最多的是扩展卡尔曼滤波（简称EKF），此方法易于工程实现，但是由于线性化产生的截断误差会导致滤波精度和稳定性降低（参见Lightsey,E G,Mogensen,A E,Burkhart,P D,et al.,Real-time navigation for mars missions using the mars network.Journal of Spacecraft and Rockets,2008.45(3):519-533.）。有学者提出了无迹卡尔曼滤波（简称UKF），并应用于火星进入段自主导航中，估计精度较EKF高，但是计算量较EKF大（参见Levesque,J F.Advanced navigation and guidance for high-precision planetary landing on Mars.Ph.D.Thesis,Department of Electrical Engineering,Universite de Sherbrooke,2006.）。但是这两类方法无法有效地处理上述问题的不确定性和偏差，即使采用将这些不确定性或偏差进行状态扩维，然后进行估计，也能取得较好地效果。但是这种处理方式无疑增加了计算量和计算复杂度，不利于对探测器的状态进行实时估计。

本发明在提出的火星进入段IMU和甚高频无线电组合导航的UD-SKF滤波将这些偏差的方差加入状态方差矩阵的计算中，但是不估计这些偏差。此自主导航滤波算法成功地考虑了这些偏差的影响，但是又避免估计它们，有效地提高了导航精度，同时也大量的减少了计算量和计算复杂度，有利于火星进入段对探测器的进入状态进行实时高效地估计。

发明内容

本发明的目的是提供一种火星进入段IMU和甚高频无线电组合导航的UD-SKF方法。针对现有的非线性自主导航滤波算法无法消除这些偏差带来较大误差，甚至导致发散的现象，或者进行状态扩维后，导致计算量和计算复杂度急剧增加的不利情况，本发明所提出的基于UD-SKF滤波算法成功地考虑了这些偏差的影响，但是又避免估计它们，有效地提高了导航精度，同时也大量的减少了计算量和计算复杂度，有利于火星进入段对探测器的进入状态进行实时高效地估计。

本发明涉及一种火星进入段IMU和甚高频无线电组合导航的UD-SKF方法，它包括以下四个步骤（具体流程图参见图1）：

步骤一、建立火星进入段的动力学方程