[发明专利]一种基于改进MMUPF滤波的火星探测器自主天文导航方法

摘要

一种基于改进MMUPF滤波方法的火星探测器自主天文导航方法，涉及一种火星探测器的自主导航方法。该方法先对处于转移轨道上的深空探测器进行精确建模，然后以星光角距作为量测量，最后采用改进MMUPF滤波方法进行导航参数的最优估计，解决当距离不同时，行星引力大小和轨道动力学模型变化连续变化的问题，显著提高导航精度。可用于火星探测器或转移轨道上的行星探测器的导航参数的确定。

主权项

1、一种基于改进MMUPF滤波方法的火星探测器自主天文导航方法，其特征在于：对处于转移轨道上的深空探测器进行建模，其中系统模型采用四体Singer模型，然后以星光角距作为量测量；采用改进MMUPF滤波方法进行导航参数的最优估计，输出导航信息，具体包括以下步骤：(1)建立基于轨道动力学的转移轨道上火星探测器导航系统状态方程；火星探测器在转移轨道上的状态方程采用四体Singer模型，该模型在J2000.0日心惯性坐标系下表示为r··ps=-μsrpsrps3-μm[rpmrpm3-rsmrsm3]-μe[rperpe3-rserse3]+a]]>式中，μ_s、μ_m和μ_e分别为太阳、火星和地球的引力常数；r_se和r_sm分别为地球和火星的位置矢量，r_ps，r_pe和r_pm分别为太阳、地球和火星的质心到探测器的位置矢量；a为可用一阶Singer模型表示的摄动力；状态方程为：dx/dt=vx+wxdy/dt=vy+wydz/dt=vz+wzdvx/dt=-μsx/rps3-μm[(x-x1)/rpm3-x1/rsm3]-μe[(x-x2)/rpe3-x2/rse3]+ax+wvxdvy/dt=-μsy/rps3-μm[(y-y1)/rpm3-y1/rsm3]-μe[(y-y2)/rpe3-y2/rse3]+ay+wvydvz/dt=-μsz/rps3-μm[(z-z1)/rpm3-z1/rsm3]-μe[(z-z2)/rpe3-z2/rse3]+az+wvzdax/dt=-βxax+waxday/dt=-βyay+waydaz/dt=-βzaz+waz]]>式中(x₁，y₁，z₁)，(x₂，y₂，z₂)和(x，y，z)分别为火星、地球和探测器的位置坐标，a_x，a_y，a_z为可用一阶Singer模型表示的三个方向的摄动力，β_x，β_y，β_z为时间相关常数的倒数；可简写为X·(t)=f(X(t),t)+w(t)]]>令状态变量X(t)＝[x，y，z，v_x，v_y，v_z，a_x，a_y，a_z]^T，其中x，y，z为探测器三轴的位置坐标，v_x，v_y，v_z为探测器三轴的速度坐标，a_x，a_y，a_z为探测器三轴所受摄动加速度，f(X(t)，t)为系统非线性连续状态转移函数，状态噪声为w(t)＝[w_x，w_y，w_z，w_vx，w_vy，w_vz，w_ax，w_ay，w_az]^T。(2)建立以星光角距为量测量的量测方程；以星光角距为量测量建立系统的量测方程为从火星探测器上观测到得导航恒星星光的矢量方向与太阳、地球和行星球心的矢量方向之间的夹角，表达式如下：αs=arccos(-rps·srps)+vasαe=arccos(-rpe·srpe)+vaeαm=arccos(-rpm·srpm)+vam]]>可简写为：Z(t)＝h(X(t)，t)+v(t)式中，Z(t)＝[α_s，α_e，α_m]^T，测量噪声是太阳、地球、火星与导航星之间星光角距的量测误差，α_s，α_e，α_m分别为太阳、地球、火星与导航星之间的星光角距，s为导航星在日心惯性坐标系中的位置矢量，由星敏感器识别，h(X(t)，t)为非线性连续量测函数，α_s，α_e，α_m，s，r_ps，r_pe，r_pm均为时间t的变量。(3)对以上状态方程及量测方程进行离散化；X(k+1)＝F(X(k)，k)+w(k)Z(k)＝H(X(k)，k)+v(k)式中，k＝1，2，…，F(X(k)，k)为f(X(t)，t)离散后的非线性状态转移函数，H(X(k)，k)为h(X(t)，t)离散后的非线性量测函数，w(k)、v(k)互不相关。(4)采用改进MMUPF滤波算法，估计并输出导航信息，用模型参数替代模型编号作为增补的状态量增补到状态变量中，其中模型参数包括模型的模型误差和量测误差，k时刻的后验概率密度可由一组粒子表示，对每个粒子进行模型更新，然后按照标准粒子滤波方法对该粒子的状态进行状态更新，而后进行重采样，最后输出经MMUPF滤波后的导航参数。