一種慣導(dǎo)天文高精度復(fù)合兩位置對準(zhǔn)及誤差標(biāo)定方法技術(shù)

一種慣導(dǎo)天文高精度復(fù)合兩位置對準(zhǔn)及誤差標(biāo)定方法，它有五大步驟：步驟一：將著陸器所確定的著陸位置作為火星車的初始位置信息；步驟二：根據(jù)火星車的初始位置以及天文導(dǎo)航子系統(tǒng)輸出的慣性姿態(tài)矩陣確定火星車的初始姿態(tài)矩陣；步驟三：建立火星車兩位置對準(zhǔn)的系統(tǒng)狀態(tài)模型和量測模型；步驟四：火星車通過自轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)兩位置對準(zhǔn)；步驟五：通過修正火星車的初始位姿信息實(shí)現(xiàn)對高精度初始對準(zhǔn)的要求。本發(fā)明專利技術(shù)充分發(fā)揮了捷聯(lián)慣導(dǎo)子系統(tǒng)和天文導(dǎo)航子系統(tǒng)各自的優(yōu)勢，并且還可以應(yīng)用于其它巡視探測器，具有廣闊的應(yīng)用前景。

A method of high precision composite two position alignment and error calibration for INS

A high precision inertial navigation astronomical composite two position alignment and error calibration method, it has five steps: the lander landing position as determined by the rover's initial position information; step two: according to the rover's initial position and navigation subsystem output of the inertial attitude matrix to determine the initial attitude matrix the rover; step three: establish a system state model and the amount of the rover two position alignment measurement model; step four: the rover through the rotation to achieve two position alignment; step five: by modifying the initial Rover pose information to achieve the high precision of initial alignment requirements. The invention fully utilizes the advantages of the strapdown inertial navigation subsystem and the celestial navigation subsystem, and can also be applied to other patrol detectors, and has wide application prospect.

【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
一種慣導(dǎo)天文高精度復(fù)合兩位置對準(zhǔn)及誤差標(biāo)定方法
本專利技術(shù)涉及一種慣導(dǎo)天文高精度復(fù)合兩位置對準(zhǔn)及誤差標(biāo)定方法，屬于慣性導(dǎo)航

技術(shù)介紹
在火星探測中，火星車是在火星表面進(jìn)行巡視探測的航天器，是火星探測必不可少的工具和手段。通過火星車在火星表面的探測活動，人們可以獲取火星表面的環(huán)境資料，收集火星表面的巖石和土壤標(biāo)本，從而完成科學(xué)探測任務(wù)。火星車通常借助地面站通過無線電測控進(jìn)行導(dǎo)航控制，但由于地球和火星的自轉(zhuǎn)和公轉(zhuǎn)運(yùn)動以及所帶來的地面站和火星車相對地理位置的變化等，有時(shí)火星車會處于地面站無法測控的區(qū)域內(nèi)；同時(shí)，火星車與地面的通訊也存在時(shí)延和帶寬的問題。因此，火星車?yán)米陨頂y帶的測量設(shè)備進(jìn)行自主導(dǎo)航控制已經(jīng)成為重要的研究方向。目前，任何一種單一的導(dǎo)航方式都無法同時(shí)滿足火星車自主導(dǎo)航的要求，突破這一難點(diǎn)的最佳方案就是采用多傳感器信息融合的組合導(dǎo)航技術(shù)。由于捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)(SINS)具有完全自主、快速、動態(tài)性能好、短時(shí)間內(nèi)精度高等優(yōu)點(diǎn)，因此，適用于火星車的組合導(dǎo)航系統(tǒng)中一般均包括捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)。但只要有捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)參與的組合導(dǎo)航系統(tǒng)，就要首先考慮捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的初始對準(zhǔn)問題，因?yàn)榛鹦擒嚦跏嘉恢煤妥藨B(tài)的確定是運(yùn)動過程中火星車定位的參考基準(zhǔn)，其精度直接影響著火星車在整個(gè)運(yùn)動過程中的定位精度。目前在初始定位算法方面的研究甚少，可進(jìn)行的初始位置的確定方法有無線電跟蹤測量和基于路標(biāo)的自主位姿確定方法。無線電測控定位方法的優(yōu)點(diǎn)是全局絕對定位，缺點(diǎn)是無法實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)自主定位。勇氣號和機(jī)遇號火星車著陸后，用其無線電系統(tǒng)同地球跟蹤站直接通信，根據(jù)第2個(gè)火星日至第4個(gè)火星日地球測控站直接得到的雙向多普勒信號以及火星車與奧德賽軌道器在兩次通信窗口得到的雙向多普勒信號，得到了著陸器的位置(即火星車的初始位置)；基于路標(biāo)的自主位姿確定方法即利用隕石坑作為導(dǎo)航路標(biāo)進(jìn)行探測器狀態(tài)估計(jì)，勇氣號與機(jī)遇號著陸火星的過程中成功匹配了相鄰兩幀圖像中的路標(biāo)點(diǎn)，對著陸器相對火星表面的水平速度進(jìn)行了估算，但導(dǎo)航路標(biāo)位置的精確獲取是保證該方法成功應(yīng)用的重要前提。為了保證捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的初始對準(zhǔn)精度以及導(dǎo)航精度，必須減小慣性器件的測量誤差。因此，對捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行誤差標(biāo)定與補(bǔ)償是另一個(gè)需要考慮的問題。捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差標(biāo)定技術(shù)根據(jù)場所的不同，可分為實(shí)驗(yàn)室標(biāo)定和外場標(biāo)定。實(shí)驗(yàn)室標(biāo)定是指在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)利用慣性測試設(shè)備標(biāo)定系統(tǒng)的參數(shù)，外場標(biāo)定則是將系統(tǒng)安裝在載體上后進(jìn)行的標(biāo)定。由于通過實(shí)驗(yàn)室標(biāo)定出的各項(xiàng)誤差系數(shù)并不是固定不變的，包括陀螺儀常值誤差和加速度計(jì)常值誤差。這些參數(shù)隨著系統(tǒng)的使用或存放時(shí)間的推移而變化。因此，在慣性測量組件的使用現(xiàn)場對其進(jìn)行各項(xiàng)誤差系數(shù)標(biāo)定，不僅可以減小慣性器件測量誤差對捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對準(zhǔn)精度的影響，還能提高捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的使用精度。為了滿足火星車高精度自主導(dǎo)航的要求，本專利申請?zhí)岢隽艘环N慣導(dǎo)天文高精度復(fù)合兩位置對準(zhǔn)及誤差標(biāo)定方法。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
針對現(xiàn)有技術(shù)中存在的問題，本專利技術(shù)提供一種慣導(dǎo)天文高精度復(fù)合兩位置對準(zhǔn)及誤差標(biāo)定方法，它利用著陸器所確定的著陸位置以及天文導(dǎo)航系統(tǒng)提供的高精度慣性姿態(tài)信息，得到火星車的初始位姿信息，在此基礎(chǔ)上，利用天文導(dǎo)航系統(tǒng)輔助火星車捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行兩位置對準(zhǔn)，并對火星車的初始位姿信息進(jìn)行修正，最終達(dá)到高精度初始對準(zhǔn)。本專利技術(shù)提出一種慣導(dǎo)天文高精度復(fù)合兩位置對準(zhǔn)及誤差標(biāo)定方法，包括捷聯(lián)慣導(dǎo)子系統(tǒng)、天文導(dǎo)航子系統(tǒng)、初始位姿確定單元、慣導(dǎo)姿態(tài)量測信息構(gòu)造單元和組合導(dǎo)航濾波器；它們之間的關(guān)系是：天文導(dǎo)航子系統(tǒng)將慣性姿態(tài)矩陣提供給初始位姿確定單元和組合導(dǎo)航濾波器，初始位姿確定單元將確定的初始位姿信息分別提供給慣導(dǎo)姿態(tài)量測信息構(gòu)造單元和捷聯(lián)慣導(dǎo)子系統(tǒng)，捷聯(lián)慣導(dǎo)子系統(tǒng)將解算出的姿態(tài)矩陣和速度誤差信息分別提供給慣導(dǎo)姿態(tài)量測信息構(gòu)造單元和組合導(dǎo)航濾波器，慣導(dǎo)姿態(tài)量測信息構(gòu)造單元將確定的慣性姿態(tài)矩陣提供給組合導(dǎo)航濾波器，組合導(dǎo)航濾波器為初始位姿確定單元提供初始位姿的估計(jì)誤差。所述捷聯(lián)慣導(dǎo)子系統(tǒng)包括慣性測量組件和導(dǎo)航解算單元；慣性測量組件測得火星車相對于慣性空間的角速度和比力，將得到的角速度和比力信息傳送給導(dǎo)航解算單元；導(dǎo)航解算單元根據(jù)慣性測量組件傳輸?shù)男畔⑼ㄟ^力學(xué)編排算法實(shí)時(shí)計(jì)算出火星車的速度誤差和姿態(tài)矩陣；所述天文導(dǎo)航子系統(tǒng)包括大視場星敏感器和多矢量定姿單元；大視場星敏感器同一時(shí)刻能夠觀測得到三顆及三顆以上恒星的星光矢量信息，并將得到的觀測信息提供給多矢量定姿單元；多矢量定姿單元對接收到的星光矢量信息進(jìn)行處理，得到火星車相對慣性空間的姿態(tài)矩陣；所述初始位姿確定單元包括初始位置確定模塊和初始姿態(tài)確定模塊；初始位置確定模塊將著陸器所確定的著陸位置作為火星車的初始位置信息，并將火星車的初始位置信息提供給初始姿態(tài)確定模塊；初始姿態(tài)確定模塊對接收到的火星車的初始位置信息、火星車的慣性姿態(tài)矩陣以及當(dāng)前的導(dǎo)航時(shí)間進(jìn)行處理，得到火星車的初始姿態(tài)矩陣；所述慣導(dǎo)姿態(tài)量測信息構(gòu)造單元為捷聯(lián)慣導(dǎo)子系統(tǒng)確定從火星赤道慣性坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到載體坐標(biāo)系的慣性姿態(tài)矩陣；所述組合導(dǎo)航濾波器以SINS誤差方程為狀態(tài)方程，以慣導(dǎo)姿態(tài)量測信息構(gòu)造單元與天文導(dǎo)航子系統(tǒng)分別提供的慣性姿態(tài)矩陣之差以及捷聯(lián)慣導(dǎo)子系統(tǒng)提供的速度誤差作為觀測量，得到火星車初始位姿誤差的估計(jì)值以及慣性測量組件零偏的估計(jì)值；本專利技術(shù)一種慣導(dǎo)天文高精度復(fù)合兩位置對準(zhǔn)及誤差標(biāo)定方法，具體包括以下步驟：步驟一：將著陸器所確定的著陸位置作為火星車的初始位置信息火星車的初始位置也即著陸器的著陸位置，著陸器著陸位置的確定主要依賴于著陸段導(dǎo)航的精度，目前著陸段自主導(dǎo)航的發(fā)展趨勢為：1)精確著陸導(dǎo)航，其著陸誤差直徑范圍小于10米；2)中等精度著陸導(dǎo)航，其著陸誤差直徑范圍在10米與1千米之間；3)低精度著陸導(dǎo)航，其著陸誤差直徑范圍大于1千米；以CCD相機(jī)作為傳感器的視覺導(dǎo)航系統(tǒng)，具有體積小、重量輕、低能耗、視場寬、易于搭載等顯著優(yōu)勢，更為重要的是，經(jīng)過多年的發(fā)展，視覺導(dǎo)航算法已經(jīng)能夠通過提取圖像中的信息較為精確地確定相機(jī)的位置、速度和姿態(tài)信息；因此，在火星著陸器著陸過程中，通過融合慣導(dǎo)系統(tǒng)的測量值以及CCD相機(jī)提供的位置、速度和姿態(tài)信息，就可以實(shí)現(xiàn)火星著陸器的精確著陸導(dǎo)航；在火星著陸器的著陸過程中，當(dāng)著陸相機(jī)開始工作以后，首先通過提取CCD相機(jī)所拍攝的火星表面圖像上的地標(biāo)點(diǎn)，并與火星在軌衛(wèi)星所形成的數(shù)字高程地圖進(jìn)行地標(biāo)點(diǎn)匹配，可以估計(jì)出著陸器的絕對位置及姿態(tài)信息；由于火星在軌衛(wèi)星所拍攝的圖像的分辨率有限，當(dāng)火星著陸器接近火星表面時(shí)，地標(biāo)點(diǎn)無法被準(zhǔn)確地提取，可以通過跟蹤圖像序列中特征點(diǎn)的變化，估計(jì)出著陸器的速度信息，進(jìn)而獲得著陸器位置和姿態(tài)的相對變化信息；在整個(gè)著陸過程中，通過利用組合導(dǎo)航濾波器融合慣導(dǎo)系統(tǒng)與視覺導(dǎo)航系統(tǒng)分別提供的位置、速度和姿態(tài)信息，能夠有效地修正慣導(dǎo)系統(tǒng)的累積誤差以及陀螺儀和加速度計(jì)的常值漂移，從而極大地提高導(dǎo)航精度、滿足火星車精確著陸任務(wù)的需要；約翰遜等通過發(fā)射試驗(yàn)火箭模擬探測器的著陸過程對算法進(jìn)行驗(yàn)證分析；試驗(yàn)結(jié)果表明，基于視覺匹配和慣性測量相結(jié)合的導(dǎo)航方法的速度誤差為0.16m/s，位置誤差為6.4m，能夠滿足未來火星精確著陸探測任務(wù)的需要；通過以上的分析可以看出，將著陸器的著陸位置作為火星車的初始位置時(shí)，可本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
一種慣導(dǎo)天文高精度復(fù)合兩位置對準(zhǔn)及誤差標(biāo)定方法，其特征在于：它包括以下步驟：步驟一：將著陸器所確定的著陸位置作為火星車的初始位置信息在火星著陸器的著陸過程中，當(dāng)著陸相機(jī)開始工作以后，首先通過提取CCD相機(jī)所拍攝的火星表面圖像上的地標(biāo)點(diǎn)，并與火星在軌衛(wèi)星所形成的數(shù)字高程地圖進(jìn)行地標(biāo)點(diǎn)匹配，預(yù)計(jì)出著陸器的絕對位置及姿態(tài)信息；由于火星在軌衛(wèi)星所拍攝的圖像的分辨率有限，當(dāng)火星著陸器接近火星表面時(shí)，地標(biāo)點(diǎn)無法被準(zhǔn)確地提取，通過跟蹤圖像序列中特征點(diǎn)的變化，預(yù)計(jì)出著陸器的速度信息，進(jìn)而獲得著陸器位置和姿態(tài)的相對變化信息；在整個(gè)著陸過程中，通過利用組合導(dǎo)航濾波器融合慣導(dǎo)系統(tǒng)與視覺導(dǎo)航系統(tǒng)分別提供的位置、速度和姿態(tài)信息，能夠有效地修正慣導(dǎo)系統(tǒng)的累積誤差以及陀螺儀和加速度計(jì)的常值漂移，從而提高導(dǎo)航精度、滿足火星車精確著陸任務(wù)的需要；試驗(yàn)結(jié)果表明，基于視覺匹配和慣性測量相結(jié)合的導(dǎo)航方法的速度誤差為0.16m/s，位置誤差為6.4m，能夠滿足未來火星精確著陸探測任務(wù)的需要；通過以上的分析看出，將著陸器的著陸位置作為火星車的初始位置時(shí)，認(rèn)為火星車初始經(jīng)緯度的確定誤差均為1角秒，即δλ＝1″，δL＝1″，其中，λ代表火星車的經(jīng)度，L代表火星車的緯度；步驟二：根據(jù)火星車的初始位置以及天文導(dǎo)航子系統(tǒng)輸出的慣性姿態(tài)矩陣確定火星車的初始姿態(tài)矩陣；根據(jù)大視場星敏感器的輸出便獲得高精度的火星車載體坐標(biāo)系b系相對于火星赤道慣性坐標(biāo)系i系的姿態(tài)矩陣...

【技術(shù)特征摘要】
1.一種慣導(dǎo)天文高精度復(fù)合兩位置對準(zhǔn)及誤差標(biāo)定方法，其特征在于：它包括以下步驟：步驟一：將著陸器所確定的著陸位置作為火星車的初始位置信息在火星著陸器的著陸過程中，當(dāng)著陸相機(jī)開始工作以后，首先通過提取CCD相機(jī)所拍攝的火星表面圖像上的地標(biāo)點(diǎn)，并與火星在軌衛(wèi)星所形成的數(shù)字高程地圖進(jìn)行地標(biāo)點(diǎn)匹配，預(yù)計(jì)出著陸器的絕對位置及姿態(tài)信息；由于火星在軌衛(wèi)星所拍攝的圖像的分辨率有限，當(dāng)火星著陸器接近火星表面時(shí)，地標(biāo)點(diǎn)無法被準(zhǔn)確地提取，通過跟蹤圖像序列中特征點(diǎn)的變化，預(yù)計(jì)出著陸器的速度信息，進(jìn)而獲得著陸器位置和姿態(tài)的相對變化信息；在整個(gè)著陸過程中，通過利用組合導(dǎo)航濾波器融合慣導(dǎo)系統(tǒng)與視覺導(dǎo)航系統(tǒng)分別提供的位置、速度和姿態(tài)信息，能夠有效地修正慣導(dǎo)系統(tǒng)的累積誤差以及陀螺儀和加速度計(jì)的常值漂移，從而提高導(dǎo)航精度、滿足火星車精確著陸任務(wù)的需要；試驗(yàn)結(jié)果表明，基于視覺匹配和慣性測量相結(jié)合的導(dǎo)航方法的速度誤差為0.16m/s，位置誤差為6.4m，能夠滿足未來火星精確著陸探測任務(wù)的需要；通過以上的分析看出，將著陸器的著陸位置作為火星車的初始位置時(shí)，認(rèn)為火星車初始經(jīng)緯度的確定誤差均為1角秒，即δλ＝1″，δL＝1″，其中，λ代表火星車的經(jīng)度，L代表火星車的緯度；步驟二：根據(jù)火星車的初始位置以及天文導(dǎo)航子系統(tǒng)輸出的慣性姿態(tài)矩陣確定火星車的初始姿態(tài)矩陣；根據(jù)大視場星敏感器的輸出便獲得高精度的火星車載體坐標(biāo)系b系相對于火星赤道慣性坐標(biāo)系i系的姿態(tài)矩陣根據(jù)當(dāng)前的導(dǎo)航時(shí)間t能夠獲得從火星赤道慣性坐標(biāo)系i系轉(zhuǎn)換到火星星固坐標(biāo)系m系的方向余弦矩陣由于：其中：所以，火星車的初始姿態(tài)實(shí)際上就是導(dǎo)航坐標(biāo)系n系和火星車載體坐標(biāo)系b系之間的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣其中，θ，γ，ψ分別代表火星車的俯仰角、橫滾角和偏航角，cθ表示的是cos(θ)，sθ表示的是sin(θ)，其它的以此類推；根據(jù)式(2)得：θ＝arcsin(C23)(3)γ主＝-arctan(C13/C33)(4)ψ主＝arctan(C21/C22)(5)由以上三式得出的是反三角函數(shù)的主值；在實(shí)際應(yīng)用中，俯仰角θ定義在(-π/2,π/2)區(qū)間，橫滾角γ定義在(-π,π)區(qū)間，偏航角ψ定義在(0,2π)區(qū)間；這樣，θ的主值即為真值，而γ和ψ的真值還需通過如下附加的判式來決定其在哪個(gè)象限：步驟三：建立火星車兩位置對準(zhǔn)的系統(tǒng)狀態(tài)模型和量測模型；a.構(gòu)建系統(tǒng)狀態(tài)模型；以地理坐標(biāo)系t系作為慣性導(dǎo)航解算的基本坐標(biāo)系，則慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差模型如下所示：其中，為慣導(dǎo)的平臺失準(zhǔn)角，δVn為速度誤差，εb為陀螺儀常值漂移，為加速度計(jì)零偏；因此，系統(tǒng)的狀態(tài)方程為：其中，狀態(tài)矢量系統(tǒng)的噪聲矢量W(t)＝[wgxwgywgzwaxwaywaz]T，ωgi(i＝x,y,z)、ωai(i＝x,y,z)分別為陀螺儀、加速度計(jì)隨機(jī)白噪聲；b.構(gòu)建系統(tǒng)量測模型；根據(jù)當(dāng)前的導(dǎo)航時(shí)間t和火星車的初始位置，并結(jié)合SINS的姿態(tài)矩陣有：考慮到對準(zhǔn)誤差及陀螺漂移等因素的影響，SINS數(shù)學(xué)平臺系n′系與導(dǎo)航坐標(biāo)系n系之間存在數(shù)學(xué)平臺失準(zhǔn)角向量有：由于天文導(dǎo)航子系統(tǒng)測量的姿態(tài)精度較高，且其測量誤差考慮為零均值的白噪聲，所以天文導(dǎo)航子系統(tǒng)輸出的慣性姿態(tài)矩陣認(rèn)為是真實(shí)的姿態(tài)矩陣與星敏感器的量測白噪聲陣Vs之和，即：將慣導(dǎo)姿態(tài)量測信息構(gòu)造單元與天文導(dǎo)航子系統(tǒng)分別確定的方向余弦陣的差值記作姿態(tài)量測量Zs，則由式(10)、式(11)以及式(12)得：將Zs(3×3)展開成列向量Z1(9×1)，并結(jié)合系統(tǒng)的狀態(tài)向量X，列寫出量測方程：Z1＝H1X+V1(14)其中，H1＝[...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：王新龍，管敘軍，
申請(專利權(quán))人：北京航空航天大學(xué)，
類型：發(fā)明
國別省市：北京,11