基于序列图像可观测性分析的航天器自主导航方法

未来我国将开展探月工程四期、火星采样返回、小天体探测等一系列深空探测活动,软着陆过程面临环境更复杂、地形更未知、时间更紧急等全新挑战。由于光学敏感器提供的序列图像包含天体表面岩石、陨石坑等丰富陆标特征信息,是软着陆自主导航的理想信息来源。但是,深空探测器上计算资源有限,无法处理大量图像信息,必须对序列图像中的丰富陆标特征进行优选。陆标优选时通常以可观测性分析量化得到的可观测度来衡量陆标特征对导航精度的贡献程度,但传统方法只观测单一时刻局部最优陆标,在重新优选陆标前多次连续观测相同陆标时会因可观测度逐渐降低而影响导航精度。本文首先建立了行星着陆段序列图像自主导航系统模型,构建了针对多次观测的序列图像可观测度指标,证明了其为凸函数并给出了最小值点所在区间,指导优选多时刻可观测度最高的陆标。经过数学仿真验证,基于序列图像可观测度的陆标优选比传统单时刻优选方法的导航精度更高,可为深空探测着陆段的序列图像自主导航提供理论支撑。

“天问一号”着陆惯导安装矩阵正交化方法研究

“天问一号”的惯性测量单元(Inertial Measurement Unit,IMU)产品是其导航系统的核心敏感器,IMU中的陀螺和加速度计在安装过程中存在安装误差以及标度因数非线性等因素导致安装矩阵非正交,从而影响IMU惯导精度。针对陀螺和加速度计安装矩阵误差特性进行分析,提出安装矩阵行向量正交化算法,提升了陀螺和加计安装矩阵正交性,降低了安装误差角在正交化过程中的畸变,开展了典型工况IMU惯导标定测试,试验结果表明:安装矩阵按行向量正交化处理后IMU惯导姿态精度提升15.8%~54.7%,位置精度提升45.2%~85.7%。采用上述方法,静态导航各工况位姿性能提升百分比较为一致且与试验时间不相关,动态导航各工况位姿性能提升百分比较为一致且与旋转角度累加和不相关。

自主光学相对导航中序列图像最优构建方法

针对状态估计误差的几何特性,提出了一种基于可观测度量化的自主光学相对导航序列图像最优构建方法。首先,通过分析自主光学相对导航系统可观测性来探究影响导航参数估计精度的关键因素;然后,依据状态估计误差几何特性,构建了相对导航系统可观测度指标;在此基础上建立了该指标与序列图像构建方式的映射关系,研究了序列图像最优构建方法。PRISMTA任务的数值仿真实验表明,提出的方法可有效提高自主光学相对导航精度。

基于可观测性的序列图像自主导航观测时序规划方法

针对行星着陆自主导航中图像处理计算负担重的问题,分析了序列图像自主导航的可观测性,并提出了一种观测时序规划方法。通过可观测性分析得到了在未知环境中使状态可观测的最少观测次数,这是切换观测陆标的边界条件。在此基础上,通过优化所构建的深度估计误差模型获得最佳观测间隔时间,从而自适应地规划观测时序,减少图像处理次数。仿真结果验证了可观测性分析的正确性,以及提出的观测时序规划方法的有效性,相比每个采样时刻均观测陆标,在不明显影响导航精度的条件下减少陆标观测次数45.9%,有效降低序列图像在线处理的计算负担,大幅提升未知环境中行星着陆器基于序列图像的自主导航能力。

基于深度估计误差的自主光学导航陆标优选方法

基于自主光学导航行星着陆过程中,受计算资源限制的问题,提出一种基于深度估计误差的陆标优选方法,首先建立了描述连续2次观测相同陆标时着陆器与陆标距离估计精度的深度误差模型,然后用该模型描述系统可观测度并从序列图像中优选视线深度估计精度最高的陆标,最后通过数值仿真模拟火星着陆的过程。结果表明提出的陆标优选方法与传统方法相比导航精度相近,但优化所需的计算时间更短,更适宜实现自主导航。

天问一号火星探测器EDL过程自主导航技术

针对天问一号探测器进入、下降和着陆(EDL)过程的大动态、强不确定性给导航系统带来的挑战,基于多敏感器信息融合理论,设计了天问一号探测器高容错强自主着陆导航算法,以实现在EDL过程大不确定性、多敏感器故障以及陀螺饱和带来的姿态基准丢失情况下的导航状态准确可靠估计。天问一号探测器实际在轨飞行结果验证了自主导航系统设计的正确性和有效性。

考虑月球扁率修正的月球卫星自主导航

针对月球扁率对月球紫外敏感器的月心方向矢量确定的不利影响,研究了月球紫外敏感器的测量原理和敏感到月平边缘时满足的几何约束,提出了一种考虑月球扁率的月心矢量确定方法。并进一步的结合地球敏感器和太阳敏感器的测量信息,研究了基于日地月方位信息的月球卫星自主轨道算法,并评估了月球方位确定算法对导航精度的影响。仿真结果表明,在太阳敏感器、地球敏感器和月球敏感器的精度分别为0.02°(3σ)、0.05°(3σ)和0.1°(3σ)的假设下,考虑月球扁率修正的月球卫星的自主导航位置精度能达到300m(3σ),导航速度误差能达到0.6m/s(3σ),从而保证了环月卫星的导航精度。

考虑地球扁率修正的基于日地月方位信息的地球卫星自主导航

给出了基于地球球形假设的双圆锥地心方位确定算法,研究了考虑地球扁率的地心方位精确确定算法,给出了基于扁率修正的日地月自主导航算法。蒙特卡洛仿真表明,对于500km高度,对地定向三轴稳定的姿态运行模式的卫星,在地球敏感器噪声为0.1°(3σ),日、月敏感器噪声为0.05°(3σ)的情况下,导航位置精度能达到800m(3σ),速度精度能达到2.4m/s(3σ)。

天问一号探测器火星着陆自主避障技术设计与验证

针对天问一号探测器火星着陆过程多体运动及表面地形不确定性强的任务特点,提出了粗避障与伞-背罩组合体规避的协同控制策略以及激光三维配以双目立体视觉的精避障策略,介绍了障碍检测与规避系统的硬件配置、飞行过程、障碍检测与规避部分算法,并通过地面悬停避障专项试验验证了障碍检测与规避策略的有效性,可为后续火星采样返回任务和载人火星探测任务的着陆过程提供一定参考。

天问一号着陆巡视器进入舱GNC系统设计与实现

为了应对火星EDL过程的短时间、大测控时延、大冲击力学环境以及无高精度地图的特点,进入舱GNC系统开展了一系列高自主、强容错设计。全系统热备份、关键功能异构热备份的设计确保了对产品故障的自主诊断与快速处理;系统工作模式自主转换、关键模式转换多判据备份的策略提高了系统的容错能力;产品供电的自主抗冲击管理、触地开关的自主故障诊断与处理策略,确保了对火工品起爆等大冲击高动态工况的有效应对;针对背罩-组合体规避及地形障碍规避的需求,设计了一套激光产品和光学产品有机融合的避障系统及使用策略。设计了直升机挂飞等专项试验对系统设计进行验证。天问一号进入舱GNC系统在轨顺利实施了展配平翼等关键动作,完成了背罩以及地形障碍的规避,实现了3.1 km的最终着陆精度,充分证明了系统设计的正确性。

基于陆标和脉冲星测量的自主导航方法

火星探测器经过近火点制动进入大椭圆环绕轨道后,要求能够自主确定探测器的位置、速度等导航信息。提出了一种基于陆标和X射线脉冲星测量的自主导航方法。该方法针对火星大气辅助减速的大椭圆轨道,提出在近火点使用陆标导航,在离开火星大气后的高轨道段使用脉冲星导航。利用星上光学敏感器获得火星陆标信息和X射线敏感器测量脉冲星信号,通过扩展卡尔曼滤波方法(EKF)进行滤波处理得到探测器位置。在现有导航敏感器水平下,该组合导航方法能够取得近火点100 m,远火点1 km的导航精度。该方法实现了两种导航方式优势互补且精度高,为火星环绕段自主导航提供了一种新思路。

火星进入段自主导航技术研究综述

火星大气进入过程的自主导航性能是影响火星着陆能力的重要因素之一.在此期间,导航方法的设计面临着可用敏感器少、环境气动等参数不确定大的困难.对火星进入过程中几种可用的自主导航方法的原理进行了阐述,探讨了其中的关键技术和研究现状,并对这些导航方法的优缺点进行了对比.针对当前进入段自主导航方式的不足,对如何提高火星进入段自主导航性能的手段进行了探讨.

天问一号探测器高动态着陆惯导系统设计与试验

考虑到火星探测任务着陆过程动态变化大,稀薄大气环境下开伞会对探测器产生剧烈晃动,为此天问一号探测器研制了一套高动态着陆惯导系统,从硬件产品、使用时序到导航算法方面均进行了针对性设计,以适应着陆过程中的高动态环境。此外,为验证天问一号探测器高动态着陆惯导系统的性能,设计了模拟火星开伞工况的火箭弹高空开伞试验,结果表明该高动态着陆惯导系统的设计满足火星探测任务需求。

月球和火星探测任务捕获制动控制技术方案对比

地外天体捕获制动过程是实现载人月球、火星等深空天体探测任务的关键步骤之一,捕获制动控制误差影响极大,捕获效果直接决定着整个任务的成败。对国内外月球和火星天体捕获制动过程的控制技术进行了调研,对捕获制动策略进行了分析和对比,为我国相关探测任务的捕获制动控制系统的设计提供参考。

深空探测器自主控制技术综述

深空探测是人类考察、勘探和定居地球外其它天体的第1步,而深空探测器的自主控制技术则是确保深空探测任务成功完成的重要关键技术之一。从“自主导航、自主制导与控制、自主任务规划、自主故障诊断与重构”4个方面对深空探测器自主控制技术的研究现状进行综述,分析了已有的深空探测器自主控制技术存在的问题,并根据深空探测技术发展和任务实施的需求,提出了深空探测器自主控制技术未来研究的发展趋势。

基于自适应滤波的脉冲星导航方法研究

基于X射线脉冲星的自主导航技术能够为深空探测航天器提供高精度导航信息.脉冲星星表误差对导航性能存在不利影响,特别是方差不确定的星表误差,会引起较大定位误差.建立不确定项的导航模型,提出一种基于方差匹配的自适应滤波方法,通过估计不确定观测模型中的待估参数减小不确定项对观测的影响.通过数学仿真对比了自适应滤波方法和传统扩展卡尔曼滤波方法(EKF),验证了所提方法的有效性.

火星精确定点着陆多信息融合自主导航与控制方法研究

针对火星定点采样、载人登陆和基地构建等任务的需求,提出了一种火星精确定点着陆多信息融合自主导航与控制(Guidance Navigation and Control,GNC)方案。针对大气进入前的高精度导航需求,提出了基于X射线脉冲星和火星表面陆标图像的融合自主导航方法;针对火星着陆探测进入、下降和着陆(Entry,Descent and Landing,EDL)过程的高精度绝对和相对导航需求,提出了基于陆标图像、IMU(Inertial Measurement Unit)和测距测速信息的多信息融合自主导航方法;针对精确定点着陆要求,设计了大气进入和动力下降过程的制导与控制算法。数学仿真结果表明,提出的方案能够实现高精度的定点着陆(精度100 m)和相对避障(精度为0.5 m),可满足任务需求。

基于未知陆标图像测量的自主相对导航方法研究

针对未知环境下行星表面导航问题,提出一种利用未知陆标序列图像测量的行星表面相对导航方法。该方法以初始时刻星下点天南东系为着陆参考坐标系,利用行星表面未知陆标在连续3幅下降图像中的观测信息及探测器状态估计建立未知陆标的隐式测量模型,通过扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)所建立的未知陆标隐式测量模型和基于惯性测量单元(Inertial Measurement Unit,IMU)测量建立的运动学模型对探测器的相对运动状态进行估计。以火星着陆为例进行数学仿真,仿真结果表明提出的方法可有效估计探测器相对行星表面的速度以及相对于着陆点的位置,能够满足行星安全着陆自主相对导航的要求。

非一致终端约束下火星大气进入段制导律设计

针对小升阻比的火星探测器在火星大气进入过程中所面临的难点问题,对火星大气进入过程制导方法进行了研究。首先在确知探测器弹道系数和升阻比的前提下,考虑过程量及开伞条件约束,优化设计再入飞行的初始再入角。然后考虑非一致终端约束和飞行器的有限机动能力,设计参考轨迹剖面,并确保其能提供足够的裕度来应付各种参数不确定性。最后设计标准轨道法制导律,完成轨迹有效跟踪,并通过六自由度仿真验证了算法的合理性,为火星着陆项目中大气进入段制导方案设计提供参考。

天问一号进入下降着陆过程GNC关键技术

1引言我国首次火星探测任务天问一号探测器由环绕器和着陆巡视器(包括进入舱和祝融号火星车)组成,通过一次任务实现了火星环绕、着陆和巡视三大目标[1]。天问一号探测器于2020年7月23日成功发射,2021年2月10日进入火星环绕轨道,2021年5月15日7时18分,着陆巡视器成功着陆于火星乌托邦平原南部预选区,标志着我国首次火星探测任务着陆火星取得圆满成功。