本發(fā)明涉及一種基于環(huán)繞器的火星著陸器靜態(tài)定位方法，涉及中繼站的方式，屬于深空探測
技術(shù)領(lǐng)域：
。
背景技術(shù)：
：火星是太陽系中的一顆類地行星，火星的環(huán)境條件與地球最相近，研究火星有利于進(jìn)一步認(rèn)識地球以及太陽系的形成和演化過程；火星有大氣層，地表存在水冰，尋找生命是目前深空探測最關(guān)注的目標(biāo)之一。我國已經(jīng)著手計(jì)劃發(fā)射首顆自主火星探測器實(shí)現(xiàn)火星探測。探測任務(wù)中的著陸器將進(jìn)入火星大氣并著陸于火星表面，由于對火星環(huán)境認(rèn)識的不足，預(yù)期著陸精度有限，如何快速高精度地確定著陸器的著陸位置成為一項(xiàng)迫在眉睫的問題?；鹦翘綔y器飛行全過程以地面無線電導(dǎo)航與軌道遞推為主。探測器被成功捕獲后，環(huán)繞器與著陸器分離。著陸器成功著陸于火表后，由于地球與火星相距甚遠(yuǎn)，受到著陸器功率限制，地面對著陸器的跟蹤測量困難較大。在深空領(lǐng)域利用單顆環(huán)繞器對著陸器的定位研究較少。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：針對地球與火星相距甚遠(yuǎn)，受到著陸器功率限制，地面對著陸器的跟蹤測量困難較大等問題，本發(fā)明提供一種基于環(huán)繞器的火星著陸器靜態(tài)定位方法，充分利用環(huán)繞器星上設(shè)備，不增加額外成本，提高星上設(shè)備的利用率。本發(fā)明的上述目的是通過下述技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：一種基于環(huán)繞器的火星著陸器靜態(tài)定位方法，其特征在于：當(dāng)火星著陸器著陸于火星表面后，在地面測控站對著陸器跟蹤測量的基礎(chǔ)上引入環(huán)繞器作為中繼站，采用雙程測量的方式，獲取環(huán)繞器與著陸器相對位置關(guān)系，并將星間測量數(shù)據(jù)傳回地球作為輔助測量，提高著陸器在火星表面的位置精度。所述的環(huán)繞器作為中繼站，環(huán)繞器與地面間采用X頻段通信，與著陸器間采用UHF頻段通信。所述的環(huán)繞器和著陸器主要的跟蹤測量方式是地面無線電導(dǎo)航，對環(huán)繞器采用VLBI測量。所述的環(huán)繞器的位置和速度精度是影響著陸器位置精度的重要因素，環(huán)繞器的位置和速度精度越高，著陸器的定位精度越高。所述的環(huán)繞器對著陸器進(jìn)行雙程測速測距，由環(huán)繞器發(fā)射電磁波信號，經(jīng)著陸器透明轉(zhuǎn)發(fā)后信號傳回環(huán)繞器，由環(huán)繞器將信號傳回地球進(jìn)行處理。由環(huán)繞器的多圈測量最終獲取的著陸器定位精度可以達(dá)到十幾公里量級。具體實(shí)現(xiàn)包括如下步驟：步驟1：確定環(huán)繞器與著陸器間的通信弧段，主要考慮兩者的無線通信距離ρ和兩者視線的可見性。其中取ρ＜4000km；令著陸器到火星質(zhì)心的位置矢量為著陸器到環(huán)繞器的位置矢量為兩者間的夾角為α，則環(huán)繞器與著陸器之間可通信弧段的條件為：180-α≥90考慮到著陸器接收天線存在5o仰角的限制，則最終可通信弧段的條件為：α=cos-1(s→1·s→2|s→1|·|s→1|)≤85]]>步驟2：在已知環(huán)繞器位置和速度基礎(chǔ)上，建立環(huán)繞器與著陸器間的雙程多普勒測速和雙程測距，在環(huán)繞器與著陸器通信弧段內(nèi)，雙程測速測量方程如下：Δfk=2f0c||V→kr||=2f0cvrx_k2+vry_k2+vrz_k2+wf]]>為環(huán)繞器與著陸器相對徑向速度，Δfk為頻移量，f0為基頻，c為光速。wf為過程測量噪聲。該過程噪聲包括環(huán)繞器軌道誤差，大氣誤差，基頻誤差，轉(zhuǎn)發(fā)設(shè)備誤差和接收機(jī)誤差等。雙程測距測量方程如下：R=12ctR=(xi-x0)2+(yi-y0)2+(zi-z0)2+wd]]>其中：tR為總的傳播時(shí)間，(xi,yi,zi)為環(huán)繞器位置，(x0,y0,z0)為著陸器位置。wd為過程測量噪聲。該過程噪聲包括環(huán)繞器軌道誤差，大氣誤差，時(shí)延誤差，轉(zhuǎn)發(fā)設(shè)備誤差和接收機(jī)誤差等。步驟3：考慮著陸器著陸在火星表面后靜止?fàn)顟B(tài)，在火星固連坐標(biāo)系下著陸器狀態(tài)方程簡單，X＝[x0,y0,z0],V＝[0,0,0]。步驟4：獲取著陸器與環(huán)繞器間的雙程多普勒測速和測距量后，采用最小二乘法解算著陸器的位置，并通過環(huán)繞器將星間測量數(shù)據(jù)傳回地球作為著陸器定位的輔助信息。根據(jù)步驟3的狀態(tài)方程和步驟2的測量方程，通過最小二乘法獲取著陸器位置，由于測量方程是非線性的，通過級數(shù)展開進(jìn)行線性化。本發(fā)明所帶來的有益效果如下：本發(fā)明公開的一種基于環(huán)繞器的火星著陸器靜態(tài)定位方法，可用于輔助地面跟蹤測量，彌補(bǔ)由于地火間距離遠(yuǎn)，地面對著陸器的跟蹤測量困難較大的缺點(diǎn)，充分利用環(huán)繞器星上設(shè)備，不增加額外成本，提高星上設(shè)備的利用率。本發(fā)明定位方法，通過環(huán)繞器與著陸器間的無線電測速測距信息，采用雙程測量的方式，由環(huán)繞器發(fā)射無線信號，經(jīng)著陸器透明轉(zhuǎn)發(fā)后再由環(huán)繞器將星間測量數(shù)據(jù)傳回地球進(jìn)行處理，用于輔助地面跟蹤測量，提高著陸器在火星表面的位置精度。附圖說明通過閱讀參照以下附圖對非限制性實(shí)施例所作的詳細(xì)描述，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點(diǎn)將會變得更明顯：圖1為環(huán)繞器和地面測控站對著陸器定位示意圖；圖2為地面測控站對環(huán)繞器VLBI測量示意圖；圖3為環(huán)繞器測量數(shù)據(jù)解算示意圖。具體實(shí)施方式下面結(jié)合具體實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明。以下實(shí)施例將有助于本領(lǐng)域的技術(shù)人員進(jìn)一步理解本發(fā)明，但不以任何形式限制本發(fā)明。應(yīng)當(dāng)指出的是，對本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干變化和改進(jìn)。這些都屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。本發(fā)明所公開的基于環(huán)繞器的火星著陸器靜態(tài)定位方法，當(dāng)火星著陸器著陸于火星表面后，在地面測控站對著陸器跟蹤測量的基礎(chǔ)上引入環(huán)繞器作為中繼站，采用雙程測量的方式，獲取環(huán)繞器與著陸器相對位置關(guān)系，并將星間測量數(shù)據(jù)傳回地球作為輔助測量，提高著陸器在火星表面的位置精度。環(huán)繞器作為中繼站，環(huán)繞器與地面間采用X頻段通信，與著陸器間采用UHF頻段通信。環(huán)繞器和著陸器主要的跟蹤測量方式是地面無線電導(dǎo)航，我國的地面測控站主要分布在北京、上海、昆明和烏魯木齊四個(gè)地方，由上海作為數(shù)據(jù)處理中心，對環(huán)繞器采用VLBI測量。環(huán)繞器的軌道參數(shù)已知，由地面測控站測量；同時(shí)環(huán)繞器的位置和速度精度是影響著陸器位置精度的重要因素，環(huán)繞器的位置和速度精度越高，著陸器的定位精度越高。環(huán)繞器對著陸器進(jìn)行雙程測速測距，由環(huán)繞器發(fā)射電磁波信號，經(jīng)著陸器透明轉(zhuǎn)發(fā)后信號傳回環(huán)繞器，由環(huán)繞器將信號傳回地球進(jìn)行處理。由環(huán)繞器的多圈測量最終獲取的著陸器定位精度可以達(dá)到十幾公里量級。如圖1～圖3所示，本發(fā)明具體實(shí)現(xiàn)步驟如下：步驟1：確定環(huán)繞器與著陸器間的通信弧段，主要考慮兩者的無線通信距離ρ和兩者視線的可見性。取ρ＜4000km；令著陸器到火星質(zhì)心的位置矢量為著陸器到環(huán)繞器的位置矢量為兩者間的夾角為α，考慮到著陸器接收天線存在5°仰角的限制，則最終可通信弧段的條件為：α=cos-1(s→1·s→2|s→1|·|s→1|)≤85]]>可以發(fā)現(xiàn)由于火星自轉(zhuǎn)，環(huán)繞器與著陸器間存在相對運(yùn)動，有的圈數(shù)可通信弧段長，有的圈數(shù)可通信弧段短，甚至是沒有可通信弧段。步驟2：在已知環(huán)繞器位置和速度基礎(chǔ)上，建立環(huán)繞器與著陸器間的雙程多普勒測速和雙程測距，在環(huán)繞器與著陸器通信弧段內(nèi)，雙程測速測量方程如下：Δfk=2f0c||V→kr||=2f0cvrx_k2+vry_k2+vrz_k2+wf]]>為環(huán)繞器與著陸器相對徑向速度，Δfk為頻移量，f0為基頻，c為光速。wf為過程測量噪聲。該過程噪聲包括環(huán)繞器軌道誤差，大氣誤差，基頻誤差，轉(zhuǎn)發(fā)設(shè)備誤差和接收機(jī)誤差等。其中軌道誤差中位置誤差三個(gè)方向?yàn)?km/s，速度誤差為1m/s，基頻誤差為10mHz，由于大氣造成的電磁波傳播速度誤差為828m/s。雙程測距測量方程如下：R=12ctR=(xi-x0)2+(yi-y0)2+(zi-z0)2+wd]]>其中：tR為總的傳播時(shí)間，(xi,yi,zi)為環(huán)繞器位置，(x0,y0,z0)為著陸器位置。wd為過程測量噪聲。該過程噪聲包括環(huán)繞器軌道誤差，大氣誤差，時(shí)延誤差，轉(zhuǎn)發(fā)設(shè)備誤差和接收機(jī)誤差等。其中軌道誤差中位置誤差三個(gè)方向?yàn)?km/s，速度誤差為1m/s，由于大氣造成的電磁波傳播速度誤差為828m/s。步驟3：考慮著陸器著陸在火星表面后靜止?fàn)顟B(tài)，在火星固連坐標(biāo)系下著陸器狀態(tài)方程簡單，X＝[x0,y0,z0],V＝[0,0,0]。步驟4：獲取著陸器與環(huán)繞器間的雙程多普勒測速和測距量后，采用最小二乘法解算著陸器的位置，并通過環(huán)繞器將星間測量數(shù)據(jù)傳回地球作為著陸器定位的輔助信息。根據(jù)步驟2關(guān)于環(huán)繞器測速測距過程噪聲的來源和量級，如表1所示。根據(jù)步驟2得到的環(huán)繞器測速測距信息，采用最小二乘法的線性化。以測速信息為例，觀測量Vkr與狀態(tài)量間非線性的觀測方程，對其線性化得：z^k=Vkr=Hkx0→]]>Hk=[∂z^k∂x0∂z^k∂y0∂z^k∂z0]]]>給定著陸器位置估計(jì)初值利用一系列不同時(shí)刻測得的相對徑向速度迭代修正初值，最終得到著陸器的位置坐標(biāo)。定義矩陣B如下：Bk=[H1;H2;...;Hm]=∂z^1∂x0∂z^1∂y0∂z^1∂z0∂z^2∂x0∂z^2∂y0∂z^2∂z0.........∂z^m∂x0∂z^m∂y0∂z^m∂z0m×3]]>假定為tk時(shí)刻迭代修正獲得的徑向速度與實(shí)際徑向速度差值，因此：BkΔρk=ΔV→D_k]]>Δρk=(BkTBk)-1BkTΔV→D_k]]>其中：Δρk表示tk時(shí)刻基于最小二乘計(jì)算的著陸器位置修正量。則tk+1時(shí)刻迭代初值為：r→k+1=r→k-Δρk]]>以此初值進(jìn)行下一輪迭代，直至Δρk+1趨于小量，即最后收斂于著陸器位置坐標(biāo)。本實(shí)例采用最小二乘法解釋著陸器的位置，定位精度最終為環(huán)繞器環(huán)繞2圈測量，位置精度為20km以內(nèi)。以上對本發(fā)明的具體實(shí)施例進(jìn)行了描述。需要理解的是，本發(fā)明并不局限于上述特定實(shí)施方式，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在權(quán)利要求的范圍內(nèi)做出各種變化或修改，這并不影響本發(fā)明的實(shí)質(zhì)內(nèi)容。在不沖突的情況下，本申請的實(shí)施例和實(shí)施例中的特征可以任意相互組合。當(dāng)前第1頁1 2 3