本發(fā)明涉及航天領(lǐng)域，具體地，涉及一種火星探測接近段組合自主導(dǎo)航方法。

背景技術(shù)：

火星接近段通常指探測器進(jìn)入火星影響球開始至火星制動捕獲完成，是整個火星探測任務(wù)過程中最關(guān)鍵的階段之一。在該階段，探測器所處的空間環(huán)境復(fù)雜、飛行速度快、控制要求高，且機(jī)會唯一。當(dāng)制動捕獲段導(dǎo)航精度不滿足指標(biāo)要求，將影響后續(xù)的環(huán)繞、著陸等階段的探測任務(wù)，甚至導(dǎo)致飛躍或撞擊火星等后果，導(dǎo)致任務(wù)失敗。因此火星接近段的高精度自主導(dǎo)航至關(guān)重要。

當(dāng)前通常采用的導(dǎo)航方法包括地面無線電導(dǎo)航、慣性導(dǎo)航、光學(xué)導(dǎo)航、天文導(dǎo)航、慣性導(dǎo)航以及組合導(dǎo)航等，這些導(dǎo)航方法和技術(shù)的發(fā)展已經(jīng)非常成熟，并廣泛應(yīng)用于航天任務(wù)中，但也都有各自的適用范圍和局限性。例如慣性易受初值影響，且誤差隨時間積累。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術(shù)中的缺陷，本發(fā)明的目的是提供一種火星探測接近段組合自主導(dǎo)航方法，其依賴地面無線電信息，僅需要來自太陽的光信息以及火星環(huán)繞器的無線電信息即可實(shí)現(xiàn)航天器飛行過程的自主導(dǎo)航，能夠建立探測器自主導(dǎo)航系統(tǒng)的系統(tǒng)方程，應(yīng)用不同的導(dǎo)航濾波算法從而實(shí)現(xiàn)探測器導(dǎo)航信息的實(shí)時估計，是自主導(dǎo)航新方法，簡單易行，具有無時延的明顯優(yōu)勢。

根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種火星探測接近段組合自主導(dǎo)航方法，其特征在于，其包括以下步驟：

步驟一，采用器載太陽敏感器測量太陽的視線方向，采用器載太陽光譜測速導(dǎo)航敏感器測量火星探測器相對太陽的相對運(yùn)動速度；

步驟二，采用無線電應(yīng)答機(jī)獲得與火星環(huán)繞器之間的距離和相對速度信息；

步驟三，在J2000.0日心黃道慣性坐標(biāo)系下，建立軌道動力學(xué)方程，建立導(dǎo)航系統(tǒng)模型，采用相應(yīng)的導(dǎo)航濾波算法，獲得自主導(dǎo)航位置、速度信息。

優(yōu)選地，所述火星探測接近段組合自主導(dǎo)航方法利用已環(huán)繞于火星運(yùn)行的火星環(huán)繞器作為導(dǎo)航信息源。

優(yōu)選地，火星環(huán)繞器是先于火星探測器到達(dá)火星環(huán)繞軌道的航天器，軌道信息已被精確已知。

優(yōu)選地，所述火星探測器將結(jié)合軌道動力學(xué)及導(dǎo)航濾波算法，實(shí)現(xiàn)自主導(dǎo)航定位與定速。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下的有益效果：本發(fā)明不依賴地面無線電信息，僅需要來自太陽的光信息以及火星環(huán)繞器的無線電信息即可實(shí)現(xiàn)航天器飛行過程的自主導(dǎo)航，能夠建立探測器自主導(dǎo)航系統(tǒng)的系統(tǒng)方程，應(yīng)用不同的導(dǎo)航濾波算法從而實(shí)現(xiàn)探測器導(dǎo)航信息的實(shí)時估計，是自主導(dǎo)航新方法，簡單易行，具有無時延的明顯優(yōu)勢。

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為本發(fā)明火星探測接近段組合自主導(dǎo)航方法的示意圖；

圖2為本發(fā)明實(shí)現(xiàn)火星探測接近段組合自主導(dǎo)航的流程圖。

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，還可以做出若干變形和改進(jìn)。這些都屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。

如圖1至圖2所示，本發(fā)明提供一種火星探測接近段組合自主導(dǎo)航方法，其包括以下步驟：

步驟一，采用器載太陽敏感器測量太陽的視線方向，采用器載太陽光譜測速導(dǎo)航敏感器測量火星探測器相對太陽的相對運(yùn)動速度；

探測器通過太陽敏感器測量太陽的視線方向l_s為：

其中是太陽視線方向矢量的量測誤差；r是探測器在參考系下相對太陽的位置矢量。

探測器通過太陽光譜測速導(dǎo)航敏感器測量獲得相對太陽的視向速度v_s為：

其中n_v是太陽視線矢量方向的量測誤差；v_s是探測器和太陽相對運(yùn)動的視向速度大小。

步驟二，采用無線電應(yīng)答機(jī)獲得與火星環(huán)繞器之間的距離和相對速度信息；

探測器與環(huán)繞器通過無線電測量得到的是二者之間的距離和徑向速度：

其中，ζ_R和ζ_V為測量噪聲，為零均值白噪聲。

步驟三，在J2000.0日心黃道慣性坐標(biāo)系下，建立軌道動力學(xué)方程，建立導(dǎo)航系統(tǒng)模型，采用相應(yīng)的導(dǎo)航濾波算法，獲得自主導(dǎo)航位置、速度信息。

考慮探測器在J2000.0日心黃道慣性坐標(biāo)系下的空間位置與速度作為導(dǎo)航系統(tǒng)的狀態(tài)矢量x：

x＝[r_x,r_y,r_z,v_x,v_y,v_z]^T

對于火星探測器而言，依據(jù)軌道動力學(xué)方程建立狀態(tài)方程，一般形式為：

上式中，第一項表示以太陽為引力中心的引力加速度項，μ_S為太陽引力常數(shù)；第二項表示考慮的行星第三體引力攝動加速度項，r_i是第i個行星在日心黃道慣性系下的位置矢量，u_i是對應(yīng)的行星引力常數(shù)，r_si為行星相對探測器的位置矢量；第三項是太陽光壓攝動加速度項，η是光壓因子，C_R為探測器的表面反射系數(shù)，A_R是垂直于太陽光線方向探測器橫截面積，m是航天器的質(zhì)量；最后一項a_T表示其他未建模加速度項。

所述火星探測接近段組合自主導(dǎo)航方法利用已環(huán)繞于火星運(yùn)行的火星環(huán)繞器作為導(dǎo)航信息源，這樣提前對運(yùn)行軌道進(jìn)行探測，能夠在第一時間獲取更多的信息。

所述火星環(huán)繞器是先于火星探測器到達(dá)火星環(huán)繞軌道的航天器，這樣就能精確獲悉軌道信息。

綜上所述，本發(fā)明火星探測接近段組合自主導(dǎo)航方法，不依賴地面無線電信息，僅需要來自太陽的光信息以及火星環(huán)繞器的無線電信息即可實(shí)現(xiàn)航天器飛行過程的自主導(dǎo)航，能夠建立探測器自主導(dǎo)航系統(tǒng)的系統(tǒng)方程，應(yīng)用不同的導(dǎo)航濾波算法從而實(shí)現(xiàn)探測器導(dǎo)航信息的實(shí)時估計，是自主導(dǎo)航新方法，簡單易行，具有無時延的明顯優(yōu)勢。

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)做出各種變形或修改，這并不影響本發(fā)明的實(shí)質(zhì)內(nèi)容。