一种基于环绕器的火星着陆器静态定位方法

摘要

本发明提供了一种基于环绕器的火星着陆器静态定位方法，在地面测控站对探测器跟踪测量的基础上，利用环绕器和着陆器间的无线电测速测距作为测量量，采用双程测量的方式，由环绕器发射无线信号，经着陆器透明转发后再由环绕器将星间测量数据传回地球进行处理。由环绕器的多圈测量最终获取的着陆器定位精度可以达到十几公里量级。本发明公开的一种基于环绕器的火星着陆器静态定位方法，可用于辅助地面跟踪测量，弥补由于地火间距离远，地面对着陆器的跟踪测量困难较大的缺点，充分利用环绕器星上设备，不增加额外成本，提高星上设备的利用率。

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于环绕器的火星着陆器静态定位方法，涉及中继站的方式，属于深空探测技术领域。

背景技术

火星是太阳系中的一颗类地行星，火星的环境条件与地球最相近，研究火星有利于进一步认识地球以及太阳系的形成和演化过程；火星有大气层，地表存在水冰，寻找生命是目前深空探测最关注的目标之一。我国已经着手计划发射首颗自主火星探测器实现火星探测。探测任务中的着陆器将进入火星大气并着陆于火星表面，由于对火星环境认识的不足，预期着陆精度有限，如何快速高精度地确定着陆器的着陆位置成为一项迫在眉睫的问题。

火星探测器飞行全过程以地面无线电导航与轨道递推为主。探测器被成功捕获后，环绕器与着陆器分离。着陆器成功着陆于火表后，由于地球与火星相距甚远，受到着陆器功率限制，地面对着陆器的跟踪测量困难较大。在深空领域利用单颗环绕器对着陆器的定位研究较少。

发明内容

针对地球与火星相距甚远，受到着陆器功率限制，地面对着陆器的跟踪测量困难较大等问题，本发明提供一种基于环绕器的火星着陆器静态定位方法，充分利用环绕器星上设备，不增加额外成本，提高星上设备的利用率。

本发明的上述目的是通过下述技术方案实现的：

一种基于环绕器的火星着陆器静态定位方法，其特征在于：当火星着陆器着陆于火星表面后，在地面测控站对着陆器跟踪测量的基础上引入环绕器作为中继站，采用双程测量的方式，获取环绕器与着陆器相对位置关系，并将星间测量数据传回地球作为辅助测量，提高着陆器在火星表面的位置精度。

所述的环绕器作为中继站，环绕器与地面间采用X频段通信，与着陆器间采用UHF频段通信。

所述的环绕器和着陆器主要的跟踪测量方式是地面无线电导航，对环绕器采用VLBI测量。

所述的环绕器的位置和速度精度是影响着陆器位置精度的重要因素，环绕器的位置和速度精度越高，着陆器的定位精度越高。

所述的环绕器对着陆器进行双程测速测距，由环绕器发射电磁波信号，经着陆器透明转发后信号传回环绕器，由环绕器将信号传回地球进行处理。由环绕器的多圈测量最终获取的着陆器定位精度可以达到十几公里量级。

具体实现包括如下步骤：

步骤1：确定环绕器与着陆器间的通信弧段，主要考虑两者的无线通信距离ρ和两者视线的可见性。其中取ρ＜4000km；令着陆器到火星质心的位置矢量为着陆器到环绕器的位置矢量为两者间的夹角为α，则环绕器与着陆器之间可通信弧段的条件为：

180-α≥90

考虑到着陆器接收天线存在5o仰角的限制，则最终可通信弧段的条件为：

$>\alpha ={\cos }^{-1}\left(\frac{{\overrightarrow{s}}_1·{\overrightarrow{s}}_2}{\left|{\overrightarrow{s}}_1\right|·\left|{\overrightarrow{s}}_1\right|}\right)\le 85$>

步骤2：在已知环绕器位置和速度基础上，建立环绕器与着陆器间的双程多普勒测速和双程测距，在环绕器与着陆器通信弧段内，双程测速测量方程如下：

$>{\mathrm{\Delta f}}_k=2\frac{f_0}{c}\left|\right|{\overrightarrow{V}}_{kr}\left|\right|=2\frac{f_0}{c}\sqrt{v_{rx\_k}^2+v_{ry\_k}^2+v_{rz\_k}^2}+w_f$>

为环绕器与着陆器相对径向速度，Δf_k为频移量，f₀为基频，c为光速。w_f为过程测量噪声。该过程噪声包括环绕器轨道误差，大气误差，基频误差，转发设备误差和接收机误差等。

双程测距测量方程如下：

$>R=\frac{1}{2}{\mathrm{ct}}_R=\sqrt{{(x_i-x_0)}^2+{(y_i-y_0)}^2+{(z_i-z_0)}^2}+w_d$>

其中：t_R为总的传播时间，(x_i,y_i,z_i)为环绕器位置，(x₀,y₀,z₀)为着陆器位置。w_d为过程测量噪声。该过程噪声包括环绕器轨道误差，大气误差，时延误差，转发设备误差和接收机误差等。

步骤3：考虑着陆器着陆在火星表面后静止状态，在火星固连坐标系下着陆器状态方程简单，X＝[x₀,y₀,z₀],V＝[0,0,0]。

步骤4：获取着陆器与环绕器间的双程多普勒测速和测距量后，采用最小二乘法解算着陆器的位置，并通过环绕器将星间测量数据传回地球作为着陆器定位的辅助信息。

根据步骤3的状态方程和步骤2的测量方程，通过最小二乘法获取着陆器位置，由于测量方程是非线性的，通过级数展开进行线性化。

本发明所带来的有益效果如下：

本发明公开的一种基于环绕器的火星着陆器静态定位方法，可用于辅助地面跟踪测量，弥补由于地火间距离远，地面对着陆器的跟踪测量困难较大的缺点，充分利用环绕器星上设备，不增加额外成本，提高星上设备的利用率。

本发明定位方法，通过环绕器与着陆器间的无线电测速测距信息，采用双程测量的方式，由环绕器发射无线信号，经着陆器透明转发后再由环绕器将星间测量数据传回地球进行处理，用于辅助地面跟踪测量，提高着陆器在火星表面的位置精度。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为环绕器和地面测控站对着陆器定位示意图；

图2为地面测控站对环绕器VLBI测量示意图；

图3为环绕器测量数据解算示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本发明所公开的基于环绕器的火星着陆器静态定位方法，当火星着陆器着陆于火星表面后，在地面测控站对着陆器跟踪测量的基础上引入环绕器作为中继站，采用双程测量的方式，获取环绕器与着陆器相对位置关系，并将星间测量数据传回地球作为辅助测量，提高着陆器在火星表面的位置精度。

环绕器作为中继站，环绕器与地面间采用X频段通信，与着陆器间采用UHF频段通信。

环绕器和着陆器主要的跟踪测量方式是地面无线电导航，我国的地面测控站主要分布在北京、上海、昆明和乌鲁木齐四个地方，由上海作为数据处理中心，对环绕器采用VLBI测量。

环绕器的轨道参数已知，由地面测控站测量；同时环绕器的位置和速度精度是影响着陆器位置精度的重要因素，环绕器的位置和速度精度越高，着陆器的定位精度越高。

环绕器对着陆器进行双程测速测距，由环绕器发射电磁波信号，经着陆器透明转发后信号传回环绕器，由环绕器将信号传回地球进行处理。由环绕器的多圈测量最终获取的着陆器定位精度可以达到十几公里量级。

如图1～图3所示，本发明具体实现步骤如下：

步骤1：确定环绕器与着陆器间的通信弧段，主要考虑两者的无线通信距离ρ和两者视线的可见性。取ρ＜4000km；令着陆器到火星质心的位置矢量为着陆器到环绕器的位置矢量为两者间的夹角为α，考虑到着陆器接收天线存在5°仰角的限制，则最终可通信弧段的条件为：

$>\alpha ={\cos }^{-1}\left(\frac{{\overrightarrow{s}}_1·{\overrightarrow{s}}_2}{\left|{\overrightarrow{s}}_1\right|·\left|{\overrightarrow{s}}_1\right|}\right)\le 85$>

可以发现由于火星自转，环绕器与着陆器间存在相对运动，有的圈数可通信弧段长，有的圈数可通信弧段短，甚至是没有可通信弧段。

步骤2：在已知环绕器位置和速度基础上，建立环绕器与着陆器间的双程多普勒测速和双程测距，在环绕器与着陆器通信弧段内，双程测速测量方程如下：

$>{\mathrm{\Delta f}}_k=2\frac{f_0}{c}\left|\right|{\overrightarrow{V}}_{kr}\left|\right|=2\frac{f_0}{c}\sqrt{v_{rx\_k}^2+v_{ry\_k}^2+v_{rz\_k}^2}+w_f$>

为环绕器与着陆器相对径向速度，Δf_k为频移量，f₀为基频，c为光速。w_f为过程测量噪声。该过程噪声包括环绕器轨道误差，大气误差，基频误差，转发设备误差和接收机误差等。其中轨道误差中位置误差三个方向为1km/s，速度误差为1m/s，基频误差为10mHz，由于大气造成的电磁波传播速度误差为828m/s。

双程测距测量方程如下：

$>R=\frac{1}{2}{\mathrm{ct}}_R=\sqrt{{(x_i-x_0)}^2+{(y_i-y_0)}^2+{(z_i-z_0)}^2}+w_d$>

其中：t_R为总的传播时间，(x_i,y_i,z_i)为环绕器位置，(x₀,y₀,z₀)为着陆器位置。w_d为过程测量噪声。该过程噪声包括环绕器轨道误差，大气误差，时延误差，转发设备误差和接收机误差等。

其中轨道误差中位置误差三个方向为1km/s，速度误差为1m/s，由于大气造成的电磁波传播速度误差为828m/s。

步骤3：考虑着陆器着陆在火星表面后静止状态，在火星固连坐标系下着陆器状态方程简单，X＝[x₀,y₀,z₀],V＝[0,0,0]。

步骤4：获取着陆器与环绕器间的双程多普勒测速和测距量后，采用最小二乘法解算着陆器的位置，并通过环绕器将星间测量数据传回地球作为着陆器定位的辅助信息。

根据步骤2关于环绕器测速测距过程噪声的来源和量级，如表1所示。

根据步骤2得到的环绕器测速测距信息，采用最小二乘法的线性化。以测速信息为例，观测量V_kr与状态量间非线性的观测方程，对其线性化得：

$>{\hat{z}}_k=V_{kr}=H_k\overrightarrow{x_0}$>

$>H_k=\left[\begin{array}{ccc}\frac{\partial {\hat{z}}_k}{\partial x_0}& \frac{\partial {\hat{z}}_k}{\partial y_0}& \frac{\partial {\hat{z}}_k}{\partial z_0}\end{array}\right]$>

给定着陆器位置估计初值利用一系列不同时刻测得的相对径向速度迭代修正初值，最终得到着陆器的位置坐标。定义矩阵B如下：

$>B_k=\left[\begin{array}{cccc}{H}_1;& H_2;& ...;& H_m\end{array}\right]={\left(\begin{array}{ccc}\frac{\partial {\hat{z}}_1}{\partial x_0}& \frac{\partial {\hat{z}}_1}{\partial y_0}& \frac{\partial {\hat{z}}_1}{\partial z_0}\\ \frac{\partial {\hat{z}}_2}{\partial x_0}& \frac{\partial {\hat{z}}_2}{\partial y_0}& \frac{\partial {\hat{z}}_2}{\partial z_0}\\ \mathrm{...}& \mathrm{...}& \mathrm{...}\\ \frac{\partial {\hat{z}}_m}{\partial x_0}& \frac{\partial {\hat{z}}_m}{\partial y_0}& \frac{\partial {\hat{z}}_m}{\partial z_0}\end{array}\right)}_{m\times 3}$>

假定为t_k时刻迭代修正获得的径向速度与实际径向速度差值，因此：

$>B_k{\mathrm{\Delta \rho }}_k=\Delta {\overrightarrow{V}}_{D\_k}$>

$>{\mathrm{\Delta \rho }}_k={\left({B_k}^T{B}_k\right)}^{-1}{B_k}^T\Delta {\overrightarrow{V}}_{D\_k}$>

其中：Δρ_k表示t_k时刻基于最小二乘计算的着陆器位置修正量。则t_k+1时刻迭代初值为：

$>{\overrightarrow{r}}_{k+1}={\overrightarrow{r}}_k-{\mathrm{\Delta \rho }}_k$>

以此初值进行下一轮迭代，直至Δρ_k+1趋于小量，即最后收敛于着陆器位置坐标。

本实例采用最小二乘法解释着陆器的位置，定位精度最终为环绕器环绕2圈测量，位置精度为20km以内。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。