本發(fā)明涉及火星動力下降段非線性三步濾波方法。屬于航天導航技術領域。

背景技術：
火星是距離地球較近的行星，它在很多方面與地球有相似之處，成為人類深空探測的首選目標星體之一。而到現(xiàn)在為止，人類共進行了39次火星探測，其中2/3以失敗告終。顯然，由于火星惡劣的環(huán)境和深空探測技術的不成熟，人類探測火星面臨著嚴峻的挑戰(zhàn)?；鹦翘綔y中，最具意義和最具難度就是探測器的軟著陸，而軟著陸過程中的進入、下降和著陸過程又是整個探測任務的關鍵。已實施的15次火星著陸任務中，僅有7次著陸成功。從火星探測器脫離繞飛軌道開始，一般來說，需要經(jīng)過進入、下降和著陸幾個階段最終到達火星表面，其中進入段和下降段的合理規(guī)劃和設計是完成精確著陸的必要保障。而在降落的最后一個階段，即從開啟反作用推力器進行有效減速到探測器成功降落到期望著陸點這一過程，稱為動力下降段，整個動力下降過程可以劃分為三個階段——動力接近段、常值速度段、常值加速度段。該階段只持續(xù)僅僅幾分鐘，但卻是決定著陸任務成敗的最重要階段之一，如果下降過程不能有效減速或避開障礙，整個探測任務將前功盡棄。因此對于火星動力下降段探測器的狀態(tài)估計就顯得尤為重要，特別是探測器的相對于著陸點的高度和速度。在火星動力下降段，探測器的擋熱板已經(jīng)拋掉，此時，探測器上攜帶的除慣性導航系統(tǒng)的其他量測儀器也開始工作，但是在降落傘下降段和動力下降段探測器高度較高，測量精度較差。而且在火星動力下降段探測器還要經(jīng)受火星大氣的不確定性，探測器本體的氣動特性的不確定性以及風的漂移等的考驗。故要合理利用這些量測儀器對慣性導航系統(tǒng)進行修正。而目前，應用于火星的工程實際中狀態(tài)估計濾波方法主要有基于泰勒展開的擴展Kalman濾波估計方法和基于sigma點集（為正態(tài)分布采樣策略）的無跡Kalman濾波方法。但是擴展Kalman濾波適用于動力學系統(tǒng)和量測系統(tǒng)精確可知的條件下。在火星動力下降過程中，火星重力加速度具有一定的不可估計的誤差，因此不太適用于火星動力下降段，雖然這種方法還是目前火星探測實際應用中的方法。無跡Kalman濾波方法雖然可以很好地應用非線性Kalman濾波，但是在測量手段有限，測量數(shù)據(jù)少的情況下，難以對動力學系統(tǒng)誤差進行估算和減弱，而且有關學者已經(jīng)證實無跡Kalman濾波適用于火星探測器狀態(tài)估計的數(shù)據(jù)重構，因此該方法也不太適用于火星動力下降段?；谝陨系膶嶋H情況，建立了火星動力下降段非線性三步濾波方法，該方法對濾波系統(tǒng)的動力學系統(tǒng)和量測系統(tǒng)的未知誤差不敏感，可以很好地應用于火星動力下降段探測器的狀態(tài)精確估計以滿足未來火星的探測任務。

技術實現(xiàn)要素：
1、目的：本發(fā)明的目的是提供一種火星動力下降段非線性三步濾波方法，以減小探測器著陸位置速度誤差，提高其精度。2、技術方案：本發(fā)明的目的是通過以下技術方案來實現(xiàn)的。本發(fā)明一種火星動力下降段非線性三步濾波方法，它包括以下步驟：步驟一、離散型非線性三步方法的動力學系統(tǒng)和量測系統(tǒng)一般形式為其中xk表示系統(tǒng)狀態(tài)量，yk是測量系統(tǒng)測量值,fk是未知的動力學系統(tǒng)偏差,dk是未知的量測系統(tǒng)誤差。非線性方程f(·)和h(·)分別是狀態(tài)轉移方程和量測方程并且關于可xk微。矩陣具有恰當?shù)木S數(shù)。和分別是動力學系統(tǒng)噪聲，它們是不相關的高斯白噪聲，滿足以下式子步驟二、給定初始值：和為初始狀態(tài)的估計值，為初始狀態(tài)估計均方誤差，為動力學偏差和量測系統(tǒng)誤差的相關系數(shù)。步驟三、狀態(tài)量濾波其中式中：為狀態(tài)的一步預測，為tk時刻的狀態(tài)量，uk為tk時刻的控制輸入量。為tk時刻的狀態(tài)估計均方誤差，Φk為tk時刻到tk+1時刻的一步轉移矩陣；Qk為系統(tǒng)的噪聲的方差陣，為一步預測均方誤差。為量測陣，Ck+1為量測新息誤差陣，為狀態(tài)增益。I為單位陣，為tk+1時刻的狀態(tài)估計均方誤差。為量測新息，為狀態(tài)估計。步驟四、動力學系統(tǒng)偏差濾波為tk時刻動力學系統(tǒng)偏差對動力學系統(tǒng)驅(qū)動陣，為轉移矩陣。為tk+1時刻動力學系統(tǒng)偏差對量測系統(tǒng)量測陣，為tk+1時刻動力學系統(tǒng)偏差對量測系統(tǒng)校正量測陣。為tk+1時刻動力學系統(tǒng)偏差估計均方誤差，為廣義逆矩陣。為動力學系統(tǒng)偏差濾波增益。為tk+1時刻動力學系統(tǒng)偏差狀態(tài)估計。步驟五、測量系統(tǒng)中的未知測量系統(tǒng)誤差濾波為tk時刻動力學偏差和量測系統(tǒng)誤差的相關系數(shù)，為轉移矩陣。為tk時刻量測系統(tǒng)誤差對動力學系統(tǒng)驅(qū)動陣，為變換矩陣。為tk+1時刻量測系統(tǒng)誤差對量測系統(tǒng)量測陣，為tk+1時刻量測系統(tǒng)誤差對量測系統(tǒng)校正量測陣。為tk+1時刻量測系統(tǒng)誤差估計均方誤差，為廣義逆矩陣。為量測系統(tǒng)誤差濾波增益。為tk+1時刻動力學系統(tǒng)偏差狀態(tài)估計。步驟六、更新相關系數(shù)、校正狀態(tài)估計和動力學偏差估計均為相關系數(shù)。為tk+1時刻校正后的狀態(tài)量，為tk+1時刻校正后的狀態(tài)估計均方誤差。為tk+1時刻校正后的狀態(tài)量，為tk+1時刻校正后的狀態(tài)估計均方誤差。步驟七、令k=k+1，返回步驟三往下進行。直到k等于火星動力下降段時間截止對應的時刻T時，即火星著陸器著陸為止。至此完成火星動力下降段非線性三步濾波方法。其中，步驟一中所列的式（1）和式（2），要根據(jù)實際情況合理建立相應的矩陣非線性方程f(·)和h(·)關于xk可微是指，xk是函數(shù)f(·)和h(·)定義域上的一點，且f(xk)和h(xk)的導數(shù)有定義。且式（3）中δkj是克羅內(nèi)克函數(shù)，在數(shù)學中，克羅內(nèi)克函數(shù)δkj是一個二元函數(shù)，克羅內(nèi)克函數(shù)的自變量（輸入值）一般是兩個整數(shù)，如果兩者相等，則其輸出值為1，否則為0。其中，在步驟二中所述的“給定初始值：和”，是根據(jù)實際情況估計初值，在火星動力下降段之前，由火星降落傘下降段飛行段末端得到狀態(tài)估計值和估計均方誤差。且動力學系統(tǒng)偏差和測量系統(tǒng)中的未知測量系統(tǒng)誤差為不相關量。其中，步驟四和步驟五，該兩個步驟可以根據(jù)考慮動力學系統(tǒng)偏差和測量系統(tǒng)中的未知測量系統(tǒng)誤差的先后關系進行互換。3、優(yōu)點和功效：本發(fā)明統(tǒng)籌考慮了火星實際動力下降過程中，非線性、非高斯隨機系統(tǒng)在動力學系統(tǒng)偏差和測量系統(tǒng)中的未知測量系統(tǒng)誤差條件下的探測器位置速度估計問題。通過火星動力下降段的非線性三步濾波方法在計算過程中引入了對動力學系統(tǒng)偏差和測量系統(tǒng)中的未知測量系統(tǒng)誤差進行估計和補償，減小了動力學系統(tǒng)偏差和測量系統(tǒng)中的未知測量系統(tǒng)誤差對探測器狀態(tài)估計的影響，特別是探測器位置和速度的估計。因而本發(fā)明提出的算法可以有效保證探測器在火星動力下降段的位置速度估計。附圖說明圖1為火星動力下降段示意圖圖2為火星動力下降段非線性三步濾波方法的流程圖具體實施方式見圖2，本發(fā)明涉及火星動力下降段非線性三步濾波方法，具體實施步驟如下：如圖1所示，探測器在火星動力下降過程中，其依靠IMU的火星著陸動力學系統(tǒng)如下方程。其中，r=[r1,r2,r3]T為相對火星著陸點坐標系下的三軸位移，v=[v1,v2,v3]T為火星探測器相對火星著陸點坐標系下的三軸速度，e=[φ,θ,ψ]T為三軸Euler姿態(tài)角，φ,θ,ψ分別為滾轉角、俯仰角、航向角。為加速度計測量值，為陀螺儀測量值，ba為加速度計偏差，bω為陀螺儀偏差，g為火星重力加速度。ξa為加速度計測量白噪聲，ξω為陀螺儀測量白噪聲。為測量儀器坐標系到火星著陸點坐標系的轉換矩陣。K為姿態(tài)運動學矩陣。對于未知的火星環(huán)境，其動力學系統(tǒng)存在誤差，如火星重力加速度誤差。即使事先對著陸地點的重力加速度進行估計也還存在一定的誤差。特別是在一些地形地貌復雜的具有科學探測的著陸點附近，火星重力加速度將難以進行事先估計校正，故應該在動力學方程中加入如下一項bg=bg+wb（26）其中，bg為火星重力加速度偏差，wb為火星重力加速度量測白噪聲。目前火星動力下降段，美國噴氣推力實驗室（JPL）開發(fā)了一種集高度計和速度計為一體的小體積、低能耗的微型傳感器（MCAV），它采用激光測距測速來實現(xiàn)高度、速度信息的同時輸出。其對應的測量系統(tǒng)方程可以如下式來表示：其中，r3為高度方向，為火星著陸點坐標系到測量儀器坐標系的轉換矩陣，v=[v1,v2,v3]T為火星探測器相對火星著陸點坐標系下的三軸速度，即為測量儀器測得速度數(shù)據(jù)，而dr和dv分別為高度測量和速度測量的系統(tǒng)誤差，v為量測噪聲。步驟一：根據(jù)火星動力下降段的實際情況：火星動力下降段對應的離散動力學系統(tǒng)可以改寫為如下形式：其中x為火星動力下降段動力學系統(tǒng)中的狀態(tài)量具體包含式（25）中的左邊的各分量，即矩陣對應的離散量測方程為其中，步驟二、給定初始值：初始值為探測器在降落傘下降段末端狀態(tài)的估計，這個可以根據(jù)實際火星動力下降段探測器狀態(tài)估計得到。初始狀態(tài)估計均方誤差可以分別根據(jù)降落傘下降段末端估計得到，而動力學偏差和量測系統(tǒng)誤差的相關系數(shù)可以根據(jù)實際的動力學系統(tǒng)和量測系統(tǒng)狀態(tài)得到。步驟三、狀態(tài)量濾波：按照公式（4）-（10）進行濾波，對火星大氣進入段的狀態(tài)進行估計。步驟四：動力學系統(tǒng)偏差濾波：按照式（11）-式（15）對動力學系統(tǒng)偏差進行濾波估計，其中根據(jù)實際動力學系統(tǒng)分析選取相應矩陣步驟五：測量系統(tǒng)中的未知測量系統(tǒng)誤差濾波：按照式（16）-式（21）對量測系統(tǒng)中的未知量測系統(tǒng)誤差進行濾波估計。其中根據(jù)實際的量測系統(tǒng)選取相應的矩陣步驟六、更新相關系數(shù)、校正狀態(tài)估計和動力學偏差估計：按照式（22）-式（24）對步驟三中的狀態(tài)及其均誤差進行校正，同時對步驟四中的動力學偏差及其對應的均方誤差進行校正。步驟七、令k=k+1，返回步驟三往下進行。直到k等于火星動力下降段時間截止對應的時刻T時。至此完成火星動力下降段非線性三步濾波方法其中截止時間主要取決于探測器與火星表面的高度及速度，能否滿足軟著陸的條件要求。以上所述僅為本發(fā)明的一個一般實施過程，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發(fā)明揭露的技術范圍內(nèi)，可輕易想到的變化和替換都應涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)，另外本發(fā)明提供的方法可以集成到火星動力下降的探測器位置和速度的估計軟件中。