基于IMU/FADS/无线电的火星上升器组合导航方案

发布时间：2022-01-02 20:49

　　以火星采样返回任务中火星表面上升为背景,研究了基于惯性测量单元（Inertial Measurement Unit,IMU）、嵌入式大气数据传感系统（Flush Air Data Sensing System,FADS）和无线电信标的组合导航方法。首先,在传统的IMU导航框架中加入由无线电测量获得的相对距离、速度信息,以及由FADS获取的动压、温度数据,建立了基于IMU、无线电和FADS的导航观测模型;然后,基于无迹卡尔曼滤波（Unscented Kalman Filter,UKF）技术对测量信息进行了融合,并压制了过程噪声和测量噪声,从而对上升器的状态进行了联合估计;最后,在数值仿真中,将UKF与自适应无迹卡尔曼滤波（Adaptive Unscented Kalman Filter,AUKF）技术进行了对比,在比较不同滤波器性能的同时,验证了组合导航方法的有效性。 

【文章来源】：飞控与探测. 2020,3(04)

【文章页数】：9 页

【部分图文】：

基于三轨道器的IMU/FADS/无线电导航组合方案

相比于IMU/FADS组合导航方案，该方案增加了3个轨道器信标作为外部导航敏感器，IMU/FADS/无线电组合导航的仿真结果如图3所示。图3(a）～图3(c）分别表示了上升器的三轴位置误差、速度误差及姿态角误差，合位置误差以及合速度误差如图3(d）和图3(e）所示。图3 IMU/FADS/无线电组合导航方案的估计误差

图3 IMU/FADS/无线电组合导航方案的估计误差由图3(d）和图3(e）可知，IMU/FADS/无线电组合导航的仿真结果相比之前的IMU/FADS方案有了明显的提高，多信息融合使导航的可观性大大提高，也使估计结果更加精准。表3给出了不同导航方案状态估计误差结果对比，其中合位置误差的均方根值为34.1m，合速度误差的均方根值为0.3797(m/s），三轴姿态误差均方根值分别为0.00112°、0.00084°和0.00149°，满足火星上升段导航需求。

【参考文献】：
期刊论文
[1]深空探测器自主天文导航技术综述[J]. 房建成,宁晓琳,马辛,刘劲,桂明臻.  飞控与探测. 2018(01)
[2]火星探测器自主导航方法综述[J]. 宝音贺西,马鹏斌.  飞控与探测. 2018(01)
[3]基于Mean Shift和卡尔曼滤波的红外目标跟踪算法[J]. 翟尚礼,孙宁.  指挥信息系统与技术. 2014(06)
[4]卫星通信链路计算[J]. 李志国,卫颖.  指挥信息系统与技术. 2014(01)

硕士论文
[1]火星探测器高精度自主组合导航技术研究[D]. 古龙.南京航空航天大学 2019
[2]嵌入式大气数据传感系统算法及其关键技术研究[D]. 肖地波.南京航空航天大学 2010



本文编号：3564865