基于惯性/嵌入式大气数据系统的火星进入段自主导航方法研究

Mars entry phase is one of the most important phases for Mars landing missions. During this phase, the some time-critical events occurs which require the entry probe can provide real-time navigation information. Furthermore, high accuracy entry navigation is required to perform guidance and control for pin-point landing missions. The main difficulty in achieving high-precision Mars entry navigation is: large uncertainties of the atmospheric and aerodynamic parameters and few type of sensors are available due to the existence of a head shield. Considering these two factors, this project will study the inertial/flush air data integrated navigation method. Firstly, a novel inertial navigation method will be studied to cope with uncertainties of environment and aerodynamic parameters. Next, sensor placement optimization and atmospheric parameters solving algorithms will be investigated with demands of accuracy and reliability. Finally, considering the factors such asynchronous and delay measurements, this project will explore the integrated inertial/flush air data navigation method to provide entry probe and environment’s high accurate state and parameter estimation.

火星进入过程是火星着陆任务的最为关键的过程之一。在此期间，进入器要开展一系列事件紧迫的动作，这就要求探测器能提供实时的自主导航信息。特别是对于定点着陆任务而言，在进入段需要高精度的导航信息用于制导和控制。设计火星进入段的导航系统面临两个方面的困难：由于防热罩的保护作用，可利用的导航数据有限；火星大气环境复杂和进入器的气动参数存在很大的不确定性。针对这两个难点，本项目研究火星进入段基于惯性和嵌入式大气数据系统的组合导航方法。首先将考虑进入段轨迹特点、环境参数不确定性以及气动参数不确定性这些因素，对纯惯性导航方法进行研究。接下来将兼顾精度和可靠性的需求，对嵌入式大气数据系统的传感器布局优化和大气参数解算算法进行研究。最后，考虑测量数据的非同步性及更新频率不一致、测量异常、延时、数据冗余等特点对惯性/嵌入式大气数据系统的组合导航方法，旨在实现进入器状态、参数的精确估计和环境参数的精确辨识。

在火星探测任务的大气进入段，为了保护探测器免受进入段恶劣环境的影响，通常将其安装在热防护罩内，在抛热罩前大量的导航敏感器无法开机工作，可用的成熟敏感器仅为IMU和FADS。基于此背景，本项目研究了火星大气进入段基于惯性和FADS的自主导航，旨在合理对敏感器的数据进行利用，提高火星进入段的自主导航性能，为我国火星探测任务自主导航方案的设计提供理论依据。本项目的研究内容主要包括应付测量异常和不确定性参数的惯性自主导航、FADS的大气参数求解算法和测压孔布局优化、以及惯性和FADS的组合自主导航方法及导航系统性能评估。..针对大气进入段，大角度机动会可能会导致惯性测量单元测量数据误差大，甚至完全不可靠的问题。本项目给出了一种基于IMU滤波的惯性自主导航算法，将IMU测量值作为观测量引入到自主导航系统里。利用好奇号的任务参数进行了仿真验证，表明基于IMU滤波的惯性自主导航算法可以有效地对测量异常进行抑制。..在FADS参数求解算法方面，传统三点法至少需要利用纵轴线上的3个测压孔对攻角和侧滑角进行解耦，一旦测压孔失效导致可用纵轴线的测压孔个数小于3的情况，则传统三点法无法适用。此外，传统三点法也不是最优的。针对这些问题，提出了一种广义三点法的大气参数估计算法，该方法利用两组测压孔首先了攻角和侧滑角的同时解析求解，提高了算法的鲁棒性和性能。在测压孔布局方面，以好奇号的十字型布局作为研究对象，优化目标为噪声对测量的影响最小，利用遗传算法得到了FADS系统的最优布局，增强了系统的可靠性，提高了系统精度。..最后研究了惯性和FADS的组合自主导航方法，给出了基于IMU滤波+FADS的组合自主导航方法和基于IMU外推和FADS的组合自主导航方法。并借助于蒙特卡洛和线性方差分析技术，系统评估了组合导航方法的性能。以好奇号任务的敏感器参数和其他参数进行数值仿真验证。仿真结果表明，在传统航位递推的基础上，加入FADS系统，对进入器状态估计有较好的改善效果。在IMU滤波的基础上，加入FADS系统，进入器状态估计几乎没有改善，甚至有所变差。这是因为此时作为滤波量的IMU测量精度较高，相比较动压测量的精度不够高，动压测量的加入反而成了累赘拉低了系统的导航精度。这一结论对我国火星探测器进入段导航的研究具有借鉴意义。