采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态获取方法.pdf

本发明公开了采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态获取方法，属于月球探测领域。该方法具体步骤为：首先在试验场附近设置固定的方位镜，以方位镜作为中间转换，获得试验器控制坐标系相对于试验场天东北坐标系的姿态转换矩阵；然后通过试验场的观察点的地理纬度，获取试验场天东北坐标系相对于地心坐标系的转换矩阵，从而获得试验器控制坐标系相对于地心坐标系的转换矩阵C6，最终获得初始时刻T0的姿态Q0四元数：从初始时刻T0开始，使用陀螺测量数据进行姿态外推；获得第k个控制周期内的姿态Qk，将Qk实时输出直至试验器姿态外推过程完成开始着陆试验，以此时的Qk作为试验器初始姿态。本发明适用于月球着陆的地面试验。

权利要求书
1.  采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态获取方法，其特征在于，该方法具体步骤为：
步骤1：将试验器置于试验场中心的地面静止，建立试验器机械坐标系，机械坐标系根据试验器的自身结构自行定义，以试验器中一特征点为原点，自定义X/Y/Z三轴方向；
建立试验场的天东北坐标系O0X0Y0Z0，该坐标系的中心O0在试验场中心，X0轴指天，Y0轴指东，Z0轴与X0轴、Y0轴构成右手坐标系；
获取试验器机械坐标系相对于试验场天东北坐标系的姿态姿态转换矩阵C0；该过程具体为：
在试验场附近设置固定的方位镜，使用高精度外测设备测量方位镜与试验场天东北坐标系的角度关系，得到固定的转换矩阵C1；通过普通的经纬仪测量试验器机械坐标系相对于方位镜的角度关系，得到试验器机械坐标系与方位镜间的转换矩阵C2，则试验器机械坐标系相对于试验场天东北坐标系的姿态转换矩阵C0=C2C1；
试验器的控制坐标系为中心在质心的惯性主轴坐标系，则试验器控制坐标系相对于试验场天东北坐标系的姿态转换矩阵为：
C4=C3C0=C3C2C1；
其中C3为试验器控制坐标系与机械坐标系的转换矩阵，C3为已知量；
步骤2：获取试验器的初始时刻T0的姿态Q0；其中姿态Q0是基于地心坐标系O1X1Y1Z1的；
选取试验场上一点作为观察点，获得观察点的地理纬度地球参考椭球短半轴长度Rp，长半轴长度RE，则观察点的地心纬度为：

其中，e为偏心率H为观察点相对于参考椭球的高度；
则试验场天东北坐标系相对于地心坐标系的转换矩阵为：

则试验器控制坐标系相对于地心坐标系的转换矩阵为C6：
C6=l11l12l13l21l22l23l31l32l33=C4C5]]>
根据如下公式获得姿态Q0的四元数q0、q1、q2、q3：、
q0=±121+l11+l22+l33]]>
q1=14q0(l23-l32),q0≠0±12(1+l11),q0=0]]>
q2=14q0(l31-l13),q0≠0±12(1+l22),q0=0]]>
q3=14q0(l12-l21),q0≠0±12(1+l33),q0=0]]>
则姿态Q0为：
Q0=q0+q1i+q2j+q3k；
步骤3：初始时刻T0对应的瞬时地心坐标系为地心惯性坐标系，则姿态Q0为T0时刻对应的试验器控制坐标系相对于地心惯性坐标系姿态，之后使用陀螺测量数据进行相对于地心惯性坐标系的姿态外推；其中试验器控制系统计算机的采样周期为T，则通过如下方式获得第k个采样周期内的姿态Qk，其中k初始值为1：
试验器上具有n个陀螺，每个陀螺测量轴与试验器机械坐标系的转换矩阵分别为Cgi（i=1，2，3…n）。
设第i个陀螺的输出为角速度ωgi（i=1，2，3…），选取敏感轴指向不同的a、 b、c3个陀螺的输出角速度ωga、ωgb、ωgc，则陀螺的姿态角速度为：
ω→g=ωgaωgbωgc]]>
设利用陀螺a、b、c的测量数据转换至试验器控制坐标系的姿态转换矩阵为则：
C→G=CgaCgbCgc-1]]>
试验器惯性姿态角速度在试验器控制坐标系三轴向的分量：
ω→b=ωxbωybωzb=C3C→G(ω→g-b→g-b→i)]]>
其中，为陀螺与g相关漂移，为陀螺常值漂移估计值；
利用如下公式获得第k个周期内的姿态四元数：
dQkdt=12q′0-q′3q′2q′3q′0-q′1-q′2q′1q′0-q′1-q′2-q′3ωxbωybωzb]]>
其中，(q′0 q′1 q′2 q′3)为第k-1个周期的姿态四元数，(ωxb ωyb ωzb)T为第k个周期的姿态角速度；
则在试验器控制系统计算机的采样周期T内，获得实时外推的试验器姿态
Qk=Qk-1+dQkdt×T;]]>
步骤4：在步骤3中获得第k个采样周期的姿态Qk，将Qk实时进行输出，并令k自增1，重复步骤3直至试验器姿态外推过程完成开始着陆试验，选定此时对应的Qk作为试验器的实时初始姿态。

2.  如权利要求1所述的采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态获取方法，其特征在于，步骤3中，若在采样周期T内，第i个陀螺的输出为角度增量Δθgi（i=1,2,3…）：
Δθ→g=(Δθg1,Δθg2,Δθg3···Δθgi···Δθgn)]]>
同样以选取陀螺a、b、c的角度增量Δθgi、Δθgi、Δθgi，则在第k个采样周期T内角度增量为：
Δθ→g=Δθg1Δθg2Δθg3]]>
则试验器惯性姿态角速度在试验器控制坐标系三轴向的分量
Δθ→gb=ΔθxbΔθybΔθzb=C3C→G(Δθ→g-b→g·T-b→i·T)]]>
在试验器控制系统计算机的采样周期T内，获得实时外推的试验器姿态为
Qk=Qk-1+12q′0-q′3q′2q′3q′0-q′1-q′2q′1q′0-q′1-q′2-q′3ΔθxbΔθybΔθzb·]]>

说明书采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态获取方法
技术领域
本发明涉及月球探测领域，具体涉及一种采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态的实时获取方法。
背景技术
针对目前较常用的采用捷联惯导的月面软着陆任务，若要对过程控制方案的可行性及设备的功能、性能进行验证，需要开展相应的地面试验。
在地面试验的开始阶段，需要获取试验器的初始姿态（即姿态基准）才能完成后续的自主制导、导航与控制任务，试验器的姿态表征了试验器的控制坐标系三轴的指向，其中控制坐标系是中心在质心的惯性主轴坐标系。
实际在轨月面软着陆任务过程中，通常是采用星敏感器等高精度姿态测量设备进行初始姿态获取，获取星敏感器坐标系相对于月心（或地心）惯性坐标系的姿态，然后根据星敏感器坐标系与控制坐标系的转换矩阵，获取控制坐标系相对于月心（或地心）惯性坐标系的姿态。
但在地面利用试验器进行的软着陆试验中，受大气、日光、地球自转等条件限制，星敏感器等高精度姿态测量光学设备无法使用或测量精度较在轨低，因此无法获取高精度初始姿态。
现有的针对地面试验的初始姿态获取手段主要有以下几种：
1、采用陀螺和加速度计进行初始自对准；该方法受陀螺常值漂移标定偏差、加速度计零偏稳定性等指标限制，初始对准误差较大无法满足试验要求。由于在试验中要通过导航进行精确的平移避障，要求初始姿态的获取精度在1′以内（在轨真实任务可实现该测量精度），否则导航误差较大，影响避障控制精度。
2、采用地面外测设备进行姿态测量。由于试验时试验器初始处于高空状态，难以在高空近距离架设测量设备。通常可行的方法是在试验器上固定靶标，在 地面利用全站仪远距离测量试验器上靶标与试验场坐标系的相对位置关系从而反算试验器相对试验场坐标系的相对姿态，然后再结合试验场坐标系与试验场当地天东北坐标系的相对关系进一步转换，才能求得试验器与试验场当地天东北坐标系的关系，以上方法转换环节多，且远距离测量位置关系反算姿态误差较大，最终初始姿态精度也无法满足试验要求。
此外，由于初始姿态测量结束时刻、姿态数据注入器上时刻与试验开始时刻存在时间差，受自然风等因素影响试验开始时刻的姿态与测量时刻已不相同，导致注入的初始姿态与试验开始导航时姿态存在较大偏差。
因此，目前还没有一种有效的方法可以在月面软着陆试验中实时获取较高精度的初始姿态。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态获取方法，能够克服现有技术的不足，实时获取较高精度的试验初始姿态。本发明方法适用于月球软着陆地面试验用的初始姿态的实时获取。
为达到上述目的，本发明技术方案为，该方法采用如下具体步骤：
步骤1：将试验器置于试验场中心的地面静止，建立试验器机械坐标系，机械坐标系根据试验器的自身结构自行定义，以试验器中一特征点为原点，自定义X/Y/Z三轴方向；
建立试验场的天东北坐标系O0X0Y0Z0，该坐标系的中心O0在试验场中心，X0轴指天，Y0轴指东，Z0轴与X0轴、Y0轴构成右手坐标系；
获取试验器机械坐标系相对于试验场天东北坐标系的姿态转换矩阵C0；该过程具体为：
在试验场附近设置固定的方位镜，使用高精度姿态外测设备（如陀螺经纬仪）测量方位镜与试验场天东北坐标系的角度关系，得到固定的转换矩阵C1；通过普通的经纬仪测量试验器机械坐标系相对于方位镜的角度关系，得到试验器机械坐标系与方位镜间的转换矩阵C2，则试验器机械坐标系相对于试验场天 东北坐标系的姿态转换矩阵C0=C2C1；
试验器的控制坐标系为中心在质心的惯性主轴坐标系，则试验器控制坐标系相对于试验场天东北坐标系的姿态转换矩阵为：
C4=C3C0=C3C2C1；
其中C3为试验器控制坐标系与机械坐标系的转换矩阵，C3为已知量；
步骤2：获取试验器的初始时刻T0的姿态Q0；其中姿态Q0是基于地心坐标系O1X1Y1Z1的；
选取试验场上一点作为观察点，获得观察点的地理纬度地球参考椭球短半轴长度Rp，长半轴长度RE，则观察点的地心纬度为：

其中，e为偏心率H为观察点相对于参考椭球的高度；
则试验场天东北坐标系相对于地心坐标系的转换矩阵为：

则试验器控制坐标系相对于地心坐标系的转换矩阵为C6：
C6=l11l12l13l21l22l23l31l32l33=C4C5]]>
根据如下公式获得姿态Q0的四元数q0、q1、q2、q3：
q0=±121+l11+l22+l33]]>
q1=14q0(l23-l32),q0≠0±12(1+l11),q0=0]]>
q2=14q0(l31-l13),q0≠0±12(1+l22),q0=0]]>
q3=14q0(l12-l21),q0≠0±12(1+l33),q0=0]]>
则姿态Q0为：
Q0=q0+q1i+q2j+q3k；
步骤3：定义导航初始时刻T0对应的瞬时地心坐标系为地心惯性坐标系，则姿态Q0为T0时刻对应的试验器控制坐标系相对于地心惯性坐标系姿态，之后使用陀螺测量数据进行相对于地心惯性坐标系的姿态外推；其中试验器控制系统计算机的采样周期为T，则通过如下方式获得第k个采样周期内的姿态Qk，其中k初始值为1：
试验器上具有n个陀螺，每个陀螺测量轴与试验器机械坐标系的转换矩阵分别为Cgi（i=1，2，3…n）。
设第i个陀螺的输出为角速度ωgi（i=1，2，3…），选取敏感轴指向不同的3个陀螺进行定姿，以选取陀螺1/2/3定姿为例，陀螺的姿态角速度为：
ω→g=ωg1ωg2ωg3]]>
设利用陀螺1,2,3测量数据转换至试验器控制坐标系的姿态转换矩阵为则：
C→G=Cg1Cg2Cg3-1]]>
试验器惯性姿态角速度在试验器控制坐标系三轴向的分量：
ω→b=ωxbωybωzb=C3C→G(ω→g-b→g-b→i)]]>
其中，为陀螺与g相关漂移，为陀螺常值漂移估计值。（常值漂移计算时使用的与g相关漂移系数可使用陀螺单机在地面标定值）
利用如下公式获得第k个周期内的姿态四元数（控制坐标系相对于地心惯性坐标系）：
dQkdt=12q0-q3q2q3q0-q1-q2q1q0-q1-q2-q3ωxbωybωzb]]>
其中，(q0 q1 q2 q3)为第k-1个周期的姿态四元数，(ωxb ωyb ωzb)T为第k个周期的姿态角速度。
则在试验器控制系统计算机的采样周期T内，获得实时外推的试验器姿态
Qk=Qk-1+dQkdt×T;]]>
步骤4：在步骤3中获得第k个采样周期的姿态Qk，将Qk实时进行输出，并令k自增1，重复步骤3直至试验器姿态外推过程完成开始着陆试验，选定此时对应的Qk作为试验器的初始姿态。
进一步地，步骤3中，若在采样周期T内，第i个陀螺的输出为角度增量Δθgi（i=1,2,3…）：
Δθ→g=(Δθg1,Δθg2,Δθg3···Δθgi···Δθgn)]]>
同样以选取陀螺1/2/3定姿为例，则在第k个采样周期T内角度增量
Δθ→g=Δθg1Δθg2Δθg3]]>
则试验器惯性姿态角速度在试验器控制坐标系三轴向的分量
Δθ→gb=ΔθxbΔθybΔθzb=C3C→G(Δθ→g-b→g·T-b→i·T)]]>
在试验器控制系统计算机的采样周期T内，获得实时外推的试验器姿态为
Qk=Qk-1+12q0-q3q2q3q0-q1-q2q1q0-q1-q2-q3ΔθxbΔθybΔθzb·]]>
有益效果：
本发明方法适用于月球软着陆地面试验用的初始姿态的实时获取。现有试验方法通常是在试验器高空悬吊时，地面利用全站仪等设备远距离测量试验器上靶标与试验场中特征点的相对位置关系来反算姿态，还需要结合试验场坐标系与试验场当地天东北坐标系的相对关系进一步转换，姿态转换环节多，测量综合误差较大。同时在高空受自然风等影响无法保证验证器静止，姿态将实时变化从而无法确定。而本方法采用在地面静止放置时（在地面放置时利于采用楔子等装置进行试验器辅助定位，以保持姿态稳定）实时获取高精度初始姿态，然后再利用陀螺等惯性设备测量数据外推姿态（自主导航开始后姿态变化可通过外推获取），并控制外推时间，达到了实时获取较高精度的试验初始姿态的目的。
附图说明
图1为本发明方法的流程图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态获取方法，该方法具体步骤为：
步骤1：将试验器置于试验场中心的地面静止，使用高精度外测设备测量试验器当前姿态，获取试验器机械坐标系，该机械坐标系可根据试验器的自身结 构自行定义，以试验器中一特征点为原点，自定义X/Y/Z三轴方向；
建立试验场的天东北坐标系O0X0Y0Z0，该坐标系的中心O0在试验场中心，X0轴指天，Y0轴指东，Z0轴与X0轴、Y0轴构成右手坐标系。获取试验器相对于试验场天东北坐标系的姿态四元数；该过程具体为：
可以通过在试验器上设置整器基准镜，使用陀螺经纬仪或其他高精度外测设备测量获得试验器机械坐标系相对于试验场天东北坐标系的角度关系，进而求解姿态转换矩阵C0。
然而陀螺经纬仪或者其他高精度外测设备虽然能够达到较高的精度，但是测量时间较长，针对该缺陷，本发明做出了如下改进：在试验场附近设置固定的方位镜，方位镜用来作为地面的固定参照物，使用陀螺经纬仪等设备测量方位镜与试验场天东北坐标系的角度关系，得到固定的转换矩阵C1。则在测量试验器机械坐标系相对于试验场天东北坐标系的角度关系时只需要通过普通的经纬仪测量试验器机械坐标系相对于方位镜的角度关系，得到试验器机械坐标系与方位镜间的转换矩阵C2，则即可通过C1和C2求解试验器机械坐标系相对于试验场天东北坐标系的姿态转换矩阵C0=C2C1；
这样做即能够获得与高精度外测设备同样精度级别的测量数据，又缩短了测量时间，从而减少整个试验时间，通常采用陀螺经纬仪测量通常需要2～3个小时才能获取较高精度的姿态数据，而普通经纬仪测量时间通常在30min～1h以内。
对于试验器来说，中心在质心的惯性主轴坐标系作为控制坐标系，其控制坐标系与机械坐标系的转换矩阵C3为已知量，则试验器控制坐标系相对于试验场天东北坐标系的姿态转换矩阵为：
C4=C3C0=C3C2C1。
步骤2：获取试验器的初始时刻T0姿态Q0。
对于试验器来说，Q0是基于地心坐标系O1X1Y1Z1的，该坐标系的中心O1在地心，X1轴由地心指向试验场中心，Y1轴与Y0轴平行指东，Z1轴与X1轴、Y1轴构成右手坐标系。该Q0应当是由其控制坐标系相对于地心坐标系的转换矩阵 获得的，具体如下：
上述步骤1中由于地面高精度的姿态测量方法只能获取试验器机械坐标系相对于当地地理坐标系，而其例如天东北坐标系的姿态，而试验器上导航软件实际使用的是控制坐标系相对于地心坐标系的姿态，因此必须进行坐标转换，求解从试验场天东北坐标系O0X0Y0Z0到地心坐标系O1X1Y1Z1的转换矩阵C5。
选取试验场上一点作为观察点，获得观察点的地理纬度地球参考椭球短半轴长度Rp，长半轴长度RE，则观察点的地心纬度为：

其中，e为偏心率H为观察点相对于参考椭球的高度。
则试验场天东北坐标系相对于地心坐标系的转换矩阵为：

则试验器控制坐标系相对于地心坐标系的转换矩阵为C6
C6=l11l12l13l21l22l23l31l32l33=C4C5.]]>
根据如下公式获得姿态Q0四元数q0、q1、q2、q3：
q0=±121+l11+l22+l33]]>
q1=14q0(l23-l32),q0≠0±12(1+l11),q0=0]]>
q2=14q0(l31-l13),q0≠0±12(1+l22),q0=0]]>
q3=14q0(l12-l21),q0≠0±12(1+l33),q0=0]]>
其中姿态Q0以四元数描述如下；
Q0=q0+q1i+q2j+q3k
其中q0=cos(σ/2)，qi=sin(σ/2)cosβi，i=1、2、3，q02+q12+q22+q32=1，σ为欧拉轴转动角，欧拉轴与控制坐标系三轴夹角分别为β1、β2、β3。
欧拉轴的定义：若地心坐标系绕空间某个轴旋转某个角度σ就与试验器的Q0重合，则该轴即为欧拉轴。
步骤3：设定试验开始时刻为T0时刻，此时试验器在地面放置时，受自然风影响小，可认为试验器静止，该时刻姿态为Q0。
从T0时刻的姿态Q0开始使用陀螺的测量数据对试验器进行姿态外推，具体的姿态外推过程为：
其中试验器控制系统计算机的采样周期为T，第k个采样周期内的姿态为Qk，其中k初始值为1，此步骤中可以采用试验器上捷联惯导系统中陀螺组件的测量数据自主进行姿态外推。其中使用陀螺获得试验器惯性姿态角速度在其敏感轴方向的分量，为获取试验器控制坐标系三个轴向的姿态角速度，通常需至少配有3个以上的陀螺，每个陀螺的安装矩阵为Cgi（i=1，2，3…），其中安装矩阵为陀螺的测量轴与试验器机械坐标系的转换矩阵，则陀螺转换向量C→g=(Cg1,Cg2,Cg2···,Cg.]]>
设三个轴向的陀螺角速度为ωgi（i=1，2，3…），则陀螺的姿态角速度可以表达为：
ω→g=(ωg1,ωg2,ωg2···,ωgi)]]>
设第i个陀螺的输出为角速度ωgi（i=1，2，3…），选取敏感轴指向不同的3个陀螺进行定姿，以选取陀螺1/2/3定姿为例，陀螺的姿态角速度为：
ω→g=ωg1ωg2ωg3]]>
设利用陀螺1,2,3测量数据转换至试验器控制坐标系的姿态转换矩阵为则：
C→G=Cg1Cg2Cg3-1]]>
试验器惯性姿态角速度在试验器控制坐标系三轴向的分量：
ω→b=ωxbωybωzb=C3C→G(ω→g-b→g-b→i)]]>
其中，为陀螺与g相关漂移，为陀螺常值漂移估计值。（常值漂移计算时使用的与g相关漂移系数可使用陀螺单机在地面标定值）。
利用如下公式获得第k个周期内的姿态四元数（控制坐标系相对于地心惯性坐标系）：
dQkdt=12q0-q3q2q3q0-q1-q2q1q0-q1-q2-q3ωxbωybωzb]]>
其中，(q0 q1 q2 q3)为第k-1个周期的姿态四元数，(ωxb ωyb ωzb)T为第k个周期的姿态角速度。
则在试验器控制系统计算机的采样周期T内，获得实时外推的试验器姿态
Qk=Qk-1+dQkdt×T;]]>
步骤4：在步骤3中获得第k个采样周期的姿态Qk，将Qk实时进行输出，并令k自增1，重复步骤3直至试验器姿态外推过程完成，。
如果陀螺组件输出的是角度增量，则根据每个控制周期T内陀螺输出的角度增量直接计算姿态四元数。步骤3中，若在采样周期T内，第i个陀螺的输出为角度增量Δθgi（i=1,2,3…）：
Δθ→g=(Δθg1,Δθg2,Δθg3···Δθgi···Δθgn)]]>
同样以选取陀螺1/2/3定姿为例，则在第k个采样周期T内角度增量
Δθ→g=Δθg1Δθg2Δθg3]]>
则试验器惯性姿态角速度在试验器控制坐标系三轴向的分量
Δθ→gb=ΔθxbΔθybΔθzb=C3C→G(Δθ→g-b→g·T-b→i·T)]]>
在试验器控制系统计算机的采样周期T内，获得实时外推的试验器姿态为
Qk=Qk-1+12q0-q3q2q3q0-q1-q2q1q0-q1-q2-q3ΔθxbΔθybΔθzb]]>
步骤4：在步骤3中获得第k个控制周期的姿态Qk，将Qk实时进行输出，并令k自增1，重复步骤3直至试验器姿态外推过程完成开始着陆试验，选定此时对应的Qk作为试验器的初始姿态。
外推的过程中，可以使用悬吊装置移动试验器至所需试验高度，开始着陆试验，以此时输出的Qk作为着陆试验过程的试验初始姿态，将试验器与悬吊装置分离进行自主软着陆试验，试验过程中实时输出Qk，直至着陆试验开始。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。