基于多體制的空天飛行器在軌相對導(dǎo)航系統(tǒng)架構(gòu)研究

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(中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京 100076)

0 引言

隨著空間技術(shù)的迅猛發(fā)展，航天器的在軌服務(wù)、編隊(duì)飛行等任務(wù)已越來越引起世界各航天大國的重視，具有廣泛的市場應(yīng)用前景。同時(shí)伴隨著人類探索、開發(fā)和利用外層空間的工作地深入，對航天技術(shù)也提出了更高的要求。諸如故障航天器的在軌捕獲與維修、空間垃圾清除、航天器高精度快速對接等內(nèi)容已成為航天技術(shù)發(fā)展需要面對和解決的課題。據(jù)統(tǒng)計(jì)，目前在軌廢棄衛(wèi)星的數(shù)量接近兩千多顆。2009年2月，歐盟航天局(ESA)報(bào)告指出[1]，截止2008年底，地球靜止軌道內(nèi)直徑超過一米的已經(jīng)探明的障礙物數(shù)量有約1 186個(gè)，處于失控狀態(tài)的有805個(gè)。歐洲航天局(ESA)預(yù)測，以當(dāng)前形勢發(fā)展下去，到21世紀(jì)30年代前后，在軌碰撞概率將高達(dá)3.7%，即衛(wèi)星總數(shù)的1/25將有可能發(fā)生碰撞行為[2]。 因此，以衛(wèi)星維護(hù)維修、壽命保證和軌道垃圾清除以及航天器高精度快速對接技術(shù)為核心的在軌服務(wù)技術(shù)成為了各國學(xué)者研究的熱點(diǎn)和難點(diǎn)。 構(gòu)建空間在軌服務(wù)系統(tǒng)，開展在軌服務(wù)以及相關(guān)技術(shù)的研究具有重大意義，而在軌相對導(dǎo)航是解決上述問題必需的關(guān)鍵技術(shù)之一。

1 相對導(dǎo)航技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀

美國新一代天地往返飛行器X-37B已開展了多次在軌試驗(yàn)，包括在軌維護(hù)、在軌抓捕、在軌逼近等任務(wù)，這一系列任務(wù)的完成離不開相對導(dǎo)航技術(shù)的支撐，通過相對導(dǎo)航來獲取飛行器間的相對位置、姿態(tài)等狀態(tài)信息。目前在軌相對導(dǎo)航技術(shù)主要分為兩類，一類是針對合作目標(biāo)的相對導(dǎo)航測量技術(shù)，一類是針對非合作目標(biāo)的相對導(dǎo)航方式，主要應(yīng)用技術(shù)如下。

1.1 相對差分衛(wèi)星導(dǎo)航技術(shù)(RGNSS)

相對差分衛(wèi)星導(dǎo)航是指追蹤航天器利用帶有RGNSS功能的接收機(jī)獲取目標(biāo)航天器GNSS的原始測量數(shù)據(jù)信息，采用相對定位技術(shù)測量追蹤航天器與目標(biāo)航天器之間的相對位置和速度的信息。RGNSS導(dǎo)航方式根據(jù)原始測量信息的不同可分為偽距差分和載波相位差分，利用偽距差分和載波相位差分信息建立描述原始測量信息差分與相對狀態(tài)關(guān)系的觀測方程[3]。

偽距差分，保證了相對測量的穩(wěn)定性，但偽距測量自身的噪聲較大；采用載波相位差分技術(shù)可獲得高精度的測量結(jié)果，測量噪聲較小。因此，空間遠(yuǎn)距離(10 km外)下的相對導(dǎo)航因?qū)纫筝^低，可選偽距差分方式，近距離下的在軌任務(wù)優(yōu)選載波相位差分方式來進(jìn)行相對導(dǎo)航，以保證獲得較高的導(dǎo)航精度。

1.2 視覺相對導(dǎo)航技術(shù)

根據(jù)參與相對導(dǎo)航相機(jī)的數(shù)量可分為單目視覺的測量方案和立體視覺測量方案。單目視覺測量方式采用單個(gè)相機(jī)對目標(biāo)進(jìn)行成像，立體視覺采用多個(gè)相機(jī)測量目標(biāo)上的特征點(diǎn)。利用目標(biāo)航天器上特征點(diǎn)信息，建立測量相機(jī)與目標(biāo)航天器間相對位姿與圖像信息的關(guān)系方程，通過求解該方程解算出追蹤航天器與目標(biāo)航天器間的相對位置、相對速度、相對姿態(tài)等信息。

基于視覺的相對導(dǎo)航技術(shù)一般應(yīng)用于近距離工況合作目標(biāo)的導(dǎo)航測量，在目標(biāo)抓捕、逼近、對接的最后時(shí)段使用。

1.3 激光雷達(dá)成像相對導(dǎo)航技術(shù)

激光雷達(dá)成像技術(shù)具有抗干擾能力強(qiáng)、受光照條件影響小、測量精度高的特點(diǎn)，常應(yīng)用于對非合作目標(biāo)的相對導(dǎo)航測量。如美國航天飛機(jī)上采用的LDRI(Laser Dynamic Range Imager)系統(tǒng)，加拿大OPtech公司和MD Robotics公司的激光成像雷達(dá)系統(tǒng)LAPS(LIDAR-based Autonomous Planetary Landing System)、Neptec公司研制的Tridar敏感器，國內(nèi)有中國科學(xué)院上海技術(shù)物理研究所研制的激光三維成像儀等等。

激光成像技術(shù)測量原理就是利用激光雷達(dá)獲取非合作目標(biāo)上的三維點(diǎn)云數(shù)據(jù)，通過對點(diǎn)云數(shù)據(jù)的處理來獲取追蹤航天器與目標(biāo)航天器間的相對位置、相對姿態(tài)測量信息。

1.4 組合相對導(dǎo)航技術(shù)

除了上述幾種單一的相對導(dǎo)航技術(shù)外，工程上還常常采用兩種及以上相對導(dǎo)航技術(shù)的組合導(dǎo)航，來提高系統(tǒng)的可靠性、任務(wù)適應(yīng)能力及導(dǎo)航測量精度。如衛(wèi)星導(dǎo)航技術(shù)與激光成像導(dǎo)航技術(shù)的組合，慣性導(dǎo)航與激光成像導(dǎo)航技術(shù)的組合等等。

2 空天飛行器相對導(dǎo)航系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1 總體思路

本文提出的相對導(dǎo)航系統(tǒng)可適用于對合作目標(biāo)、非合作目標(biāo)及半合作目標(biāo)飛行器的逼近、捕獲任務(wù)需求，以高精度慣性測量信息為基礎(chǔ)，通過采用配備雙目視覺測量相機(jī)的激光立體視覺測量系統(tǒng)(Tridar)，實(shí)現(xiàn)對目標(biāo)的重構(gòu)和相對位姿確定，同時(shí)利用與飛行器上GNSS接收機(jī)一體化設(shè)計(jì)的RGNSS模塊實(shí)現(xiàn)對合作目標(biāo)的相對定位功能。具體導(dǎo)航模式思路如下：

1)針對非合作目標(biāo)：激光立體視覺測量為主份模式，雙目視覺測量為備份模式，可獲取非合作目標(biāo)測量信息；

2)針對合作目標(biāo)：RGNSS作為主份模式，地面引導(dǎo)為備份模式，用于獲取合作目標(biāo)測量信息；

3)針對半合作目標(biāo)：采用“Tridar+RGNSS”相對導(dǎo)航模式。

2.2 系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)

2.2.1 硬件架構(gòu)設(shè)計(jì)

空天飛行器相對導(dǎo)航系統(tǒng)從硬件架構(gòu)上所配置的敏感器主要有三類，包括RGNSS、激光立體視覺測量系統(tǒng)(兼顧雙目相機(jī)測量功能)和高精度慣性測量組合，系統(tǒng)架構(gòu)如圖1所示。

圖1 空天飛行器相對導(dǎo)航系統(tǒng)架構(gòu)

2.2.1.1 RGNSS導(dǎo)航設(shè)備

RGNSS相對導(dǎo)航功能可以通過追蹤飛行器上的GNSS功能一體化設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)。追蹤飛行器上的GNSS接收機(jī)接收目標(biāo)飛行器的GNSS原始測量數(shù)據(jù)，經(jīng)過差分解算計(jì)算出兩個(gè)飛行器間的相對位置和相對速度。該方案具備GPS單星座的絕對定位和相對定位功能(位置差分、偽距差分和載波相位差分)、BD+GPS聯(lián)合的絕對定位功能和相對定位功能(位置差分)、BD單星座模式下絕對定位和相對定位功能(位置差分、偽距差分和載波相位差分)。

接收機(jī)依據(jù)使用的原始觀測量不同可以分為偽距差分和載波相位差分，可將接收機(jī)的相對定位功能分為選擇共視衛(wèi)星功能、偽距差分定位功能、整周模糊度初始化功能、載波相位差分定位功能。

1)選擇共視衛(wèi)星功能：根據(jù)接收到視頻衛(wèi)星的原始觀測量，GNSS接收機(jī)采集比對同一時(shí)刻數(shù)據(jù)，選取同時(shí)接收到的相同衛(wèi)星，保留其觀測量并剔除無法共視的原始觀測量，完成共視衛(wèi)星的選擇。如果當(dāng)前時(shí)刻共視衛(wèi)星小于5顆，則無法完成相對定位功能。

2)偽距差分定位功能：依據(jù)共視衛(wèi)星選擇功能保留的原始觀測量，選取仰角最高的衛(wèi)星作為主星，采用偽碼觀測量進(jìn)行雙差處理得到雙差偽碼觀測量，依據(jù)最小二乘原理構(gòu)建雙差觀測方程并進(jìn)行偽距差分相對定位解算。

3)整周模糊度初始化功能：在GNSS接收機(jī)能進(jìn)行偽距差分定位功能的前提下，與雙差偽距觀測值同時(shí)構(gòu)建雙差載波相位觀測值，將初始的雙差整周模糊度作為未知參數(shù)，通過多個(gè)歷元迭代的方式建立雙差觀測方程；采用最小二乘方式得到雙差模糊度的浮點(diǎn)解以及協(xié)方差矩陣，通過LAMBDA方法獲得雙差整周模糊度方程的值；滿足檢驗(yàn)條件的雙差整周模糊度作為可用的雙差載波相位觀值，進(jìn)行載波相位差分相對定位。

4)載波相位差分定位功能：利用原始載波相位觀測值構(gòu)建雙差載波相位觀測值，并利用已經(jīng)初始化的載波相位雙差觀測值，構(gòu)建雙差觀測方程，未知數(shù)即為GNSS接收機(jī)與視頻衛(wèi)星的相對位置，通過最小二乘的方式進(jìn)行迭代獲得最終的相對位置解，其解算步驟同偽距差分定位功能。

2.2.1.2 激光立體視覺測量設(shè)備

兼具雙目相機(jī)設(shè)計(jì)的非合作目標(biāo)激光立體視覺測量設(shè)備(Tridar)可以實(shí)現(xiàn)中遠(yuǎn)距離目標(biāo)的搜索測距、近距離與超近距離目標(biāo)的位姿測量以及近距離對目標(biāo)飛行器的三維形貌重構(gòu)。通過雙目相機(jī)將測得的目標(biāo)飛行器圖像信息利用圖像處理算法產(chǎn)生區(qū)域圖像，再利用附加圖像處理算法從目標(biāo)區(qū)域圖像中產(chǎn)生目標(biāo)姿態(tài)信息，實(shí)現(xiàn)追蹤飛行器與目標(biāo)飛行器間的相對姿態(tài)測量。

2.2.2 軟件方案

1)立體視覺與運(yùn)動模型信息融合。

設(shè)計(jì)擴(kuò)展卡爾曼濾波器(EKF)實(shí)現(xiàn)立體視覺與運(yùn)動模型的信息融合，首先建立基于立體視覺系統(tǒng)的測量模型，然后根據(jù)相對位置模型和相對姿態(tài)模型融合為一個(gè)狀態(tài)方程，從而使得該濾波器在估計(jì)追蹤飛行器與目標(biāo)飛行器間相對姿態(tài)的同時(shí)能夠給出相對位置，具體邏輯如圖2所示。

圖2 立體視覺與運(yùn)動模型融合算法示意

2)基于狀態(tài)觀測器的相對位置估計(jì)。

針對追蹤飛行器與目標(biāo)飛行器相對位置模型的線性特性，采用線性狀態(tài)觀測器進(jìn)行相對位置估計(jì)。假設(shè)激光立體視覺測量設(shè)備已經(jīng)采集到目標(biāo)飛行器表面的特征點(diǎn)圖像若干，從中選擇三個(gè)特征點(diǎn)s1、s2、s3，計(jì)算特征點(diǎn)在目標(biāo)飛行器坐標(biāo)系下的三維坐標(biāo)。特征點(diǎn)與追蹤飛行器本體系oc-xcyczc的空間關(guān)系如圖3所示。

圖3 特征點(diǎn)在兩個(gè)坐標(biāo)系間的轉(zhuǎn)換關(guān)系

3)基于M-估計(jì)的濾波抗差。

由于本文所采用的測量傳感器是立體視覺系統(tǒng)，空間中光線等因素的影響都可導(dǎo)致光學(xué)系統(tǒng)成像存在較大粗差，粗差的存在必將對估計(jì)結(jié)果產(chǎn)生較大的影響，降低近距離導(dǎo)航的精度。為提高定位導(dǎo)航的精度和可靠性，本方案中采用穩(wěn)健M估計(jì)的方法來對抗觀測過程的粗差[4]。

2.3 系統(tǒng)仿真

2.3.1 相對導(dǎo)航和Kalman濾波器設(shè)計(jì)

相對導(dǎo)航模塊利用慣組和Tridar進(jìn)行信息融合，從而獲得追蹤飛行器與目標(biāo)飛行器的相對位置和相對速度信息。本文利用Kalman濾波方法對慣組輸出的視加速度信息和Tridar輸出的位置信息進(jìn)行融合。相對導(dǎo)航Kalman濾波的狀態(tài)變量設(shè)為：

(1)

根據(jù)式式可以得到Kalman濾波離散化的狀態(tài)方程：

Xk+1=Φk+1,kXk+Bkuk+Gkωk

(2)

其中:Φk+1,k為狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，Gk為系統(tǒng)噪聲輸入矩陣，uk為控制輸入(即控制力產(chǎn)生的ax、ay、az)，Bk為控制輸入矩陣，ωk為推力偏斜產(chǎn)生的機(jī)動加速度偏差，視為高斯白噪聲。

根據(jù)Tridar測量信息，可以得到Kalman濾波離散化的觀測方程：

(3)

其中:zk為觀測向量，Hk為觀測矩陣，vk為觀測噪聲。

控制輸入uk的周期為160 ms(慣組輸出周期)，Tridar輸出信息得到的觀測向量zk的周期為1 s。因此，當(dāng)平臺接收到Tridar信息時(shí)，相對導(dǎo)航濾波算法如下：

(4)

當(dāng)平臺未接收到導(dǎo)引頭信息時(shí)，相對導(dǎo)航濾波算法如下：

(5)

2.3.2 仿真條件

1)三軸姿態(tài)控制門限為0.5°，x、y、z三方向位置控制門限為0.1 m；

2)Trdiar相對位置測量精度取為0.05 m；

3)仿真初始位置為(-10，0，0)m，接近至(-1，0，0)m位置后進(jìn)行位置保持，仿真時(shí)間為6 000 s，仿真周期為160 ms；

4)相對導(dǎo)航模塊采用慣組和Tridar信息融合的組合導(dǎo)航方案，獲取追蹤飛行器相對目標(biāo)飛行器的位置和速度信息。信息融合方法采用Kalman濾波方法，將慣組輸出的視加速度信息和Tridar輸出的相對位置信息進(jìn)行融合，慣組數(shù)據(jù)更新周期為160 ms，Tridar數(shù)據(jù)更新周期為1 s；

5)仿真中未考慮空間環(huán)境干擾力矩，及機(jī)械臂、發(fā)動機(jī)羽流等其它干擾；

6)仿真中各項(xiàng)參數(shù)均為標(biāo)稱值，未考慮各種偏差影響。

2.3.3 仿真結(jié)果

目標(biāo)飛行器基于該方案的在軌道坐標(biāo)系下位置誤差、速度、姿態(tài)角誤差和姿態(tài)角速度仿真曲線見圖4～圖15。

圖4 x方向誤差 圖5 y方向誤差

圖6 z方向誤差 圖7 x方向速度

圖8 y方向速度 圖9 z方向速度

圖10 俯仰角 圖11 偏航角

圖12 滾轉(zhuǎn)角 圖13 滾轉(zhuǎn)角速度

圖14 偏航角速度 圖15 俯仰角速度

由仿真結(jié)果可見，目標(biāo)飛行器三方向位置誤差分別為0.098 m、0.095 m、0.096 m，速度分別為0.008 m/s、0.007 m/s、0.007 m/s,姿態(tài)角誤差分別為0.42°、0.46°、0.49°，姿態(tài)角速度分別為0.040°/s、0.030°/s、0.044°/s。

仿真試驗(yàn)證明了基于多體制的空天飛行器在軌相對導(dǎo)航方案的可行性，可以滿足逼近、繞飛、抓捕等在軌任務(wù)對相對導(dǎo)航系統(tǒng)的需求。

3.2.4 突破的關(guān)鍵技術(shù)

高精度的相對導(dǎo)航測量是實(shí)現(xiàn)空間高精度在軌操控的前提，設(shè)計(jì)一個(gè)適用于多目標(biāo)測量高集成度的相對導(dǎo)航系統(tǒng)對于空間、重量約束較為苛刻的空天飛行器尤為重要。本文提出的相對導(dǎo)航方案既兼顧了合作目標(biāo)的導(dǎo)航測量又具備對非合作目標(biāo)的相對導(dǎo)航功能，實(shí)現(xiàn)了一套系統(tǒng)兼顧多目標(biāo)特性，有效擴(kuò)展了飛行器在軌操控的應(yīng)用范圍。體現(xiàn)的主要關(guān)鍵技術(shù)是：

1)通過采用基于多信息源融合的相對導(dǎo)航算法實(shí)現(xiàn)了無特征光源情況下的近距離高精度相對定位定姿；

2)為實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的小型化，本文提出的相對導(dǎo)航系統(tǒng)采用集成化設(shè)計(jì)理念，實(shí)現(xiàn)了RGNSS與常規(guī)GNSS一體化設(shè)計(jì)、雙目測量系統(tǒng)與激光立體視覺測量系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)，最終實(shí)現(xiàn)了針對合作目標(biāo)和非合作目標(biāo)測量的一體化設(shè)計(jì)，最大程度提高了系統(tǒng)集成度，可有效優(yōu)化系統(tǒng)的重量、功耗指標(biāo)。

4 結(jié)束語

在軌相對導(dǎo)航技術(shù)是實(shí)現(xiàn)空間目標(biāo)交會對接、在軌服務(wù)等任務(wù)的關(guān)鍵技術(shù)之一。本文提出的基于多體制的空天飛行器在軌相對導(dǎo)航系統(tǒng)可以滿足未來在軌操控任務(wù)的需求，在各類需執(zhí)行空間操控任務(wù)的新型航天器在軌GNC系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)中具有廣闊的應(yīng)用前景。

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