利用月面链路的月球车定位体制_李雪

2008年2月第34卷第2期北京航空航天大学学报Journal of Beijing University of Aer onautics and A str onautics February 2008Vol .34　No 12　收稿日期:2007207205　作者简介:李　雪(1981-),女,陕西西安人,博士生,lixue .1981@yahoo .利用月面链路的月球车定位体制李　雪 徐　勇 王　策 张其善(北京航空航天大学电子信息工程学院,北京100083) 摘 要:提出一种利用月面月球车2着陆器UHF (U ltra H igh Frequency )近程通信链路的高精度测距、测角的新方法,实现月球车的精密定位.该体制采用直序扩频和CCS DS (Con 2sultative Co mm ittee f or Space Date Syste m s )Pr oxi m ity 21协议实现月球车2着陆器之间的数据交互,利用双向异步传输帧非相干扩频测距方法实现精密测距,利用着陆器双天线形成短基线实现对月球车方位角的精密测量.讨论了用于测距的CCS DS Pr oxi m ity 21协议帧结构、双向异步传输帧测距原理、方位角的载波相位差分干涉测量原理,以及建立月面着陆参考系并给出月球车精确定位的方法.研究表明,所提出的方法功能集成度高、信道资源利用率高、设备简单、性能指标满足月球探测二期月球车的月面定位、通信任务需求.关　键　词:月面链路;CCS DS Pr oxi m ity 21协议;非相干测距;载波相位干涉测量中图分类号:V 476.3;V 443.1文献标识码:A 文章编号:100125965(2008)022*******Positi on of rover by UHF comm un i ca ti on li n k on lunar surfaceL i Xue Xu Yong W ang Ce Zhang Q ishan(School of Electr onics and I nfor mati on Engineering,Beijing University of Aer onautics and A str onautics,Beijing 100083,China )Ab s trac t:T o positi on the r over on lunar p recisely,a ne w app r oach for ranging and measureing angle at high accuracy was p resented by utilzing the ultra high frequency (UHF )communicati on link bet w een r over and lander .I n the positi on syste m ,direct 2sequence s p read s pectru m (DSSS )and consultative comm ittee f or s pacedata syste m s (CCS DS )p r oxi m ity 21p r ot ocol were intr oduced for full 2dup lex data communicati on,p recisely ran 2ging of non 2coherent mode was realized by DSSS moduled asynchr onous transfer fra me,azi m uth of lunar was deter m inated by means of short baseline f or med by the dual 2antenna on lander .The for mat of versi on 23transfer fra me for p recisely ranging,the p rinci p le of dual one 2way ranging (DOWR )and azi m uth interfere measure ment by carrier phase were discussed at details,then the landing reference on lunar surface was constructed,there 2fore the app r oach of lunar positi on was deduced finally .For the advantage of the method p resented,such as intergrated communicati on &positi on,more p recise positi on,more efficient utilizati on rate of channel re 2s ources,l o wer power consu mp ti on,si m p ly device structure,it is suitable f or the task require ment of lunar r ov 2er exp l orati on .Key wo rd s:UHF lunar communicati on channels;CCS DS Pr oxi m ity 21p r ot ocol;non 2coherent ranging;carrier phase interfere measure ment 中国在实施月球探测二期、三期工程中将在月面实施无人着陆器软着陆,并利用着陆器承载的月球车实施三个月的勘测,月球车和着陆器之间利用UHF (U ltra H igh Frequency )通信链路交互信息,二者与地球之间利用X 波段通信链路交互信息,月球车与着陆器将数据发回地球.在三期工程中,月球车完成任务后将携带月面矿物送回返回舱并重返地球.在月球探测二期、三期任务中均需要获得月球车在月面的精确位置,以及月球车相对着陆器的相对位置.目前提出的月球车定位方案包括4种:①惯性导航系统(I N S,I nertial Navigati on Sys2 te m);②天文导航体制(恒星敏感器);③陆基甚长基线干涉仪(VLB I,Very Long Baseline I nterfer2 ometry)定位体制;④视觉导航体制.探月二、三期工程中选择的着陆区域为平坦的大面积盆地,月球车的活动范围是在以着陆器为圆心半径5k m的圆内,以≤10m/m in的速度缓慢行驶,任务周期3个月,总行程约几十公里.这里结合月球车在月面的任务特点对其定位方案分析如下.方案①的缺点是随时间漂移发散严重,特别是月面行驶速度慢、活动范围小、任务周期长,定位误差将逐渐增大到无法接受的地步.方案②的精度较高,能够准确测定航向,但需要利用里程计测定线位移变化量,用航位推算法实时定位,受里程计精度约束和月面恶劣的路况影响,精度较差,定位误差随航行里程发散;而且恒星敏感器的星图匹配过程计算量大,光学系统和处理器整机设备复杂、功耗、体积、重量很大,不便在月球车上配置.方案③的缺点是测角误差和远距离(约3.8×105k m)导致法向定位偏差过大,且数据处理周期较长难以满足实时性要求,目前在建的VLB I能够达到的测角精度在100nrad左右,法向误差大于100m,难以满足月球车定位任务需求.方案④的缺点是需要精确定标,易受月球车姿态干扰,尤其是月面光照条件变化影响很大,严重时用于视觉导航的图像场景完全失配,且计算量大,对处理器和顶视立体相机、导航相机要求高,即使在地球上长时间的全自主视觉导航也难以实现.月球车视觉导航比较合理的技术方案是基于遥现场/遥操作的月球车2地球站大闭环系统的半自主控制过程,但2.53s的传输时延将引起控制过程的振荡,实现比较困难且丧失自主性.以上方法的缺陷与自身技术体制的固有特性有关,而且方案③、④还会受地球站2月球车超远距离传输链路可靠性的制约.本文给出一种新体制的全自主的月球车实时精密定位方法,为探月二期月球车提供一种能够独立应用或者与其他方法组合的高性能导航定位方案.1　用于测距、测角的月面通信体制本文以月心月固直角坐标系(月固系)为例说明.通过多种技术手段精确测定着陆器的双UHF天线基线中点位置和基线法向指向,令着陆器双天线基线中点在月面位置为定位参考系原点O,以月心过O点指向月面连线为z轴,天线基线过O点法线方向为x轴,基线方向为y轴,3坐标轴成右手直角坐标系,建立月球车相对着陆器的月面着陆参考系.利用月面UHF通信链路测距和测角数据计算出月球车在月面着陆参考系的位置向量,容易利用月球车在月面着陆参考系的位置向量计算出月球车在指定参考系的绝对位置(图1).因此测定月球车相对着陆器的距离和方位角是本文的关键内容.图1　月球车在月面着陆参考系的定位示意图在月球探测二期、三期工程实施方案中,月球车与着陆器之间利用月面UHF通信链路实现信息交互[1].在月球车和着陆器上分别配置BPSK (B inary Phase Shift Keying)调制的UHF全双工通信终端.月面通信链路完成月球车2着陆器的异步信息交互传输服务,如果在UHF月面链路通信终端引入伪随机码直序扩频并配置高稳定度频标,能够提供高精度的测距服务(若短稳指标优于1×10-6/s,距离≤5k m,则测距误差≤5mm).本文提出采用长度1023的G OLD码作为扩频序列对1kbit/s的信息码进行直序扩频,扩频码元速率1.023Mc/s,异步传输(非转发模式,不要求前向/返向载波相参),但出于提高载波相位观测质量和简化设计,要求月球车和着陆器各自的月面通信终端发送UHF载波与码时钟保证恒定比例关系:链路载波频点(前向/返向)为430∶390.月球车2着陆器之间最大直线距离为5km,因此月面通信链路采用CCS DS(Consultative Com2 m ittee f or Space Date Syste m s)Pr oxi m ity21近程空间链路通信协议蓝皮书建议[2-4]的物理层协议(CCS DS211.12B23)、数据链路层协议(CCS DS 211.02B24).帧结构采用CCS DS Pr oxi m ity21定义的Versi on23传输帧,如图2所示.481北京航空航天大学学报 2008年　为方便测距,并考虑到月球车在月面行驶缓慢(≤0.2m /s ),测距值输出率选择1Hz,能方便地直接利用,特别是这一测距信息采样率进行统计滤波也能满足低动态运动要求的Nyquist 采样率.异步传输帧非相干扩频测距体制中在本地传输帧同步码(0xF AF320)发送时刻提取本地伪距测量值,因此CCS DS Pr oxi m ity 21传输帧长度定为1kbit (即帧频率为1Hz,满足1Hz 的测距输出率),除去传输帧同步码(24bit 的AS M )、数据导头(40bit 的header )、CRC (Cyclic Redundancy Checksum )校验码(32bit )后,数据域占用904bit.图2　Pr oxi m ity 21链路协议传输帧结构Versi on 23传输帧包括结构固定的40bit 导头(图3)和长度小于16344bit 的数据域.图3　Pr oxi m ity 21的Versi on 23传输帧导头结构根据双向异步传输帧非相干测距的原理,定义数据域包括两部分:测距所需的勤务段(56bit )和任务信息段(848bit ),如图4所示.图4　用于测距定义的勤务段结构本地伪距是接收方在发送本地帧同步码前沿时刻提取的伪距,反映此刻接收到信息由对方发出时刻接收方与发送方之间的欧几里德距离,由于两终端存在时间同步偏差因此称为“伪距”(与GPS (Gl obal Positi on Syste m )接收机测量的伪距概念类似).这样设计的测距勤务信息通过UHF 通信链路交互,实现月球车和着陆器双向测距和时间同步,在两者UHF 通信终端上能同时进行测距和时间同步.这种传输帧结构适用于两终端均配置高质量频标的测量方式,也能适用于有一端频标性能略低的情况,在频标质量高的终端进行测距并向对方发送.利用单载波统一信道的UHF 月面通信链路,实现月球车与着陆器之间的异步传输帧非相干扩频通信/测距,这里“异步”、“非相干”的意义对应于相干转发、再生转发、同步转发这三类用于传统应答机的工作体制,特指通信链路的两终端工作在全双工异步传输模式,各终端本地信息的发送与接收对方信息相互独立、互不相关.1)数据链路层:发送帧与接收帧的同步码之间无特定相位关系约束;2)物理层:基带发送/接收环节的发送码时钟和接收码时钟不相干,相互独立;3)射频通道:发射通道载波与接收通道载波频率、载波相位无特定相位/频率关系约束,发射/接收载波相互独立.根据着陆器的载重大、功率大、体积大、在月面着陆后位置固定不动的特点,可以配置合适基线的双UHF 天线采用载波相位差分干涉测角体制,利用接收月球车单UHF 天线发射的扩频信号,进行载波相位差分干涉法测出月球车相对着陆器天线基线的方位角.2　双向异步传输帧测距原理本文提出的测距是利用月面UHF 全双工通信链路,基于单载波统一信道综合测控/数传的原则,利用月球车和着陆器UHF 通信终端之间基于CCS DS Pr oxi m ity 21Versi on 23传输帧的异步交互通信链路,完成双向单程非相干扩频伪距测量和测距计算,即:Dual One 2W ay Ranging (DOWR ).DOWR 体制[5]的描述如图5、图6所示.两UHF 通信/测距终端(UCR,UHF Commu 2nicati on &Ranging )UCR _A 、UCR _B 各自独立地向对方发送CCS DS Pr oxi m ity 21Versi on 23传输帧,不要求两终端发射载波相参、发送码时钟相参.终端A,B 分别于本地传输帧帧头发送时刻提取接收单元码跟踪环路的历元计数器计算出本地伪距,将其嵌入本地传输帧向对方发送.终端A,B 各自独立地利用本地测量伪距和接收到对方经传输帧发来的伪距通过计算获得星间距离及同步误差(钟差),进行时间同步调整.UCR_A 本地伪距测量值:指UCR _A 发送传输帧同步码时刻利用接收端码跟踪环路的历元计数器计算的伪距(UCR_B 本地伪距测量值同理).令:t 12=t 1+r 2;t 21=t 2+r 1.给出DOWR 距离和钟差计算公式[4-5]:T 1=t 2+τ+r 1+Δt T 2=t 1+τ+r 2-Δt(1)581　第2期 李　雪等:利用月面链路的月球车定位体制①UCR_A 发送的传输帧同步码(0xF AF320);②UCR _A 本地伪距测量值(时延测量值T 1);③UCR _B 接收的传输帧同步码(0xF AF320);④UCR _B 接收到的UCR _A 发出传输帧内的UCR_A 本地伪距测量值;⑤UCR _B 发送的传输帧同步码(0xF AF320);⑥UCR _B 本地伪距测量值(时延测量值T 2);⑦UCR_A 接收的传输帧同步码(0xF AF320);⑧UCR_A 接收到的UCR_B 发出传输帧内的UCR_B 本地伪距测量值.图5　终端A,B之间的传输帧格式与时序关系T 1—终端A 测得的本地伪距;T 2—终端B 测得的本地伪距;t 1—终端A 发送时延;r 2—终端B 接收时延;t 2—终端B 发送时延;r 1—终端A 接收时延;τ—传输距离时延;Δt —时差计算值.图6　终端A,B 之间DOW R 的原理及时序关系D =12・[(T 1+T 2)-(t 12+t 21)]・c Δt =12・[(T 1-T 2)+(t 12-t 21)](2)式中,D 为距离计算值;c 为光速,D =τc .在UHF 终端解扩/解调单元的载波跟踪环路、码跟踪环路对接收信号良好锁定情况下,有 T 1,2=F 1,2・L ・T b -T b ・F 2,1・L +M 2,1+N 2,1+P 2,12R/L PRN ・s(3)式(1)～式(3)中,F,M ,N ,P 为采样时刻锁存的历元计数值;L 为帧位数;T b 为位周期;L PRN 为扩频码位数;R 为码DCO 寄存器位数.以终端A 为例:P 2为扩频码元相位计数值(码DCO 计数值),N 2为码相位计数值,M 2为接收帧位相位计数值,F 2为接收帧勤务段秒计数值,F 1为发送帧勤务段秒计数值.这些参数都是终端A 本地发送帧同步码前沿发出时刻锁存的本地历元寄存器计数值.式(3)的第二项反映了以终端A 本地频标钟面时为基准的终端B 发出被终端A 本地发送帧同步码前沿采样的信号的发送时刻,而式(3)的第一项为本地发送帧同步码前沿发出时刻(即采样时刻)的本地频标钟面时.原理类似于GPS 接收机的伪距测量原理.图5、图6和式(1)～式(3)描述了在DOWR测距体制中,两终端需要向对方传输本地测定的伪距值(嵌入勤务段数据结构中)和接收对方测定的伪距值,分别利用本地测得的伪距和对方发来的伪距进行计算.DOWR 测距、测钟差的误差主要来源是扩频测距体制原理性误差,消除零值漂移误差后,主要误差是热噪声随机误差,与扩频码元周期成正比,一般码元相位分辨率做到0.01～0.002.对于1.023Mc /s ,原始伪距测量能够获得约2m 的精度(均方根),经统计滤波处理后的滤波残差缩小到原始测量方差的1/2～1/5,伪距输出误差<0.5m ,两终端欧几里德距离测定误差<1m 的精度,钟差测定误差与测距误差在同一数量级<3ns .3　方位角测量原理采用着陆器配置双UHF 天线载波相位差分干涉测角体制测定月球车相对着陆器的方位角,原理描述如图7所示.A 1,A 2—着陆器UHF 双天线;B —月球车UHF 天线;O 点—UHF 双天线基线中点;d —着陆器双UHF 天线基线长度;α—月球车在月面着陆参考系的方位角;S —月面着陆参考系的月球车位置矢量,|S |=r ;m ,n —月球车天线到着陆器两天线的电波距离;λ—UHF 电波波长,d ≤λ/2时能避免解模糊;φ—月球车到着陆器两天线的载波相位差(rad ),m -n =λ・φ/2π.图7　UHF 双天线短基线干涉测角原理图 根据三角函数定理推导出方位角计算公式:l =m +n =r 2+d22-d sin α+681北京航空航天大学学报 2008年　r 2+d22+d sin α(4) 令γ=l/2r ,计算得sin α=12r ・λφ2πd =λγφ2πd (5)式中,γ取值在1,1+d 2r2(d /r ≤0.01时令γ=1).对φ应用全微分计算法则,得到UHF 双天线载波相位差分干涉测角的误差计算公式:Δα=λγ2πd ・cos α・Δφ(6)式中,Δα为方位角计算误差;Δφ为载波相位差测量误差,Δα反比于d .着陆器接收单元的一对参考频率同源的载波DCO (D igital Contr olled O scilater )分别跟踪着陆器两天线接收的月球车UHF 电波,利用周期锁存信号(≥1kHz )采样载波DCO 寄存器载波相位差计数φ(取值范围0～2π).从式(6)看出UHF 载波波长、天线测量基线长度选定后,测角误差与与方位角余弦成反比.天线基线距离d ≤0.5λ时无需解模糊(考虑到Δα反比于d,因此取d =0.5λ≈0.349m ),载波跟踪环路采用频标同源的载波DCO (寄存器取32bit 或更宽)和三阶costas 环,载波相位差分测量误差为零均值、方差≤20m rad .对高输出率的载波相位差分测量点进行平滑滤波,平滑滤波后获得的UHF 天线载波相位差φ的误差方差(滤波残差)Δφ<0.4m rad ,根据式(6)计算出方位角α在-85°+85°时测量误差Δα<2m rad .4　月球车的定位方法由于作业范围较小且地势平坦,故可将作业区域近似当作平面,建立二维坐标系(图1、图7),根据测距和测角结果可以直接获得月球车在月面着陆参考系的S =(r ,α)表示的方位向量.利用式(4)、式(5)则可计算出月球车在月面着陆参考系的直角坐标位置x R y R=r ・cosαr ・sin α=r 2-λlφ4πd 2λl φ4πd (7)上式的定位误差分析:由于伪码测距精度较高(Δr <1m ),l 的计算误差对定位影响很小,主要误差由载波相位差分测量误差Δφ决定.根据式(7)有Δx RΔy R=-tan α・λl4πd ・Δφλl4πd ・Δφ(8)根据上式,在UHF 天线载波相位差φ的误差方差Δφ<0.4m rad 、距离在5k m 范围内、方位角α在-85°～+85°时,Δx R <7.3m ,Δy R <0.64m .从式(8)也看出Δx R /Δy R =-tan α,具有相关性,且Δy R 与α不相关,当α=-45°～+45°时Δx R ≤Δy R ,反之则Δx R ≥Δy R .5　结束语本文提出的异步传输帧非相干扩频通信/测距体制和双UHF 天线短基线载波相位干涉测角的方法能够精确测定月球车与着陆器之间的距离和方位角,准确计算出月球车在月面着陆参考系的直角坐标位置或方位向量,这对于月球探测二期、三期工程中地球站对月球车的跟踪定位、遥科学/遥操作、月球车导航与制导、月球车准确返回月面着陆/返回舱等等任务有重大意义.很多情况下(如:月基天文探测任务)需要获得月球车在月固系的准确绝对位置.通过地球跟踪站和着陆器方位敏感器能测定UHF 天线基线中点在月固系的位置坐标和基线的法线在月固系中的方向余弦,综合本文的方法能够计算出月球车在月固系中的绝对位置,限于篇幅另文讨论.参考文献(References )[1]W illiam K,Nor man L,Edwin G .A l ow 2volume,l ow 2mass,l ow 2power UHF p r oxi m ity m icr o 2transceiver f or mars exp l orati on [C ]//12th NAS A Sy mposium on VLSIDesign,Coeurd ’A lene .I daho,US A:Nati onal Aer onautics and Space Adm inistrati on,2005:1-5[2]CCS DS 211.12B 21.Pr oxi m ity 21s pace link p r ot ocol —coding andsynchr onizati on sublayer [S][3]CCS DS 211.12B 23.Pr oxi m ity 21s pace link p r ot oco1—physicallayer[S][4]CCS DS 211.12B 24.Pr oxi m ity 21s pace link p r ot oco1—data linklayer[S][5]BetigerW ,Bar 2Seber Y,Desai S,等.GRACE:轨道上的毫米和微米级测量[J ].控制工程,2004,4:32-37Betiger W ,Bar 2Seber Y,Desai S,et al .GRACE:measure ment at m illi m eter and m icr ometer on orbit[J ].Contr ol Engineering,2004,4:32-37(in Chinese )(责任编辑:娄　嘉)781　第2期 李　雪等:利用月面链路的月球车定位体制。