一種基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，該方法的具體過程為：步驟一：設(shè)定動力下降初始點月理緯度和月心距，其中RL為引入測距處當(dāng)?shù)匾欢▍^(qū)域的平均月球半徑；步驟二：在近月制動后至環(huán)月降軌前，優(yōu)化動力下降初始點的月理緯度和月心距，并將優(yōu)化的結(jié)果帶入步驟三；步驟三：環(huán)月降軌后至動力下降前，若判定月心距偏差或/且月理緯度偏離大于設(shè)計允許的最大包絡(luò)，按照步驟二的方式優(yōu)化動力下降初始點的月理緯度和月心距，直至在設(shè)計允許的最大包絡(luò)內(nèi)，此時將動力下降當(dāng)天優(yōu)化得到的月理緯度和月心距作為動力下降階段的初始參數(shù)。利用該方法確定的初始參數(shù)，可以使探測器在軟著陸過程中，安全落入指定目標(biāo)區(qū)域。
【專利說明】—種基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及月球探測【技術(shù)領(lǐng)域】，具體涉及一種基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法。
【背景技術(shù)】
[0002]目前的月球軟著陸探測任務(wù)，從飛行程序上都是探測器經(jīng)歷近月制動后，先進入環(huán)月圓軌道，軌道高度通常為IOOkm?200km，運行若干周期后，通過環(huán)月降軌進入近月點約為15km高度的橢圓軌道，同樣運行一定周期后在近月點約15km高度開始動力下降直至
軟著陸月面。
[0003]由于月球表面地形存在起伏，在軟著陸過程中月心距差異較大，以虹灣和雨海地區(qū)為例，從南向北地形高程逐漸降低，最高與最低點差異可達到4km。若初始處于南部、著陸點在北部，則實際探測器動力下降過程經(jīng)歷的高度將達到19km，將極大的增加推進劑消耗，若初始處于北部、著陸點在南部，則實際動力下降過程經(jīng)歷的高度約11km，也極大的偏離了動力下降過程的設(shè)計狀態(tài)，如有高山起伏，還會存在安全性風(fēng)險。
[0004]動力下降過程由于初始點高度較大，測距測速等外測敏感器受重量功耗等設(shè)計約束的限制其作用距離通常較低，在動力下降初期無法工作或測量精度低，主要需要依賴IMU等慣性敏感器進行外推計算，而慣導(dǎo)系統(tǒng)在計算高度時無法實時獲取地面高度，只能設(shè)定一個固定的月球參考半徑值作為基準(zhǔn)。這樣受慣導(dǎo)設(shè)備精度、地形起伏等影響，當(dāng)下降至引入測距點高度時外測值必然與慣導(dǎo)外推值存在偏差，將會嚴(yán)重影響后續(xù)動力下降制導(dǎo)過程，同時也為外測數(shù)據(jù)的引入閾值設(shè)計帶來困難。
[0005]考慮月球探測任務(wù)受限于系統(tǒng)重量，需要盡可能減少動力下降推進劑消耗，動力下降一般采用盡可能優(yōu)化推進劑消耗的制導(dǎo)律，這樣無法保證實現(xiàn)定點著陸，動力下降過程不同高度條件將會對著陸點產(chǎn)生較大影響，因此還要結(jié)合地形條件確定動力下降過程航程，從而進一步確定動力下降初始點參數(shù)(包括高度和月理緯度)，保證盡可能進入指定的著陸區(qū)。
[0006]因此為了盡可能使動力下降全過程高度變化接近設(shè)計高度15km，同時也使引入外測數(shù)據(jù)時實際高度與慣導(dǎo)外推值盡可能小，并落入指定著陸區(qū)，必須基于月表地形條件設(shè)計動力下降初始點。
[0007]由于動力下降過程過載、姿態(tài)均變化較大，通常只能依賴蓄電池放電，功率平衡存在風(fēng)險；同時發(fā)動機連續(xù)點火較長時間，面臨發(fā)動機熱環(huán)境和月表紅外熱流雙重影響，熱設(shè)計只能依靠熱容適應(yīng)，這些都要求動力下降過程的時間控制在一定范圍內(nèi)。而針對不同的地形條件，發(fā)動機點火時間有較大差異，因此必須結(jié)合地形條件開展動力下降初始參數(shù)優(yōu)化。
[0008]為了解決上述問題，需要設(shè)計一種有效的解決方法來確定動力下降初始點參數(shù)。

【發(fā)明內(nèi)容】
[0009]本發(fā)明的目的是為克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出了一種基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，利用該方法確定的初始參數(shù)，可以使探測器在軟著陸過程中，安全落入指定目標(biāo)區(qū)域。
[0010]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:
[0011]一種基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，軟著陸過程包括近月制動階段、環(huán)月降軌階段以及動力下降階段，該方法適用于需要在月球上實現(xiàn)軟著陸的探測器；該方法的具體過程為:
[0012]步驟一:設(shè)定動力下降初始點月理緯度Cti和月心距Rjl5km，其中&為引入測距處當(dāng)?shù)匾欢▍^(qū)域的平均月球半徑；
[0013]步驟二:在近月制動后至環(huán)月降軌前，優(yōu)化動力下降初始點的月理緯度Cti和月心距&+15km，并將優(yōu)化的結(jié)果帶入步驟三；
[0014]該步驟的具體過程為:
[0015](I)在探測器完成近月制動后，以步驟一確定的動力下降初始點月理緯度Cti和月心距&+15km為目標(biāo)初值，計算第一個時間周期T的環(huán)月降軌參數(shù)，并將其定義為當(dāng)前環(huán)月降軌參數(shù)，其中所述時間周期T為一天；
[0016](2)從第二個時間周期T開始至環(huán)月降軌前，在每個時間周期T內(nèi)，均執(zhí)行如下操作:
[0017]步驟201、獲取當(dāng)前時間周期的軌道數(shù)據(jù)，然后結(jié)合當(dāng)前環(huán)月降軌參數(shù)，將軌道外推至動力下降當(dāng)圈近月點，獲取探測器在月心J2000慣性系的位置和速度、以及從動力下降當(dāng)圈近月點后繼續(xù)軌道外推后獲取的設(shè)定時間內(nèi)的動力下降航跡下經(jīng)緯度；
[0018]步驟202、基于動力下降航跡下經(jīng)緯度，查找月表DEM數(shù)字地形圖獲取航跡下地形高程數(shù)據(jù)，并基于所述位置和速度進行動力下降過程仿真，判斷探測器是否能著陸至指定著陸區(qū)一定緯度(Φ<!±α)范圍內(nèi)并保證安全著陸；其中，α為著陸區(qū)緯度允許范圍。若無法達到上述著陸的要求，則進入步驟203，否則進入步驟205 ；
[0019]步驟203、更新初始點月理緯度和月心距；
[0020]步驟204、以更新后的Φ i和Rfl5km作為動力下降點目標(biāo)值，計算環(huán)月降軌參數(shù)并將其作為當(dāng)前環(huán)月降軌參數(shù)，然后返回步驟201 ；
[0021]步驟205、停止計算，將當(dāng)前優(yōu)化得到的月理緯度Cti和月心距&+15km作為下一時間周期T的環(huán)月降軌參數(shù)；
[0022](3)將最后一個時間周期T優(yōu)化得到的月理緯度Cti和月心距&+151^1帶入步驟三。[0023]步驟三:環(huán)月降軌后至動力下降前，若判定月心距(近月點月心距)偏差或/且月理緯度(近月點緯度)偏離大于設(shè)計允許的最大包絡(luò)，按照步驟二的方式優(yōu)化動力下降初始點的月理緯度Φ?和月心距&+151^1，直至月心距偏差和月理緯度偏離均在設(shè)計允許的最大包絡(luò)，此時將將動力下降當(dāng)天優(yōu)化得到的月理緯度Ai和月心距&+151^1作為動力下降階段的初始參數(shù)。
[0024]進一步地，本發(fā)明步驟203更新初始點月理緯度和月心距為:
[0025]對于初始點月理緯度的更新:根據(jù)動力下降仿真的落點緯度進行調(diào)整，設(shè)仿真的落點緯度均值為Φ8，則將初始點月理緯度Φ?更新為[0026]對于初始點月心距的更新:首先需重新確定引入測距處的緯度均值Φκ new和偏差3 E new? 在月表 DEM 數(shù)子地形圖上對(Lamin = Φ E new- δ E new, Lomin_k—new), (Lamin = Φ E new- δ R—new, Lomin+k—new)，(Lamax — Φ E new+ ^ R—new, LOmax_k—new)，(Lamax — Φ R new+ ^ R—new, LOmax+k—new)四點連
線所包圍的封閉區(qū)域進行高程統(tǒng)計，求平均高程值hf，則更新后的& = hL new+1737.4km,其中，Lomin為初始最低緯度對應(yīng)的經(jīng)度，Lomax為初始最高緯度對應(yīng)的經(jīng)度，k_new為更新的軌道預(yù)報精度，則更新后的動力下降初始點月心距為&+15km。
[0027]進一步地，本發(fā)明步驟一月心距的設(shè)定采用如下過程進行:
[0028]步驟101、確定影響動力下降航程的因素:
[0029]a)動力下降初始探測器標(biāo)稱質(zhì)量及偏差；
[0030]b)動力下降主減速階段標(biāo)稱常推力、比沖及偏差；
[0031]c)基于標(biāo)稱動力下降當(dāng)圈軌道外推的航跡下經(jīng)緯度，查找等間隔時間的高程數(shù)據(jù)；
[0032]步驟102、基于步驟101確定的影響因素，進行動力下降打靶仿真，獲取動力下降過程標(biāo)稱航程S及偏差值δ ；
[0033]步驟103、基于所述標(biāo)稱航程S及偏差值δ，計算引入測距處的月理緯度均值Φκ和偏差δ Ε,計算最低諱度Lamin = φ R- δ R及其對應(yīng)經(jīng)度Lomin,計算最聞纟韋度Lamax = φ R+ δ R及其對應(yīng)經(jīng)度Lomax ；
[0034]步驟104、在月表 DEM 數(shù)字地形圖上選取(Lamin，Lomin_k)，(Lamin, Lomin+k)，(Lamax,Lomax_k)，(Lafflax, Lofflax+k)四點連線所包圍的封閉區(qū)域進行高程統(tǒng)計，求取平均高程值作為K，獲得動力下降初始點月心距為Rjl5km = hL+1737.4km+15km ;其中，k為地面測控系統(tǒng)對月理經(jīng)度的預(yù)報精度。
[0035]進一步地，本發(fā)明所述步驟二中環(huán)月降軌參數(shù)計算為:
[0036]獲取目標(biāo)近月點高度hp與計算的近月點高度h之間的差量Λ h，獲取目標(biāo)近月點月理緯度Φρ與計算的月理緯度Φ之間的差量Λ φ ;并以Ah和Λ φ小于設(shè)定閾值為目標(biāo)，通過迭代優(yōu)化獲取環(huán)月降軌參數(shù)，所述參數(shù)包括開始點火時刻Tib,點火速度增量AVf
和點火方向40)/|&6匕
[0037]進一步地，本發(fā)明所述環(huán)月降軌參數(shù)計算的具體過程為:
[0038]S2.1設(shè)定參量:用于環(huán)月軌道外推的時刻Ttl,在Ttl時刻月心J2000慣性坐標(biāo)系下的瞬時軌道參數(shù)(:)，環(huán)月降軌脈沖點火時刻Ti距時刻Ttl的時間間隔ATtl，環(huán)月降
軌點火速度增量Δ\=[Δνχα，AVy0, Δνζα]，軌道飛行周期數(shù)Ντ;
[0039]S2.2從時刻Ttl開始，在月心J2000慣性坐標(biāo)系下根據(jù)所述()將軌道外推
至Ti時刻，計算Ti時刻對應(yīng)的瞬時軌道參數(shù)(Rp5Vp );將所述()外推Nt周期后計算對應(yīng)近月點高度h和月理緯度Φ ；
[0040]S2.3判斷I Ah I〈0.1km、| Δ φ <0.1°且深空測控站可視探測器的累計時間達到預(yù)設(shè)量是否都成立，若是則將當(dāng)前的ATc^P Λ Vxtl作為脈沖點火環(huán)月降軌參數(shù)，進入S2.5，若否則進入S2.4,其中Ah = h_hp, Δφ = Φ - Φρ, hp為目標(biāo)近月點高度，Φρ為目標(biāo)近月點月理緯度；
[0041]S2.4令Nt值加一，以hp、Φρ為目標(biāo)量，并采用微分校正法進行迭代計算，計算AT。的迭代量At，點火速度增量的迭代量然后更新ΔΤ。= Λ Tci+At，更新
Δ￥0 = AV0 + Δν?返回 S2.2 ;
[0042]S2.5、設(shè)置點火時間長度初值為Λ Tf0 ；
[0043]S2.6、根據(jù)S2.3得到的ATtl確定脈沖點火時刻Ti,并將其作為有限推力點火時間區(qū)間的中間時刻；從時刻T0開始，在月心J2000慣性坐標(biāo)系下根據(jù)所述(R05V0)將軌
道外推至?xí)r刻Tib = ?\-1/2ΛΤ?(ι，計算至該時刻對應(yīng)的瞬時軌道參數(shù)(Upb )；基于所述
(Upb )計算點火過程的軌道參數(shù)至?xí)r刻Tie = I^lAATftl得到對應(yīng)的瞬時軌道參數(shù)
C其中點火過程中點火方向為根據(jù)所述S2.3計算的AVxtl所確定的方向，并將所
述(K )外推Nt周期后計算對應(yīng)近月點高度h和月理緯度Φ ；
[0044]S2.7判斷I Ah|〈0.1km、| Δ φ |〈0.1。且深空測控站可視探測器的累計時間達到預(yù)設(shè)量是否都成立，若是則將當(dāng)前的Tib和Λ Tf0作為有限推力點火環(huán)月降軌參數(shù)，進入S2.9，若否則進入 S2.8，其中 Ah = h_hp，Δ φ = φ-φρ ；
[0045]S2.8令乂值加一， 以hp、Φρ*目標(biāo)量，采用微分校正法進行迭代計算，計算點火時間 Δ Tf0 的迭代量 Δ tf，更新 ATf0 = Δ Tf0+ Δ tf，進而更新 Tib = Τ-1/2 Δ Tf0,返回 S2.6 ;
[0046]S2.9根據(jù)計算的ATftl計算點火速度增量Λ Vf，獲得最終的環(huán)月降軌參數(shù)包括:
Tib、Δ Vf 和 AF0/AF0I
[0047]進一步地，本發(fā)明所述步驟三在判定月心距偏差和月理緯度偏離均在設(shè)計允許的最大包絡(luò)內(nèi)時，在環(huán)月降軌后至動力下降前微調(diào)動力下降初始點月理緯度來確定動力下降初始點點火時刻，注入器上自主執(zhí)行。
[0048]進一步地，本發(fā)明步驟三還根據(jù)環(huán)月降軌后的定軌結(jié)果預(yù)報動力下降當(dāng)圈近月點在月心J2000慣性坐標(biāo)系下的位置和速度，通過查找月表DEM數(shù)字地形圖更新航跡下經(jīng)緯度和對應(yīng)高程數(shù)據(jù)；并根據(jù)環(huán)月降軌前確定的引入測距處平均月心距進行動力下降打靶仿真，判斷探測器是否能著陸至指定著陸區(qū)一定緯度(0d±a)范圍內(nèi)并保證安全著陸，若無法達到上述著陸的要求，則需要采用步驟203的方法進一步調(diào)整動力下降初始點緯度及相應(yīng)月心J2000慣性系下的位置和速度。
[0049]有益效果
[0050]第一、本發(fā)明結(jié)合月表地形開展了動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化，使探測器動力下降過程制導(dǎo)過程平穩(wěn)，保證了著陸安全。
[0051]第二，影響動力下降過程時間的因素包括探測器質(zhì)量、發(fā)動機推力、初始速度、實際飛行高度與航跡地形，上述完整迭代步驟可以根據(jù)軌道更新的結(jié)果，及時更新地形條件，用于動力下降過程仿真，來優(yōu)化動力下降初始點參數(shù)使動力下降過程時間控制在設(shè)計范圍內(nèi)，以滿足了功率和熱控約束；
[0052]第三、為了節(jié)省動力下降過程推進劑消耗，通過月球動力下降會采用燃料優(yōu)化的顯示制導(dǎo)律，其特點是沒有標(biāo)稱軌跡可以參考，而是根據(jù)當(dāng)前實際狀態(tài)計算下一時刻制導(dǎo)目標(biāo)，在各種偏差存在的條件下無法實現(xiàn)定點著陸，必須通過優(yōu)化合理的初始點參數(shù)實現(xiàn)。因此對于動力下降過程采用非定點著陸制導(dǎo)律的條件，能以較高精度著陸在指定著陸區(qū)范圍。
[0053]第四、受著陸前后光照和測控等因素影響，動力下降窗口有限，本發(fā)明在動力下降若干天前(即在近月制動后至環(huán)月降軌前，在環(huán)月降軌后至動力下降前)定期開展參數(shù)優(yōu)化，便于比對驗證環(huán)月降軌參數(shù)變化，及時通過變軌等手段調(diào)整動力下降初始參數(shù)，保證按時開展動力下降任務(wù)。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0054]圖1為本發(fā)明基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法的流程圖。
【具體實施方式】
[0055]下面結(jié)合【具體實施方式】對本發(fā)明進行詳細(xì)說明。
[0056]如圖1所示，本發(fā)明基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，軟著陸過程包括近月制動階段、環(huán)月降軌階段以及動力下降階段，該方法適用于需要在月球上實現(xiàn)軟著陸的探測器；該方法的具體過程為:
[0057]步驟一:設(shè)定動力下降初始點月理緯度Cti和月心距Rfl5km，其中&為引入測距處當(dāng)?shù)貐^(qū)域的平均月球半徑；取該區(qū)域的統(tǒng)計平均值作為平均月球半徑。動力下降初始至引入測距敏感器測量值前，受外測敏感器精度及量程限制，探測器通常基于初始地面注入的位置和速度，采用陀螺、加速度計等慣導(dǎo)設(shè)備進行軌道外推實現(xiàn)導(dǎo)航。當(dāng)探測器降低至距月面一定高度后，引入測距敏感器測量值對慣導(dǎo)外推的導(dǎo)航結(jié)果進行修正。
[0058]確定動力下降初始點月理緯度Φ?:根據(jù)標(biāo)稱航程對應(yīng)的月心角θ(θ =S/1737.4km)、標(biāo)稱軌道傾角(i)、著陸點標(biāo)稱緯度(Φ)即可確定動力下降初始點目標(biāo)緯度Φ i。
[0059]確定動力下降初始點月心距(探測器至月球中心的距離)RL+15km:
[0060]步驟101、確定影響動力下降航程的因素:
[0061]a)動力下降初始探測器標(biāo)稱質(zhì)量及偏差；
[0062]b)動力下降主減速階段標(biāo)稱常推力、比沖及偏差；
[0063]c)基于標(biāo)稱動力下降當(dāng)圈軌道外推的航跡下經(jīng)緯度(基于IAU2007的平軸系)，查找等間隔時間的高程數(shù)據(jù)(相對于月球平均半徑1737.4km)。
[0064]步驟102、基于步驟101確定的影響因素，選擇滿足國內(nèi)深空測控站(佳木斯、喀什)開始共視以后的第2次經(jīng)過升交點的圈次作為動力下降當(dāng)圈，從而根據(jù)目標(biāo)月理緯度，確定動力下降初始點月理經(jīng)緯度，轉(zhuǎn)換為月心J2000坐標(biāo)系下位置和速度作為軌道初值，進行動力下降打靶仿真，獲取動力下降過程標(biāo)稱航程S及偏差值δ (3σ);
[0065]對于首組動力下降初始目標(biāo)月心距，可以針對目標(biāo)著陸區(qū)整個范圍的地形，查找月表DEM數(shù)字地形圖，進行高程統(tǒng)計，求取平均高程值作為Iktl，初始點月心距初值即為Rlo+15km = hL0+1737.4km+15km。
[0066]步驟103、基于所述標(biāo)稱航程S及偏差值δ (3 σ)，計算引入測距處的緯度均值Φκ和偏差δ E(3 σ ),計算最低纟韋度Lamin = φκ- δ R及其對應(yīng)經(jīng)度Lomin,計算最聞纟韋度Lamax =ΦΕ+δΕ及其對應(yīng)經(jīng)度Lomax。由于不同月球動力下降任務(wù)系統(tǒng)配置、任務(wù)程序、探測器重量等存在差異，因此動力下降制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制算法不盡相同，對于不同著陸任務(wù)需要進行針對性的仿真，該仿真過程為現(xiàn)有技術(shù)，因此不對其作詳細(xì)說明。
[0067]步驟104、在月表 DEM 數(shù)字地形圖上選取(Lamin，Lomin_k)，(Lamin, Lomin+k)，(Lamax,Lomax_k)，(Lafflax, Lofflax+k)四個點所包圍的封閉區(qū)域進行高程統(tǒng)計，求取平均高程值作為
獲得動力下降初始點月心距為&+15km = hL+1737.4km+15km ;其中，k為地面測控系統(tǒng)對月理經(jīng)度的預(yù)報精度。
[0068]步驟二:在近月制動后至環(huán)月降軌前，以著陸至指定區(qū)域并保證安全著陸為限制條件，優(yōu)化動力下降初始點的月理緯度Ai和月心距&+151^，并將優(yōu)化的結(jié)果帶入步驟三； [0069]該步驟的具體過程為:
[0070](I)在探測器完成近月制動后，以步驟一確定的動力下降初始點月理緯度Cti和月心距&+15km為目標(biāo)初值，計算第一個時間周期T(該時間周期T選為I天)的環(huán)月降軌參數(shù)(包括點火時刻，點火方向和點火時間)，并將其定義為當(dāng)前環(huán)月降軌參數(shù)；
[0071](2)從第二個時間周期T開始至環(huán)月降軌前，在每個時間周期T內(nèi)，均執(zhí)行如下操作:
[0072]步驟201、獲取當(dāng)前時間周期的軌道數(shù)據(jù)，然后結(jié)合當(dāng)前環(huán)月降軌參數(shù)，將軌道外推至動力下降當(dāng)圈近月點，獲取探測器在月心J2000慣性系的位置和速度、以及從動力下降當(dāng)圈近月點后繼續(xù)軌道外推后獲取的一定時間(時間根據(jù)動力下降最大時間包絡(luò)確定)內(nèi)的動力下降航跡下經(jīng)緯度。
[0073]近月點月心J2000慣性系下的位置和速度為動力下降過程仿真的初始輸入?yún)?shù)，動力下降航跡下經(jīng)緯度用于獲取動力下降仿真所使用的航跡下月表高程值。
[0074]軌道外推至少包括地球引力、太陽引力和月球引力，月球引力模型采用LP165P，階數(shù)不小于80階。
[0075]步驟202、基于預(yù)報的動力下降航跡下經(jīng)緯度，查找月表DEM數(shù)字地形圖獲取航跡下地形高程數(shù)據(jù)，并基于所述位置和速度進行動力下降過程仿真，判斷探測器是否能著陸至指定著陸區(qū)一定緯度($d±a)范圍內(nèi)并保證安全著陸；其中，α為著陸區(qū)緯度允許范圍。若無法達到上述著陸的要求，則進入步驟203，否則進入步驟205。
[0076]步驟203、調(diào)整動力下降初始點緯度(近月點緯度)和月心距。
[0077]對于初始點緯度:根據(jù)動力下降仿真的落點緯度進行調(diào)整。設(shè)仿真的落點緯度均值為tK，則將初始點目標(biāo)緯度Φ?更新為Φ?+Φ^τΦρ
[0078]對于初始點月心距:首先需重新確定引入測距處的緯度均值_和偏差δΕnew (3 0 )，在月表DEM數(shù)子地形圖上對(Lamin= Φκ—new- δ R—new，Lomin_k—new), (Lamin= Φκ—new- δ R—
new? LOmin+k—new)，(Lamax= Φ E new+ ^ E_new? LOmax_k—new)，(La.— Φ R new+ ^ R—new, LOmax+k—new)四個點
所包圍的封閉區(qū)域進行高程統(tǒng)計，求平均高程值hf，則更新后的& = hL new+1737.4km，其中，k_new為更新的軌道預(yù)報精度，由于距離真正動力下降時刻逐漸趨近，對應(yīng)軌道預(yù)報精度會不斷提高。則更新后的動力下降初始點月心距為&+15km。
[0079]步驟204、以更新后的Φ i和Rfl5km作為動力下降點目標(biāo)值，計算環(huán)月降軌參數(shù)并將其作為當(dāng)前環(huán)月降軌參數(shù)，然后返回步驟201再次進行動力下降過程仿真，判斷探測器是否能著陸至指定著陸區(qū)一定緯度范圍內(nèi)(0d±a)并保證安全著陸。
[0080]步驟205、停止計算，將當(dāng)前優(yōu)化得到的月理緯度Cti和月心距Rfl5km作為下一時間周期T的環(huán)月降軌參數(shù)。
[0081](3)將最后一個時間周期T優(yōu)化得到的月理緯度Cti和月心距&+151^1帶入步驟
_- O
[0082]所述步驟二中環(huán)月降軌參數(shù)計算為:
[0083]S2.1設(shè)定參量的初值。
[0084]I)設(shè)定用于環(huán)月軌道外推的時刻Ttl,在Ttl時刻月心J2000慣性坐標(biāo)系下的瞬時軌
道參數(shù)()。
[0085]時刻Ttl和(.V.'設(shè)置的原理是:
[0086]時刻Ttl和()是地面測控系統(tǒng)在軌道動力學(xué)外推的基礎(chǔ)上，基于地面測
距、測速和測角信息確定，其精度較單純依靠動力學(xué)外推計算精度。由于變軌參數(shù)計算和復(fù)核需要一定時間，只能在相對于變軌點火時刻前一定時間獲取精度較高的軌道參數(shù)(時刻
Ttl和(?ζ,Ι )),在Ttl時刻后的軌道參數(shù)通過軌道外推確定，來計算軌控參數(shù)(包括點火
時刻、速度增量、點火姿態(tài)等)，實現(xiàn)軌控參數(shù)的提前注入和確認(rèn)。
[0087]2) 100 X IOOkm環(huán)月降軌脈沖點火時刻Ti距時刻Ttl的時間間隔Λ I；。
[0088]可根據(jù)環(huán)月降軌開始至動力下降當(dāng)圈近月點時間內(nèi)，月球引力對軌道近月點月理緯度的影響，確定初值,使初值偏差盡可能減小,縮短后續(xù)迭代計算時間。
[0089]選擇八^初值的方法可為:根據(jù)著陸點標(biāo)稱月理緯度、傾角和動力下降過程標(biāo)稱航程，確定動力下降初始點月理緯度初值Φ。，以與動力下降目標(biāo)點對面位置(相位相差180度)作為變軌點，其月理緯度為-釣，選擇環(huán)月降軌當(dāng)天國內(nèi)站測控弧段大于4h小于8h中的某圈進行環(huán)月降軌，根據(jù)月理緯度確定點火時刻Ti初值，沿Ti時刻速度反方向增加固定大小的速度增量(使控后軌道近月點達到15km)進行環(huán)月降軌，再軌道外推至動力下降當(dāng)圈近月點，計算對應(yīng)月理緯度與Φο之差(Λ Φ)，再調(diào)整環(huán)月降軌點月理緯度(K =Φ0-Δ Φ,計算對應(yīng)的環(huán)月降軌軌點時刻Ti，并將Ti與Ttl之間的差值作為最終的初值Λ Τ。。
[0090]3)環(huán)月降軌點火速度增量(AVtl)，其在月心J2000慣性坐標(biāo)系下的分量為[AVxtl,AVy0, AVz0]。
[0091]設(shè)置速度增量(AVtl)的原理為:通過變軌，從環(huán)月初始圓軌道(如軌道高度為IOOkm~200km)變軌為近月點在著陸區(qū)附近的橢圓軌道(如近月點高度約15km)，滿足動力下降初始高度、速度、弧段要求。
[0092]4) 100X 15km軌道飛行周期數(shù)Ντ。
[0093]設(shè)置周期數(shù)Nt的原理為:探測器在環(huán)月降軌后至動力下降初始時刻需經(jīng)歷一定較長時間(通常在I天以上)，以滿足充電和測定軌的需求，而探測器環(huán)月降軌后軌道的運行周期通常約2h，而計算環(huán)月降軌時刻時通常調(diào)整范圍小于I個軌道周期，為便于計算環(huán)月降軌后至動力下降初始時刻的時間，設(shè)環(huán)月降軌后第一次到達近月點的時刻開始，以后每經(jīng)過I次近月點周期數(shù)增加1，直至動力下降當(dāng)圈近月點，即后續(xù)步驟中出現(xiàn)Nt加一的情況。[0094]5)月球平均半徑
[0095]S2.2基于軌道外推原理，計算對應(yīng)近月點高度h和月理緯度Φ。
[0096]從時刻Ttl開始，在月心J2000慣性坐標(biāo)系下根據(jù)所述(兌,V,)將軌道外推至Ti時刻；
[0097]在Ti時刻利用中心天體為月球的二體軌道力學(xué)模型計算Ti時刻對應(yīng)的瞬時軌道
參數(shù)()，在上述計算時先將點火速度方向變換到月心J2000慣性坐標(biāo)系下，然后再
計算變軌后瞬時軌道參數(shù)。根據(jù)該瞬時軌道參數(shù)外推Nt周期后的近月點瞬時軌道根數(shù)，計算對應(yīng)近月點高度h和月理緯度Φ (緯度為基于星歷DE421的主軸坐標(biāo)系)，其中近月點高度相對于月球平均半徑1737.4km。
[0098]軌道外推原理為現(xiàn)有技術(shù)，在此對其簡單說明:
[0099]具體外推時采用公式⑴，(2)計算。
【權(quán)利要求】
1.一種基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，軟著陸過程包括近月制動階段、環(huán)月降軌階段以及動力下降階段；其特征在于，該方法的具體過程為: 步驟一:設(shè)定動力下降初始點月理緯度fi和月心距1+151^，其中&為引入測距處當(dāng)?shù)匾欢▍^(qū)域的平均月球半徑； 步驟二:在近月制動后至環(huán)月降軌前，以著陸至指定區(qū)域并保證安全著陸為限制條件，優(yōu)化動力下降初始點的月理緯度Φ?和月心距Rfl5km，并將優(yōu)化的結(jié)果帶入步驟三； 步驟三:環(huán)月降軌后至動力下降前，若判定月心距偏差或/且月理緯度偏離大于設(shè)計允許的最大包絡(luò)，按照步驟二的方式優(yōu)化動力下降初始點的月理緯度<Pi和月心距&+151^1，直至月心距偏差和月理緯度偏離均在設(shè)計允許的最大包絡(luò)內(nèi)，此時將動力下降當(dāng)天優(yōu)化得到的月理緯度_和月心距&+15km作為動力下降階段的初始參數(shù)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于，所述步驟二的具體過程為: (1)在探測器完成近月制動后，以步驟一確定的動力下降初始點月理緯度fi和月心距RL+15km為目標(biāo)初值，計算第一個時間周期T的環(huán)月降軌參數(shù)，并將其定義為當(dāng)前環(huán)月降軌參數(shù)，其中所述時間周期T為一天； (2)從第二個時 間周期T開始至環(huán)月降軌前，在每個時間周期T內(nèi)，均執(zhí)行如下操作: 步驟201、獲取當(dāng)前時間周期的軌道數(shù)據(jù)，然后結(jié)合當(dāng)前環(huán)月降軌參數(shù)，將軌道外推至動力下降當(dāng)圈近月點，獲取探測器在月心J2000慣性系的位置和速度、以及從動力下降當(dāng)圈近月點后繼續(xù)軌道外推后獲取的設(shè)定時間內(nèi)的動力下降航跡下經(jīng)緯度； 步驟202、基于動力下降航跡下經(jīng)緯度，查找月表DEM數(shù)字地形圖獲取航跡下地形高程數(shù)據(jù)，并基于所述位置和速度進行動力下降過程仿真，判斷探測器是否能著陸至指定著陸區(qū)一定緯度(φ<?±α)范圍內(nèi)并保證安全著陸；其中,α為著陸區(qū)緯度允許范圍。若無法達到上述著陸的要求，則進入步驟203，否則進入步驟205 ； 步驟203、更新初始點月理緯度和月心距； 步驟204、以更新后的奶和&+15km作為動力下降點目標(biāo)值，計算環(huán)月降軌參數(shù)并將其作為當(dāng)前環(huán)月降軌參數(shù)，然后返回步驟201 ； 步驟205、停止計算，將當(dāng)前優(yōu)化得到的月理緯度q>i和月心距&+151^1作為下一時間周期T的環(huán)月降軌參數(shù)； (3)將最后一個時間周期T優(yōu)化得到的月理緯度啊和月心距Rfl5km帶入步驟三。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于，所述步驟203更新初始點月理緯度和月心距為: 對于初始點月理緯度的更新:根據(jù)動力下降仿真的落點緯度進行調(diào)整，設(shè)仿真的落點緯度均值為Cpll，則將初始點月理緯度,更新為f1- ( Cpa-Cpd )。 對于初始點月心距的更新:首先需重新確定引入測距處的緯度均值cPR ?W和偏差δΕnew,在月表DEM數(shù)字地形圖上對((，LOm1.n^^mnew )，( Lomax'礙new， Loffiax-1c_jiaw )， (Lflraax-CpR—nCW+5^

new 5 LotmK+kJCW)四點連線所包圍的封閉區(qū)域進行高程統(tǒng)計，求平均高程值K nOT，則更新后的& = hL new+1737.4km，其中，Lomin為初始最低緯度對應(yīng)的經(jīng)度，Lofflax為初始最高緯度對應(yīng)的經(jīng)度，k_new為更新的軌道預(yù)報精度，則更新后的動力下降初始點月心距為&+15km。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于，步驟一月心距的設(shè)定采用如下過程進行: 步驟101、確定影響動力下降航程的因素: a)動力下降初始探測器標(biāo)稱質(zhì)量及偏差； b)動力下降主減速階段標(biāo)稱常推力、比沖及偏差； c)基于標(biāo)稱動力下降當(dāng)圈軌道外推的航跡下經(jīng)緯度，查找等間隔時間的高程數(shù)據(jù)； 步驟102、基于步驟101確定的影響因素，進行動力下降打靶仿真，獲取動力下降過程標(biāo)稱航程S及偏差值δ ； 步驟103、基于所述標(biāo)稱航程S及偏差值δ，計算引入測距處的月理緯度均值φ?和偏差δ R,計算最低諱度Lam?,=(pR-SR及其對應(yīng)經(jīng)度Lomin,計算最尚諱度及其對應(yīng)經(jīng)度Lomax ； 步驟 104、在月表 DEM 數(shù)字地形圖上選取(Lamin, Lomin-k)，(Lamin, Lomin+k)，(Lamax，Lomax_k)，(Lafflax, Lofflax+k)四點連線所包圍的封閉區(qū)域進行高程統(tǒng)計，求取平均高程值作為K，獲得動力下降初始點月心距為Rjl5km = hL+1737.4km+15km ;其中，k為地面測控系統(tǒng)對月理經(jīng)度的預(yù)報精度。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于，所述步驟二中環(huán)月降軌參數(shù)計算為: 獲取目標(biāo)近月點高度hp與計算的近月點高度h之間的差量Λ h，獲取目標(biāo)近月點月理緯度ft?與計算的月理緯度φ之間的差量Λφ ;并以Ah和Δφ小于設(shè)定閾值為目標(biāo)，通過迭代優(yōu)化獲取環(huán)月降軌參數(shù)，所述參數(shù)包括開始點火時刻Tib,點火速度增量△ Vf和點火方向AF0 /UfJ
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于，所述環(huán)月降軌參數(shù)計算的具體過程為: S2.1設(shè)定參量:用于環(huán)月軌道外推的時刻Ttl，在Ttl時刻月心J2000慣性坐標(biāo)系下的瞬時軌道參數(shù)()，環(huán)月降軌脈沖點火時刻!\距時刻Ttl的時間間隔ATtl，環(huán)月降軌點火速度增量Δξ=[Δνχ0? AVy0, ΔΥζο]?軌道飛行周期數(shù)Nt ; S2.2從時刻T0開始，在月心J2000慣性坐標(biāo)系下根據(jù)所述(RllSfl.)將軌道外推至T1時刻，計算Ti時刻對應(yīng)的瞬時軌道參數(shù)(Rp, %、 將所述()外推Nt周期后計算對應(yīng)近月點高度h和月理緯度φ ； S2.3判斷I AhlC0.1km、|Δφ<0.Ι°且深空測控站可視探測器的累計時間達到預(yù)設(shè)量是否都成立，若是則將當(dāng)前的ATc^P Λ Vxtl作為脈沖點火環(huán)月降軌參數(shù)，進入S2.5，若否則進入S2.4，其中Ah = h-hp, Δφ=φ-φρ, hp為目標(biāo)近月點高度，%為目標(biāo)近月點月理緯度；S2.4令乂值加一，以hp、fP為目標(biāo)量，并采用微分校正法進行迭代計算，計算AT。的迭代量At，點火速度增量八^^的迭代量Δ9;然后更新AT0=更新AV0 = Δ￥0 + Δν,返回 S2.2 ; S2.5、設(shè)置點火時間長度初值為ATftl ； S2.6、根據(jù)S2.3得到的ATtl確定脈沖點火時刻Ti,并將其作為有限推力點火時間區(qū)間的中間時刻；從時刻Ttl開始，在月心J2000慣性坐標(biāo)系下根據(jù)所述)將軌道外推至?xí)r刻Tib = 1\-1/2 Λ Tftl，計算至該時刻對應(yīng)的瞬時軌道參數(shù)(Upb );基于所述(H )計算點火過程的軌道參數(shù)至?xí)r刻Tie = Ti+1/2 Δ Tf0得到對應(yīng)的瞬時軌道參數(shù)(H )}其中點火過程中點火方向為根據(jù)所述S2.3計算的AVxtl所確定的方向，并將所述(H )外推Nt周期后計算對應(yīng)近月點高度h和月理緯度(p ； S2.7判斷I Ah|<0.lkm、|A(p|<0.1。且深空測控站可視探測器的累計時間達到預(yù)設(shè)量是否都成立，若是則將 當(dāng)前的Tib和Λ Tf0作為有限推力點火環(huán)月降軌參數(shù)，進入S2.9，若否則進入 S2.8，其中 Ah = h-hp, Δφ=φ-φρ； S2.8令nt值加一，以hp、φΡ為目標(biāo)量，采用微分校正法進行迭代計算，計算點火時間Δ Tf0 的迭代量 Δ tf，更新 ATf0 = Δ Tf0+ Δ tf，進而更新 Tib = Trl/2 A Tf0,返回 S2.6 ; S2.9根據(jù)計算的ATftl計算點火速度增量Λ Vf，獲得最終的環(huán)月降軌參數(shù)包括:Tib、Avf ^av0/Iav0
Iο
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于，所述步驟三在判定月心距偏差和月理緯度偏離均在設(shè)計允許的最大包絡(luò)內(nèi)時，在環(huán)月降軌后至動力下降前微調(diào)動力下降初始點月理緯度來確定動力下降初始點點火時刻，注入器上自主執(zhí)行。
8.根據(jù)權(quán)利要求3所述基于月表地形的動力下降初始點參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于，所述步驟三還根據(jù)環(huán)月降軌后的定軌結(jié)果預(yù)報動力下降當(dāng)圈近月點在月心J2000慣性坐標(biāo)系下的位置和速度，通過查找月表DEM數(shù)字地形圖更新航跡下經(jīng)緯度和對應(yīng)高程數(shù)據(jù)；并根據(jù)環(huán)月降軌前確定的引入測距處平均月心距進行動力下降打靶仿真，判斷探測器是否能著陸至指定著陸區(qū)一定緯度((pd±a)范圍內(nèi)并保證安全著陸，若無法達到上述著陸的要求，則采用步驟203的方法調(diào)整動力下降初始點緯度及相應(yīng)月心J2000慣性系下的位置和速度。
【文檔編號】G05B17/02GK104020678SQ201410220623
【公開日】2014年9月3日 申請日期:2014年5月23日 優(yōu)先權(quán)日:2014年5月23日
【發(fā)明者】董捷, 馬繼楠, 吳學(xué)英, 張熇, 孫澤洲, 李飛 申請人:北京空間飛行器總體設(shè)計部