一种基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法
【专利摘要】本发明提供一种基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，该方法的具体过程为：步骤一：设定动力下降初始点月理纬度和月心距，其中RL为引入测距处当地一定区域的平均月球半径；步骤二：在近月制动后至环月降轨前，优化动力下降初始点的月理纬度和月心距，并将优化的结果带入步骤三；步骤三：环月降轨后至动力下降前，若判定月心距偏差或/且月理纬度偏离大于设计允许的最大包络，按照步骤二的方式优化动力下降初始点的月理纬度和月心距，直至在设计允许的最大包络内，此时将动力下降当天优化得到的月理纬度和月心距作为动力下降阶段的初始参数。利用该方法确定的初始参数，可以使探测器在软着陆过程中，安全落入指定目标区域。
【专利说明】—种基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及月球探测【技术领域】，具体涉及一种基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法。
【背景技术】
[0002]目前的月球软着陆探测任务，从飞行程序上都是探测器经历近月制动后，先进入环月圆轨道，轨道高度通常为IOOkm?200km，运行若干周期后，通过环月降轨进入近月点约为15km高度的椭圆轨道，同样运行一定周期后在近月点约15km高度开始动力下降直至
软着陆月面。
[0003]由于月球表面地形存在起伏，在软着陆过程中月心距差异较大，以虹湾和雨海地区为例，从南向北地形高程逐渐降低，最高与最低点差异可达到4km。若初始处于南部、着陆点在北部，则实际探测器动力下降过程经历的高度将达到19km，将极大的增加推进剂消耗，若初始处于北部、着陆点在南部，则实际动力下降过程经历的高度约11km，也极大的偏离了动力下降过程的设计状态，如有高山起伏，还会存在安全性风险。
[0004]动力下降过程由于初始点高度较大，测距测速等外测敏感器受重量功耗等设计约束的限制其作用距离通常较低，在动力下降初期无法工作或测量精度低，主要需要依赖IMU等惯性敏感器进行外推计算，而惯导系统在计算高度时无法实时获取地面高度，只能设定一个固定的月球参考半径值作为基准。这样受惯导设备精度、地形起伏等影响，当下降至引入测距点高度时外测值必然与惯导外推值存在偏差，将会严重影响后续动力下降制导过程，同时也为外测数据的引入阈值设计带来困难。
[0005]考虑月球探测任务受限于系统重量，需要尽可能减少动力下降推进剂消耗，动力下降一般采用尽可能优化推进剂消耗的制导律，这样无法保证实现定点着陆，动力下降过程不同高度条件将会对着陆点产生较大影响，因此还要结合地形条件确定动力下降过程航程，从而进一步确定动力下降初始点参数(包括高度和月理纬度)，保证尽可能进入指定的着陆区。
[0006]因此为了尽可能使动力下降全过程高度变化接近设计高度15km，同时也使引入外测数据时实际高度与惯导外推值尽可能小，并落入指定着陆区，必须基于月表地形条件设计动力下降初始点。
[0007]由于动力下降过程过载、姿态均变化较大，通常只能依赖蓄电池放电，功率平衡存在风险；同时发动机连续点火较长时间，面临发动机热环境和月表红外热流双重影响，热设计只能依靠热容适应，这些都要求动力下降过程的时间控制在一定范围内。而针对不同的地形条件，发动机点火时间有较大差异，因此必须结合地形条件开展动力下降初始参数优化。
[0008]为了解决上述问题，需要设计一种有效的解决方法来确定动力下降初始点参数。
【发明内容】
[0009]本发明的目的是为克服现有技术的不足，提出了一种基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，利用该方法确定的初始参数，可以使探测器在软着陆过程中，安全落入指定目标区域。
[0010]本发明的技术解决方案是:
[0011]一种基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，软着陆过程包括近月制动阶段、环月降轨阶段以及动力下降阶段，该方法适用于需要在月球上实现软着陆的探测器；该方法的具体过程为:
[0012]步骤一:设定动力下降初始点月理纬度Cti和月心距Rjl5km，其中&为引入测距处当地一定区域的平均月球半径；
[0013]步骤二:在近月制动后至环月降轨前，优化动力下降初始点的月理纬度Cti和月心距&+15km，并将优化的结果带入步骤三；
[0014]该步骤的具体过程为:
[0015](I)在探测器完成近月制动后，以步骤一确定的动力下降初始点月理纬度Cti和月心距&+15km为目标初值，计算第一个时间周期T的环月降轨参数，并将其定义为当前环月降轨参数，其中所述时间周期T为一天；
[0016](2)从第二个时间周期T开始至环月降轨前，在每个时间周期T内，均执行如下操作:
[0017]步骤201、获取当前时间周期的轨道数据，然后结合当前环月降轨参数，将轨道外推至动力下降当圈近月点，获取探测器在月心J2000惯性系的位置和速度、以及从动力下降当圈近月点后继续轨道外推后获取的设定时间内的动力下降航迹下经纬度；
[0018]步骤202、基于动力下降航迹下经纬度，查找月表DEM数字地形图获取航迹下地形高程数据，并基于所述位置和速度进行动力下降过程仿真，判断探测器是否能着陆至指定着陆区一定纬度(Φ<!±α)范围内并保证安全着陆；其中，α为着陆区纬度允许范围。若无法达到上述着陆的要求，则进入步骤203，否则进入步骤205 ；
[0019]步骤203、更新初始点月理纬度和月心距；
[0020]步骤204、以更新后的Φ i和Rfl5km作为动力下降点目标值，计算环月降轨参数并将其作为当前环月降轨参数，然后返回步骤201 ；
[0021]步骤205、停止计算，将当前优化得到的月理纬度Cti和月心距&+15km作为下一时间周期T的环月降轨参数；
[0022](3)将最后一个时间周期T优化得到的月理纬度Cti和月心距&+151^1带入步骤三。[0023]步骤三:环月降轨后至动力下降前，若判定月心距(近月点月心距)偏差或/且月理纬度(近月点纬度)偏离大于设计允许的最大包络，按照步骤二的方式优化动力下降初始点的月理纬度Φ?和月心距&+151^1，直至月心距偏差和月理纬度偏离均在设计允许的最大包络，此时将将动力下降当天优化得到的月理纬度Ai和月心距&+151^1作为动力下降阶段的初始参数。
[0024]进一步地，本发明步骤203更新初始点月理纬度和月心距为:
[0025]对于初始点月理纬度的更新:根据动力下降仿真的落点纬度进行调整，设仿真的落点纬度均值为Φ8，则将初始点月理纬度Φ?更新为[0026]对于初始点月心距的更新:首先需重新确定引入测距处的纬度均值Φκ new和偏差3 E new? 在月表 DEM 数子地形图上对(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)四点连
线所包围的封闭区域进行高程统计，求平均高程值hf，则更新后的& = hL new+1737.4km,其中，Lomin为初始最低纬度对应的经度，Lomax为初始最高纬度对应的经度，k_new为更新的轨道预报精度，则更新后的动力下降初始点月心距为&+15km。
[0027]进一步地，本发明步骤一月心距的设定采用如下过程进行:
[0028]步骤101、确定影响动力下降航程的因素:
[0029]a)动力下降初始探测器标称质量及偏差；
[0030]b)动力下降主减速阶段标称常推力、比冲及偏差；
[0031]c)基于标称动力下降当圈轨道外推的航迹下经纬度，查找等间隔时间的高程数据；
[0032]步骤102、基于步骤101确定的影响因素，进行动力下降打靶仿真，获取动力下降过程标称航程S及偏差值δ ；
[0033]步骤103、基于所述标称航程S及偏差值δ，计算引入测距处的月理纬度均值Φκ和偏差δ Ε,计算最低讳度Lamin = φ R- δ R及其对应经度Lomin,计算最闻纟韦度Lamax = φ R+ δ R及其对应经度Lomax ；
[0034]步骤104、在月表 DEM 数字地形图上选取(Lamin，Lomin_k)，(Lamin, Lomin+k)，(Lamax,Lomax_k)，(Lafflax, Lofflax+k)四点连线所包围的封闭区域进行高程统计，求取平均高程值作为K，获得动力下降初始点月心距为Rjl5km = hL+1737.4km+15km ;其中，k为地面测控系统对月理经度的预报精度。
[0035]进一步地，本发明所述步骤二中环月降轨参数计算为:
[0036]获取目标近月点高度hp与计算的近月点高度h之间的差量Λ h，获取目标近月点月理纬度Φρ与计算的月理纬度Φ之间的差量Λ φ ;并以Ah和Λ φ小于设定阈值为目标，通过迭代优化获取环月降轨参数，所述参数包括开始点火时刻Tib,点火速度增量AVf
和点火方向40)/|&6匕
[0037]进一步地，本发明所述环月降轨参数计算的具体过程为:
[0038]S2.1设定参量:用于环月轨道外推的时刻Ttl,在Ttl时刻月心J2000惯性坐标系下的瞬时轨道参数(:)，环月降轨脉冲点火时刻Ti距时刻Ttl的时间间隔ATtl，环月降
轨点火速度增量Δ\=[Δνχα，AVy0, Δνζα]，轨道飞行周期数Ντ;
[0039]S2.2从时刻Ttl开始，在月心J2000惯性坐标系下根据所述()将轨道外推
至Ti时刻，计算Ti时刻对应的瞬时轨道参数(Rp5Vp );将所述()外推Nt周期后计算对应近月点高度h和月理纬度Φ ；
[0040]S2.3判断I Ah I〈0.1km、| Δ φ <0.1°且深空测控站可视探测器的累计时间达到预设量是否都成立，若是则将当前的ATc^P Λ Vxtl作为脉冲点火环月降轨参数，进入S2.5，若否则进入S2.4,其中Ah = h_hp, Δφ = Φ - Φρ, hp为目标近月点高度，Φρ为目标近月点月理纬度；
[0041]S2.4令Nt值加一，以hp、Φρ为目标量，并采用微分校正法进行迭代计算，计算AT。的迭代量At，点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、设置点火时间长度初值为Λ Tf0 ；
[0043]S2.6、根据S2.3得到的ATtl确定脉冲点火时刻Ti,并将其作为有限推力点火时间区间的中间时刻；从时刻T0开始，在月心J2000惯性坐标系下根据所述(R05V0)将轨
道外推至时刻Tib = ?\-1/2ΛΤ?(ι，计算至该时刻对应的瞬时轨道参数(Upb )；基于所述
(Upb )计算点火过程的轨道参数至时刻Tie = I^lAATftl得到对应的瞬时轨道参数
C其中点火过程中点火方向为根据所述S2.3计算的AVxtl所确定的方向，并将所
述(K )外推Nt周期后计算对应近月点高度h和月理纬度Φ ；
[0044]S2.7判断I Ah|〈0.1km、| Δ φ |〈0.1。且深空测控站可视探测器的累计时间达到预设量是否都成立，若是则将当前的Tib和Λ Tf0作为有限推力点火环月降轨参数，进入S2.9，若否则进入 S2.8，其中 Ah = h_hp，Δ φ = φ-φρ ；
[0045]S2.8令乂值加一， 以hp、Φρ*目标量，采用微分校正法进行迭代计算，计算点火时间 Δ Tf0 的迭代量 Δ tf，更新 ATf0 = Δ Tf0+ Δ tf，进而更新 Tib = Τ-1/2 Δ Tf0,返回 S2.6 ;
[0046]S2.9根据计算的ATftl计算点火速度增量Λ Vf，获得最终的环月降轨参数包括:
Tib、Δ Vf 和 AF0/AF0I
[0047]进一步地，本发明所述步骤三在判定月心距偏差和月理纬度偏离均在设计允许的最大包络内时，在环月降轨后至动力下降前微调动力下降初始点月理纬度来确定动力下降初始点点火时刻，注入器上自主执行。
[0048]进一步地，本发明步骤三还根据环月降轨后的定轨结果预报动力下降当圈近月点在月心J2000惯性坐标系下的位置和速度，通过查找月表DEM数字地形图更新航迹下经纬度和对应高程数据；并根据环月降轨前确定的引入测距处平均月心距进行动力下降打靶仿真，判断探测器是否能着陆至指定着陆区一定纬度(0d±a)范围内并保证安全着陆，若无法达到上述着陆的要求，则需要采用步骤203的方法进一步调整动力下降初始点纬度及相应月心J2000惯性系下的位置和速度。
[0049]有益效果
[0050]第一、本发明结合月表地形开展了动力下降初始点参数优化，使探测器动力下降过程制导过程平稳，保证了着陆安全。
[0051]第二，影响动力下降过程时间的因素包括探测器质量、发动机推力、初始速度、实际飞行高度与航迹地形，上述完整迭代步骤可以根据轨道更新的结果，及时更新地形条件，用于动力下降过程仿真，来优化动力下降初始点参数使动力下降过程时间控制在设计范围内，以满足了功率和热控约束；
[0052]第三、为了节省动力下降过程推进剂消耗，通过月球动力下降会采用燃料优化的显示制导律，其特点是没有标称轨迹可以参考，而是根据当前实际状态计算下一时刻制导目标，在各种偏差存在的条件下无法实现定点着陆，必须通过优化合理的初始点参数实现。因此对于动力下降过程采用非定点着陆制导律的条件，能以较高精度着陆在指定着陆区范围。
[0053]第四、受着陆前后光照和测控等因素影响，动力下降窗口有限，本发明在动力下降若干天前(即在近月制动后至环月降轨前，在环月降轨后至动力下降前)定期开展参数优化，便于比对验证环月降轨参数变化，及时通过变轨等手段调整动力下降初始参数，保证按时开展动力下降任务。
【专利附图】
【附图说明】
[0054]图1为本发明基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法的流程图。
【具体实施方式】
[0055]下面结合【具体实施方式】对本发明进行详细说明。
[0056]如图1所示，本发明基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，软着陆过程包括近月制动阶段、环月降轨阶段以及动力下降阶段，该方法适用于需要在月球上实现软着陆的探测器；该方法的具体过程为:
[0057]步骤一:设定动力下降初始点月理纬度Cti和月心距Rfl5km，其中&为引入测距处当地区域的平均月球半径；取该区域的统计平均值作为平均月球半径。动力下降初始至引入测距敏感器测量值前，受外测敏感器精度及量程限制，探测器通常基于初始地面注入的位置和速度，采用陀螺、加速度计等惯导设备进行轨道外推实现导航。当探测器降低至距月面一定高度后，引入测距敏感器测量值对惯导外推的导航结果进行修正。
[0058]确定动力下降初始点月理纬度Φ?:根据标称航程对应的月心角θ(θ =S/1737.4km)、标称轨道倾角(i)、着陆点标称纬度(Φ)即可确定动力下降初始点目标纬度Φ i。
[0059]确定动力下降初始点月心距(探测器至月球中心的距离)RL+15km:
[0060]步骤101、确定影响动力下降航程的因素:
[0061]a)动力下降初始探测器标称质量及偏差；
[0062]b)动力下降主减速阶段标称常推力、比冲及偏差；
[0063]c)基于标称动力下降当圈轨道外推的航迹下经纬度(基于IAU2007的平轴系)，查找等间隔时间的高程数据(相对于月球平均半径1737.4km)。
[0064]步骤102、基于步骤101确定的影响因素，选择满足国内深空测控站(佳木斯、喀什)开始共视以后的第2次经过升交点的圈次作为动力下降当圈，从而根据目标月理纬度，确定动力下降初始点月理经纬度，转换为月心J2000坐标系下位置和速度作为轨道初值，进行动力下降打靶仿真，获取动力下降过程标称航程S及偏差值δ (3σ);
[0065]对于首组动力下降初始目标月心距，可以针对目标着陆区整个范围的地形，查找月表DEM数字地形图，进行高程统计，求取平均高程值作为Iktl，初始点月心距初值即为Rlo+15km = hL0+1737.4km+15km。
[0066]步骤103、基于所述标称航程S及偏差值δ (3 σ)，计算引入测距处的纬度均值Φκ和偏差δ E(3 σ ),计算最低纟韦度Lamin = φκ- δ R及其对应经度Lomin,计算最闻纟韦度Lamax =ΦΕ+δΕ及其对应经度Lomax。由于不同月球动力下降任务系统配置、任务程序、探测器重量等存在差异，因此动力下降制导、导航和控制算法不尽相同，对于不同着陆任务需要进行针对性的仿真，该仿真过程为现有技术，因此不对其作详细说明。
[0067]步骤104、在月表 DEM 数字地形图上选取(Lamin，Lomin_k)，(Lamin, Lomin+k)，(Lamax,Lomax_k)，(Lafflax, Lofflax+k)四个点所包围的封闭区域进行高程统计，求取平均高程值作为
获得动力下降初始点月心距为&+15km = hL+1737.4km+15km ;其中，k为地面测控系统对月理经度的预报精度。
[0068]步骤二:在近月制动后至环月降轨前，以着陆至指定区域并保证安全着陆为限制条件，优化动力下降初始点的月理纬度Ai和月心距&+151^，并将优化的结果带入步骤三； [0069]该步骤的具体过程为:
[0070](I)在探测器完成近月制动后，以步骤一确定的动力下降初始点月理纬度Cti和月心距&+15km为目标初值，计算第一个时间周期T(该时间周期T选为I天)的环月降轨参数(包括点火时刻，点火方向和点火时间)，并将其定义为当前环月降轨参数；
[0071](2)从第二个时间周期T开始至环月降轨前，在每个时间周期T内，均执行如下操作:
[0072]步骤201、获取当前时间周期的轨道数据，然后结合当前环月降轨参数，将轨道外推至动力下降当圈近月点，获取探测器在月心J2000惯性系的位置和速度、以及从动力下降当圈近月点后继续轨道外推后获取的一定时间(时间根据动力下降最大时间包络确定)内的动力下降航迹下经纬度。
[0073]近月点月心J2000惯性系下的位置和速度为动力下降过程仿真的初始输入参数，动力下降航迹下经纬度用于获取动力下降仿真所使用的航迹下月表高程值。
[0074]轨道外推至少包括地球引力、太阳引力和月球引力，月球引力模型采用LP165P，阶数不小于80阶。
[0075]步骤202、基于预报的动力下降航迹下经纬度，查找月表DEM数字地形图获取航迹下地形高程数据，并基于所述位置和速度进行动力下降过程仿真，判断探测器是否能着陆至指定着陆区一定纬度($d±a)范围内并保证安全着陆；其中，α为着陆区纬度允许范围。若无法达到上述着陆的要求，则进入步骤203，否则进入步骤205。
[0076]步骤203、调整动力下降初始点纬度(近月点纬度)和月心距。
[0077]对于初始点纬度:根据动力下降仿真的落点纬度进行调整。设仿真的落点纬度均值为tK，则将初始点目标纬度Φ?更新为Φ?+Φ^τΦρ
[0078]对于初始点月心距:首先需重新确定引入测距处的纬度均值_和偏差δΕnew (3 0 )，在月表DEM数子地形图上对(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)四个点
所包围的封闭区域进行高程统计，求平均高程值hf，则更新后的& = hL new+1737.4km，其中，k_new为更新的轨道预报精度，由于距离真正动力下降时刻逐渐趋近，对应轨道预报精度会不断提高。则更新后的动力下降初始点月心距为&+15km。
[0079]步骤204、以更新后的Φ i和Rfl5km作为动力下降点目标值，计算环月降轨参数并将其作为当前环月降轨参数，然后返回步骤201再次进行动力下降过程仿真，判断探测器是否能着陆至指定着陆区一定纬度范围内(0d±a)并保证安全着陆。
[0080]步骤205、停止计算，将当前优化得到的月理纬度Cti和月心距Rfl5km作为下一时间周期T的环月降轨参数。
[0081](3)将最后一个时间周期T优化得到的月理纬度Cti和月心距&+151^1带入步骤
_- O
[0082]所述步骤二中环月降轨参数计算为:
[0083]S2.1设定参量的初值。
[0084]I)设定用于环月轨道外推的时刻Ttl,在Ttl时刻月心J2000惯性坐标系下的瞬时轨
道参数()。
[0085]时刻Ttl和(.V.'设置的原理是:
[0086]时刻Ttl和()是地面测控系统在轨道动力学外推的基础上，基于地面测
距、测速和测角信息确定，其精度较单纯依靠动力学外推计算精度。由于变轨参数计算和复核需要一定时间，只能在相对于变轨点火时刻前一定时间获取精度较高的轨道参数(时刻
Ttl和(?ζ,Ι )),在Ttl时刻后的轨道参数通过轨道外推确定，来计算轨控参数(包括点火
时刻、速度增量、点火姿态等)，实现轨控参数的提前注入和确认。
[0087]2) 100 X IOOkm环月降轨脉冲点火时刻Ti距时刻Ttl的时间间隔Λ I；。
[0088]可根据环月降轨开始至动力下降当圈近月点时间内，月球引力对轨道近月点月理纬度的影响，确定初值,使初值偏差尽可能减小,缩短后续迭代计算时间。
[0089]选择八^初值的方法可为:根据着陆点标称月理纬度、倾角和动力下降过程标称航程，确定动力下降初始点月理纬度初值Φ。，以与动力下降目标点对面位置(相位相差180度)作为变轨点，其月理纬度为-钓，选择环月降轨当天国内站测控弧段大于4h小于8h中的某圈进行环月降轨，根据月理纬度确定点火时刻Ti初值，沿Ti时刻速度反方向增加固定大小的速度增量(使控后轨道近月点达到15km)进行环月降轨，再轨道外推至动力下降当圈近月点，计算对应月理纬度与Φο之差(Λ Φ)，再调整环月降轨点月理纬度(K =Φ0-Δ Φ,计算对应的环月降轨轨点时刻Ti，并将Ti与Ttl之间的差值作为最终的初值Λ Τ。。
[0090]3)环月降轨点火速度增量(AVtl)，其在月心J2000惯性坐标系下的分量为[AVxtl,AVy0, AVz0]。
[0091]设置速度增量(AVtl)的原理为:通过变轨，从环月初始圆轨道(如轨道高度为IOOkm~200km)变轨为近月点在着陆区附近的椭圆轨道(如近月点高度约15km)，满足动力下降初始高度、速度、弧段要求。
[0092]4) 100X 15km轨道飞行周期数Ντ。
[0093]设置周期数Nt的原理为:探测器在环月降轨后至动力下降初始时刻需经历一定较长时间(通常在I天以上)，以满足充电和测定轨的需求，而探测器环月降轨后轨道的运行周期通常约2h，而计算环月降轨时刻时通常调整范围小于I个轨道周期，为便于计算环月降轨后至动力下降初始时刻的时间，设环月降轨后第一次到达近月点的时刻开始，以后每经过I次近月点周期数增加1，直至动力下降当圈近月点，即后续步骤中出现Nt加一的情况。[0094]5)月球平均半径
[0095]S2.2基于轨道外推原理，计算对应近月点高度h和月理纬度Φ。
[0096]从时刻Ttl开始，在月心J2000惯性坐标系下根据所述(兑,V,)将轨道外推至Ti时刻；
[0097]在Ti时刻利用中心天体为月球的二体轨道力学模型计算Ti时刻对应的瞬时轨道
参数()，在上述计算时先将点火速度方向变换到月心J2000惯性坐标系下，然后再
计算变轨后瞬时轨道参数。根据该瞬时轨道参数外推Nt周期后的近月点瞬时轨道根数，计算对应近月点高度h和月理纬度Φ (纬度为基于星历DE421的主轴坐标系)，其中近月点高度相对于月球平均半径1737.4km。
[0098]轨道外推原理为现有技术，在此对其简单说明:
[0099]具体外推时采用公式⑴，(2)计算。
【权利要求】
1.一种基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，软着陆过程包括近月制动阶段、环月降轨阶段以及动力下降阶段；其特征在于，该方法的具体过程为: 步骤一:设定动力下降初始点月理纬度fi和月心距1+151^，其中&为引入测距处当地一定区域的平均月球半径； 步骤二:在近月制动后至环月降轨前，以着陆至指定区域并保证安全着陆为限制条件，优化动力下降初始点的月理纬度Φ?和月心距Rfl5km，并将优化的结果带入步骤三； 步骤三:环月降轨后至动力下降前，若判定月心距偏差或/且月理纬度偏离大于设计允许的最大包络，按照步骤二的方式优化动力下降初始点的月理纬度<Pi和月心距&+151^1，直至月心距偏差和月理纬度偏离均在设计允许的最大包络内，此时将动力下降当天优化得到的月理纬度_和月心距&+15km作为动力下降阶段的初始参数。
2.根据权利要求1所述基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，其特征在于，所述步骤二的具体过程为: (1)在探测器完成近月制动后，以步骤一确定的动力下降初始点月理纬度fi和月心距RL+15km为目标初值，计算第一个时间周期T的环月降轨参数，并将其定义为当前环月降轨参数，其中所述时间周期T为一天； (2)从第二个时 间周期T开始至环月降轨前，在每个时间周期T内，均执行如下操作: 步骤201、获取当前时间周期的轨道数据，然后结合当前环月降轨参数，将轨道外推至动力下降当圈近月点，获取探测器在月心J2000惯性系的位置和速度、以及从动力下降当圈近月点后继续轨道外推后获取的设定时间内的动力下降航迹下经纬度； 步骤202、基于动力下降航迹下经纬度，查找月表DEM数字地形图获取航迹下地形高程数据，并基于所述位置和速度进行动力下降过程仿真，判断探测器是否能着陆至指定着陆区一定纬度(φ<?±α)范围内并保证安全着陆；其中,α为着陆区纬度允许范围。若无法达到上述着陆的要求，则进入步骤203，否则进入步骤205 ； 步骤203、更新初始点月理纬度和月心距； 步骤204、以更新后的奶和&+15km作为动力下降点目标值，计算环月降轨参数并将其作为当前环月降轨参数，然后返回步骤201 ； 步骤205、停止计算，将当前优化得到的月理纬度q>i和月心距&+151^1作为下一时间周期T的环月降轨参数； (3)将最后一个时间周期T优化得到的月理纬度啊和月心距Rfl5km带入步骤三。
3.根据权利要求2所述基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，其特征在于，所述步骤203更新初始点月理纬度和月心距为: 对于初始点月理纬度的更新:根据动力下降仿真的落点纬度进行调整，设仿真的落点纬度均值为Cpll，则将初始点月理纬度,更新为f1- ( Cpa-Cpd )。 对于初始点月心距的更新:首先需重新确定引入测距处的纬度均值cPR ?W和偏差δΕnew,在月表DEM数字地形图上对((，LOm1.n^^mnew )，( Lomax'碍new， Loffiax-1c_jiaw )， (Lflraax-CpR—nCW+5^
new 5 LotmK+kJCW)四点连线所包围的封闭区域进行高程统计，求平均高程值K nOT，则更新后的& = hL new+1737.4km，其中，Lomin为初始最低纬度对应的经度，Lofflax为初始最高纬度对应的经度，k_new为更新的轨道预报精度，则更新后的动力下降初始点月心距为&+15km。
4.根据权利要求3所述基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，其特征在于，步骤一月心距的设定采用如下过程进行: 步骤101、确定影响动力下降航程的因素: a)动力下降初始探测器标称质量及偏差； b)动力下降主减速阶段标称常推力、比冲及偏差； c)基于标称动力下降当圈轨道外推的航迹下经纬度，查找等间隔时间的高程数据； 步骤102、基于步骤101确定的影响因素，进行动力下降打靶仿真，获取动力下降过程标称航程S及偏差值δ ； 步骤103、基于所述标称航程S及偏差值δ，计算引入测距处的月理纬度均值φ?和偏差δ R,计算最低讳度Lam?,=(pR-SR及其对应经度Lomin,计算最尚讳度及其对应经度Lomax ； 步骤 104、在月表 DEM 数字地形图上选取(Lamin, Lomin-k)，(Lamin, Lomin+k)，(Lamax，Lomax_k)，(Lafflax, Lofflax+k)四点连线所包围的封闭区域进行高程统计，求取平均高程值作为K，获得动力下降初始点月心距为Rjl5km = hL+1737.4km+15km ;其中，k为地面测控系统对月理经度的预报精度。
5.根据权利要求3所述基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，其特征在于，所述步骤二中环月降轨参数计算为: 获取目标近月点高度hp与计算的近月点高度h之间的差量Λ h，获取目标近月点月理纬度ft?与计算的月理纬度φ之间的差量Λφ ;并以Ah和Δφ小于设定阈值为目标，通过迭代优化获取环月降轨参数，所述参数包括开始点火时刻Tib,点火速度增量△ Vf和点火方向AF0 /UfJ
6.根据权利要求5所述基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，其特征在于，所述环月降轨参数计算的具体过程为: S2.1设定参量:用于环月轨道外推的时刻Ttl，在Ttl时刻月心J2000惯性坐标系下的瞬时轨道参数()，环月降轨脉冲点火时刻!\距时刻Ttl的时间间隔ATtl，环月降轨点火速度增量Δξ=[Δνχ0? AVy0, ΔΥζο]?轨道飞行周期数Nt ; S2.2从时刻T0开始，在月心J2000惯性坐标系下根据所述(RllSfl.)将轨道外推至T1时刻，计算Ti时刻对应的瞬时轨道参数(Rp, %、 将所述()外推Nt周期后计算对应近月点高度h和月理纬度φ ； S2.3判断I AhlC0.1km、|Δφ<0.Ι°且深空测控站可视探测器的累计时间达到预设量是否都成立，若是则将当前的ATc^P Λ Vxtl作为脉冲点火环月降轨参数，进入S2.5，若否则进入S2.4，其中Ah = h-hp, Δφ=φ-φρ, hp为目标近月点高度，%为目标近月点月理纬度；S2.4令乂值加一，以hp、fP为目标量，并采用微分校正法进行迭代计算，计算AT。的迭代量At，点火速度增量八^^的迭代量Δ9;然后更新AT0=更新AV0 = Δ￥0 + Δν,返回 S2.2 ; S2.5、设置点火时间长度初值为ATftl ； S2.6、根据S2.3得到的ATtl确定脉冲点火时刻Ti,并将其作为有限推力点火时间区间的中间时刻；从时刻Ttl开始，在月心J2000惯性坐标系下根据所述)将轨道外推至时刻Tib = 1\-1/2 Λ Tftl，计算至该时刻对应的瞬时轨道参数(Upb );基于所述(H )计算点火过程的轨道参数至时刻Tie = Ti+1/2 Δ Tf0得到对应的瞬时轨道参数(H )}其中点火过程中点火方向为根据所述S2.3计算的AVxtl所确定的方向，并将所述(H )外推Nt周期后计算对应近月点高度h和月理纬度(p ； S2.7判断I Ah|<0.lkm、|A(p|<0.1。且深空测控站可视探测器的累计时间达到预设量是否都成立，若是则将 当前的Tib和Λ Tf0作为有限推力点火环月降轨参数，进入S2.9，若否则进入 S2.8，其中 Ah = h-hp, Δφ=φ-φρ； S2.8令nt值加一，以hp、φΡ为目标量，采用微分校正法进行迭代计算，计算点火时间Δ Tf0 的迭代量 Δ tf，更新 ATf0 = Δ Tf0+ Δ tf，进而更新 Tib = Trl/2 A Tf0,返回 S2.6 ; S2.9根据计算的ATftl计算点火速度增量Λ Vf，获得最终的环月降轨参数包括:Tib、Avf ^av0/Iav0
Iο
7.根据权利要求1所述基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，其特征在于，所述步骤三在判定月心距偏差和月理纬度偏离均在设计允许的最大包络内时，在环月降轨后至动力下降前微调动力下降初始点月理纬度来确定动力下降初始点点火时刻，注入器上自主执行。
8.根据权利要求3所述基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，其特征在于，所述步骤三还根据环月降轨后的定轨结果预报动力下降当圈近月点在月心J2000惯性坐标系下的位置和速度，通过查找月表DEM数字地形图更新航迹下经纬度和对应高程数据；并根据环月降轨前确定的引入测距处平均月心距进行动力下降打靶仿真，判断探测器是否能着陆至指定着陆区一定纬度((pd±a)范围内并保证安全着陆，若无法达到上述着陆的要求，则采用步骤203的方法调整动力下降初始点纬度及相应月心J2000惯性系下的位置和速度。
【文档编号】G05B17/02GK104020678SQ201410220623
【公开日】2014年9月3日 申请日期:2014年5月23日 优先权日:2014年5月23日
【发明者】董捷, 马继楠, 吴学英, 张熇, 孙泽洲, 李飞 申请人:北京空间飞行器总体设计部