[發明專利]一種深空探測器動力下降初始關鍵參數優化方法

有效

• 申請號: 201410220160.7
• 申請日: 2014-05-23
• 公開（公告）號: CN104035333A
• 公開（公告）日: 2014-09-10
• 發明（設計）人: 董捷;周文艷;馬繼楠;楊眉;吳學英;張熇;孫澤洲
• 申請（專利權）人: 北京空間飛行器總體設計部
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 北京理工大學專利中心 11120
• 代理人: 李愛英;楊志兵

技術領域

本發明涉及月球探測技術領域，具體涉及一種深空探測器動力下降初始關鍵參數優化方法。

背景技術

目前的月球軟著陸探測任務，從飛行程序上都是探測器經歷近月制動后，先進入環月圓軌道，軌道高度通常為100km～200km，運行若干周期后，通過環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。在探測器發動機推力和比沖、探測器質量和器上制導律一定的情況下，探測器動力下降過程的月心角是相對固定的，因此為實現在月面指定區域著陸，動力下降初始點月理緯度需滿足處于一定范圍內。

通常動力下降初始點選擇在近月點，該點運行軌道高度最低，速度都集中在切線方向以此作為標稱狀態開展系統設計，任務過程盡可能達到該設計狀態。因此實際任務過程中動力下降初始點越接近近月點，越有利于保證動力下降過程制導過程平穩，航程接近標稱設計狀態，使探測器著陸在指定著陸區內。但探測器進入近月點高度約為15km的橢圓軌道運行一定時間后，由于月球攝動的影響，軌道偏心率和近月點緯度會發生變化，造成運行至預定動力下降點月理緯度時，已不是近月點，同時對應預定緯度的軌道高度也將偏離要求高度，且隨著飛行時間的增加，近月點緯度和高度的偏差逐漸增大。若軌道高度偏差較大，除不能滿足著陸至指定著陸區外，受月面地形(最高山峰為10km)影響，當軌道高度偏低時還存在撞月的安全性風險。為了減小軌道偏差，一種可行的方法是在近月點高度約為15km的橢圓軌道運行較短時間，使軌道高度和幅角變化在允許誤差范圍內。這樣在變軌至近月點高度為15km的軌道后，沒有較多的時間應對變軌故障、實現充電功率平衡、完成敏感器的測試等任務，將為動力下降過程帶來風險。若在該橢圓軌道運行較長時間，必須要考慮進行軌道修正，如前蘇聯Luna系列月球探測器就是進行了第二次變軌來修正近月點高度和近月點緯度。

對于軌道修正，由于軌道近月點在月球正面才能著陸在月球正面區域，通常需要在月球背面進行變軌。受月球本體遮擋，變軌過程通常在無地面測控弧段區域，在器上系統故障情況(如發動機未及時關閉、推進系統壓力增大等)，地面無法及時干預，存在安全性風險。而且變軌過程器上功率能源有較大消耗，需后續環月過程進行充電，在一定程度上影響系統的可靠性及后續任務的快速實施。因此從系統可靠性角度考慮，環月降軌次數越少越有利。希望能通過一次環月降軌，使探測器運行至動力下降初始月理緯度時正好處于近月點，且高度、速度、測控弧段等條件滿足要求。

為了解決上述問題，需要設計一種有效的解決方法。

發明內容

本發明的目的是為了克服現有技術的不足，提出了一種深空探測器動力下降初始關鍵參數優化方法，利用該方法能夠得到一次環月降軌的參數，使深空探測器到達動力下降初始點時，月理緯度、高度、速度、測控弧段等關鍵參數滿足任務要求。

本發明的技術解決方案是：

一種深空探測器動力下降初始關鍵參數優化方法，具體步驟為：

獲取目標近月點高度h_p與計算的近月點高度h之間的差量Δh，獲取目標近月點月理緯度φ_p與計算的月理緯度φ之間的差量Δφ；并以Δh和Δφ小于設定閾值為目標，通過迭代優化獲取深空探測器動力下降初始關鍵參數，所述參數包括開始點火時刻T_ib，點火速度增量ΔV_f和點火方向

進一步地，本發明的具體過程為：

步驟一、設定參量：用于環月軌道外推的時刻T₀，在T₀時刻月心J2000慣性坐標系下的瞬時軌道參數()，環月降軌脈沖點火時刻T_i距時刻T₀的時間間隔ΔT₀，環月降軌點火速度增量軌道飛行周期數N_T；

步驟二、從時刻T₀開始，在月心J2000慣性坐標系下根據所述()將軌道外推至T_i時刻，計算T_i時刻對應的瞬時軌道參數()；將所述()外推N_T周期后計算對應近月點高度h和月理緯度φ；