CN103592632A - 一种适用于月球着陆过程的测距测速波束指向确定方法 - Google Patents

Abstract

一种适用于月球着陆过程的测距测速波束指向确定方法。适用于航天探测器地外天体着陆过程。通过合理设置测距波束的数量和指向，在不使用旋转装置的条件下确保了在着陆全程提供有效的距离信息和速度信息，并使得部分测速波束在故障情况下可以相互备份。有效的提高了系统的可靠性。

Description

一种适用于月球着陆过程的测距测速波束指向确定方法

技术领域

本发明涉及一种适用于月球着陆过程的测距测速波束指向确定方法，适用于航天探测器月球着陆过程的测距测速波束的指向设计。

背景技术

月球着陆探测器受限于重量、体积和功耗约束，只能装配一个着陆制动发动机。同时受动力学与运动学规律支配及燃料优化的需求，着陆探测器在月球软着陆过程中姿态需要翻滚约90度，即着陆开始时刻制动发动机的推力方向与当地重力垂线近似垂直，着陆末期，发动机的推力方向与当地重力方向近似平行。

为了完成软着陆任务，探测器必须配置测距和测速敏感器以获取相对月面的距离和运动速度信息。软着陆任务需要测距和测速敏感器在探测器姿态翻转前后都需要向探测器提供测量信息。测距测速敏感器是依靠发射电磁波（如激光和微波）至月面并接受回波信号才能够处理出距离和速度信息，这就要求测距测速的波束在着陆过程中都能够指向月面。在之前国外类似型号中，往往是采用旋转装置来根据探测器姿态调整波束的指向，保证波束在着陆过程中都可以指向月面。这种方式由于采用了机械旋转装置，可靠性差；同时需增加旋转部件，带来了额外的重量、体积与功耗开销。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种着陆测距测速波束指向确定方法，可以避免旋转装置的使用，有效的提高了系统可靠性，同时达到缩减重量、功耗和体积的目的。

本发明的技术方案是：一种适用于月球着陆过程的测距测速波束指向确定方法，步骤如下：

1）设置测距波束L1，并在探测器着陆初期时由探测器将测距波束L1指向月面，用于在着陆初期向探测器提供距离信息；设置测距波束L2，并在探测器着陆末期时由探测器将测距波束L2指向月面，用于在着陆末期向探测器提供距离信息；其中测距波束L1、测距波束L2之间夹角约为90度，以适应探测器在着陆过程中的姿态翻转。

2）设置三个测速波束，分别记为测速波束V1、测速波束V2、测速波束V3，用于全程提供探测器相对月面的速度信息；所述测速波束V1、测速波束V2、测速波束V3均不在同一平面内；测速波束V1在测距波束L1和测距波束L2确定的平面内，且测速波束V1与测距波束L1、测距波束L2的夹角均为锐角；测速波束V2和测速波束V3相对于着陆轨道面对称；测速波束V2与测距波束L1、测距波束L2的夹角均为锐角；测速波束V3与测距波束L1、测距波束L2的夹角均为锐角。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1）利用两个测距波束，保证了在探测器姿态翻转前后都有测距波束指向月面，进而保证了探测器姿态翻转前后都有测距信息可以使用，不需要使用旋转机构。

2）V2和V3相对于着陆轨道面对称，保证了波束V2和波束V3的测量值是基本一致的。利用此特性，在波束V3（或波束V2）单一波束故障时，仅利用波束V1和波束V2（或波束V3）的测量信息就可以获取探测器的速度估计。

3）V1在L1和L2确定的平面内，且与L1的夹角为锐角，与L2的夹角也为锐角。V2与L1的夹角为锐角，与L2的夹角也为锐角。V3与L1的夹角为锐角，与L2的夹角也为锐角。保证了探测器姿态翻转前后三个测速波束都可以指向月面，能够提供3个测速信息供探测器使用。不需要增加旋转机构。同时V1、V2和V3不共面，保证了测速信息的完备性。

附图说明

图1为波束构型示意图。

图2为探测器坐标系及着陆过程姿态翻转示意图。

图3动力下降段高度仿真曲线。

图4动力下降段全程俯仰姿态角仿真曲线。

图5动力下降段测距波束L1作用距离仿真曲线。

图6动力下降段测速波束L2作用距离仿真曲线。

图7动力下降段测速波束V1作用距离仿真曲线。

图8动力下降段测速波束V2作用距离仿真曲线。

图9动力下降段测速波束V3作用距离仿真曲线。

图10动力下降段测速波束V1方向速度仿真曲线。

图11动力下降段测速波束V2方向速度仿真曲线。

图12动力下降段测速波束V3方向速度仿真曲线。

具体实施方式

1）根据探测器着陆过程的姿态变化规律对探测器的本体坐标系进行如下定义：探测器本体坐标系定义如图2所示：-X指向探测器的制动发动机的推力方向，该方向同时是着陆后期探测器的对月面方向，-Z指向着陆初期探测器的对月面方向，Y轴指向与X、Z构成直角坐标系，且X、Y、Z满足右手定则。探测器在着陆过程中，随着高度的降低（典型的着陆过程高度变化情况如图3所示），探测器的姿态也会发生变化，表现为-X轴与重力方向夹角从约90度渐变为0度，如图4所示。

2）设置第1个测距波束L1指向探测器-Z方向，可以保证在着陆初期向探测器提供距离信息。设置第2个测距波束L2指向探测器-X方向，可以保证在着陆末期向探测器提供距离信息。其中测距波束L1、测距波束L2之间夹角约为90度，以适应探测器在着陆过程中的姿态翻转。

3）设置3个测速波束V1、测速波束V2和测速波束V3，且3个测速波束不共面。3个波束不共面可以保证3个测速波束能够提供空间三维的测速信息。

4）其中测速波束V1在测距波束L1和测距波束L2确定的平面内，也就是在着陆轨道面内。这样可以保证探测器在同一高度时，测速波束V1距月面的距离H1最短，可以有效的节约产品功率，参见图1。

5）测速波束V1与测距波束L1的夹角为锐角，与测距波束L2的夹角也为锐角。这样可以保证在着陆初期和着陆后期测速波束V1都可以指向月面，参见图2。具体的角度值应根据测速敏感器的作用距离能力进行优化设计，应保证在探测器需要引入测速信息时，该角度值能够保证测速波束V1至月面的距离在测速敏感器的作用距离能力内。如典型的V1与测距波束L1的夹角为43°V1与测距波束L2的夹角为37°。

6）测速波束V2和测速波束V3的设置应保证这两个波束相对于着陆轨道面对称，也就是相对于测距波束L1、测距波束L2和测速波束V1所在的平面对称。因为探测器在着陆过程中运动轨迹位于在轨道面内，对称性就保证了在探测器着陆过程中测速波束V2和测速波束V3输出的速度信息基本一致，在应急情况（如测速波束V2故障无输出信息,或测速波束V3故障无输出信息）下，可以用另一个波束的输出信息对另一个波束信息进行备份（用测速波束V3的信息当作测速波束V2的信息使用，或用测速波束V2的信息当作测速波束V3的信息使用）。

7）设置测速波束V2与测距波束L1的夹角为锐角，与测距波束L2的夹角也为锐角。理由同步骤4）。一种典型的取值测速波束V2与测距波束L1的夹角为69.42°，测速波束V2与测距波束L2的夹角为25.67°，测速波束V2与探测器+Y轴的夹角为75.33°。

8）设置测速波束V3与测距波束L1的夹角为锐角，与测距波束L2的夹角也为锐角。理由同步骤4）。一种典型的取值测速波束V3与测距波束L1的夹角为69.42°，测速波束V3与探测器-Y轴的夹角为75.33°。

9）按照上述设计对着陆过程中测距波束L1和测距波束L2的距离信息进行仿真，得到着陆过程中测距波束L1的距离和测距波束L2的距离变化分别如图5和图6所示。可以看到，在着陆的前400s，测距波束L1平滑的提供探测器距月面的距离信息，400s后，测距波束L2平滑的提供探测器距月面的距离信息。测距波束L1和测距波束L2的信息结合，在不配置旋转机构的情况下，也可以从着陆初期到着陆末期全程提供探测器距月面的距离信息。

10）按照上述设计对着陆过程中测速波束V1、测速波束V2和测速波束V3的距离及速度信息进行仿真，如图7～图12所示。可以看到，不配置旋转机构的情况下，测速波束V1、测速波束V2和测速波束V3可以全程提供探测器相对月面的速度信息，且测速波束V2和测速波束V3的输出信息基本一致。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (1)

1.一种适用于月球着陆过程的测距测速波束指向确定方法，其特征在于步骤如下：

1）设置测距波束L1，并在探测器着陆初期时由探测器将测距波束L1指向月面，用于在着陆初期向探测器提供距离信息；设置测距波束L2，并在探测器着陆末期时由探测器将测距波束L2指向月面，用于在着陆末期向探测器提供距离信息；其中测距波束L1、测距波束L2之间夹角约为90度，以适应探测器在着陆过程中的姿态翻转。

2）设置三个测速波束，分别记为测速波束V1、测速波束V2、测速波束V3，用于全程提供探测器相对月面的速度信息；所述测速波束V1、测速波束V2、测速波束V3均不在同一平面内；测速波束V1在测距波束L1和测距波束L2确定的平面内，且测速波束V1与测距波束L1、测距波束L2的夹角均为锐角；测速波束V2和测速波束V3相对于着陆轨道面对称；测速波束V2与测距波束L1、测距波束L2的夹角均为锐角；测速波束V3与测距波束L1、测距波束L2的夹角均为锐角。

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