CN108594802B - 探测器目标着陆区域确定及避障制导方法与装置 - Google Patents

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CN108594802B CN201810168097.5A CN201810168097A CN108594802B CN 108594802 B CN108594802 B CN 108594802B CN 201810168097 A CN201810168097 A CN 201810168097A CN 108594802 B CN108594802 B CN 108594802B
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Abstract

本发明提供一种探测器目标着陆区域确定及避障制导方法与装置，属于航天器制导、导航与控制技术领域。所述方法包括：当探测器转入动力下降过程时，获取天体表面着陆区域图像，并判断所述探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角是否在预设范围内；若是，则根据所述探测器的速度方向，将所述着陆区域图像划分成两个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；若否，则以所述着陆区域图像的几何中心为中心，将所述着陆区域图像划分成四个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域。本发明既实现了初步避障制导，又避免了背罩等抛弃物在动力下降过程中对探测器的干扰、碰撞等影响，显著减少了动力减速过程中的推进剂消耗。

Description

探测器目标着陆区域确定及避障制导方法与装置
技术领域
本发明涉及一种探测器目标着陆区域确定方法、装置及避障制导方法与装置，属于航天器制导、导航与控制技术领域。
背景技术
天体探测器在着陆时，需要规避天体表面障碍物，目前常规避障方法包括：通过探测器上配置的光学相机采集天体表面图像，根据图像信息确定天体表面安全着落点，实现对障碍物的避让，例如，嫦娥系列月球软着陆动力下降过程采用上述方法进行避障。
随着航天技术的发展，人类对火星的探索研究需求日益强烈，相比月球环境，火星表面具有大气层，因而探测器通常采用伞降的方式进行减速，当速度降低到一定程度时，会抛掉伞和背罩，转入动力下降过程。
现有避障方法无法规避伞和背罩等抛弃物可能对探测器造成的影响。
发明内容
本技术发明的解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种探测器目标着陆区域确定及避障制导方法与装置，既实现了初步避障制导，又避免了背罩等抛弃物在动力下降过程中对探测器的干扰、碰撞等影响，显著减少了动力减速过程中的推进剂消耗。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种探测器目标着陆区域确定方法，包括：
当探测器转入动力下降过程时，获取天体表面着陆区域图像，并判断所述探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角是否在预设范围内；
若是，则根据所述探测器的速度方向，将所述着陆区域图像划分成两个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；
若否，则以所述着陆区域图像的几何中心为中心，将所述着陆区域图像划分成四个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域。
一种探测器避障制导方法，包括：
当探测器转入动力下降过程时，获取天体表面着陆区域图像，并判断所述探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角是否在预设范围内；
若是，则根据所述探测器的速度方向，将所述着陆区域图像划分成两个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；
若否，则以所述着陆区域图像的几何中心为中心，将所述着陆区域图像划分成四个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；
根据预设的偏置角、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机开机时间，所述偏置角为发动机推力与所述探测器的速度反方向之间的夹角；
根据所述目标着陆区域及所述的偏置角，确定发动机常推力方向；
根据所述发动机开机时间及发动机常推力方向，发送发动机常推力开机指令以控制发动机进入常推力工作模式实现避障制导。
在一可选实施例中，所述发送发动机常推力开机指令以控制发动机进入常推力工作模式实现避障制导之后，还包括：
获取所述目标着陆区域的图像，并根据所述目标着陆区域的图像确定当前安全着陆点位置；
根据所述当前安全着陆点位置、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机变推力大小和方向，以使所述发动机进入变推力工作模式实现变推力制导。
在一可选实施例中，所述状态信息包括重力加速度、高度及速度，所述根据预设的偏置角、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机开机时间，包括：
根据式(1)，确定发动机开机后探测器在当地垂向方向上的加速度大小atmp；
根据式(2)，确定发动机开机时的垂向速度vtmp；
根据式(3)，确定发动机开机时间tstart；
Figure BDA0001585039480000031
Figure BDA0001585039480000032
Figure BDA0001585039480000033
其中，Fmax为发动机最大推力，θmax为偏置角，m0为探测器的初始质量，h0为探测器的初始高度，hf为探测器的目标高度，dh0为探测器的初始垂向速度，g为重力加速度，θ为探测器的初始速度与当地垂向夹角。
在一可选实施例中，所述根据所述目标着陆区域及所述的偏置角，确定发动机常推力方向，包括：
确定所述目标着陆区域的方向矢量；
根据所述探测器的速度方向及所述偏置角，确定发动机常推力偏置方向；
根据所述目标着陆区域的方向矢量及发动机常推力偏置方向，确定发动机常推力方向。
在一可选实施例中，所述根据所述目标着陆区域的图像确定当前安全着陆点位置，包括：
根据所述目标着陆区域的图像，确定安全着陆点方向；
根据所述安全着陆点方向计算所述目标着陆区域图像的成像时刻对应的安全着陆点位置；
根据天体自转角速度及所述成像时刻对应的安全着陆点位置，计算当前时刻安全着陆点的位置。
在一可选实施例中，所述状态信息包括重力加速度、高度及速度，根据所述当前安全着陆点位置、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机变推力大小和方向，包括：
根据式(4)，确定发动机制导剩余时间tgo；
根据式(5)，确定发动机变推力F的大小和方向；
Figure BDA0001585039480000041
Figure BDA0001585039480000042
其中：af、vf和hf分别为探测器的目标垂向加速度、目标垂向速度和目标高度，h和dh分别为探测器当前高度和垂向速度，m为探测器的质量，atG、vtG和rtG分别为探测器在制导坐标系下的目标加速度、目标速度和位置，rG＝CGI(rI-rLI)，vG＝CGIvBI，CGI为由惯性坐标系到制导坐标系的转换矩阵，rI为探测器惯性位置矢量，rLI为安全着陆点位置矢量，vBI为探测器相对天体表面的速度矢量。
一种探测器目标着陆区域确定装置，包括：
获取模块，用于当探测器转入动力下降过程时，获取天体表面着陆区域图像；
判断模块，用于判断所述探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角是否在预设范围内；
确定模块，用于若是，则根据所述探测器的速度方向，将所述着陆区域图像划分成两个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；若否，则以所述着陆区域图像的几何中心为中心，将所述着陆区域图像划分成四个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域。
一种探测器避障制导装置，包括：
目标着陆区域确定模块，用于当探测器转入动力下降过程时，获取天体表面着陆区域图像，并判断所述探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角是否在预设范围内；若是，则根据所述探测器的速度方向，将所述着陆区域图像划分成两个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；若否，则以所述着陆区域图像的几何中心为中心，将所述着陆区域图像划分成四个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；
开机时间确定模块，用于根据预设的偏置角、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机开机时间，所述偏置角为发动机推力与所述探测器的速度反方向之间的夹角；
常推力方向确定模块，用于根据所述目标着陆区域及所述的偏置角，确定发动机常推力方向；
指令发送模块，用于根据所述发动机开机时间及发动机常推力方向，发送发动机常推力开机指令以控制发动机进入常推力工作模式实现避障制导。
在一可选实施例中，所述的探测器避障制导装置，还包括：
安全着陆点位置确定模块，用于获取所述目标着陆区域的图像，并根据所述目标着陆区域的图像确定当前安全着陆点位置；
变推力确定模块，用于根据所述当前安全着陆点位置、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机变推力大小和方向，以使所述发动机进入变推力工作模式实现变推力制导。
在一可选实施例中，所述状态信息包括重力加速度、高度及速度，所述开机时间确定模块，用于：
根据式(1)，确定发动机开机后探测器在当地垂向方向上的加速度大小atmp；
根据式(2)，确定发动机开机时的垂向速度vtmp；
根据式(3)，确定发动机开机时间tstart；
Figure BDA0001585039480000061
Figure BDA0001585039480000062
Figure BDA0001585039480000063
其中，Fmax为发动机最大推力，θmax为偏置角，m0为探测器的初始质量，h0为探测器的初始高度，hf为探测器的目标高度，dh0为探测器的初始垂向速度，g为重力加速度，θ为探测器的初始速度与当地垂向夹角。
在一可选实施例中，所述常推力方向确定模块，用于：
确定所述目标着陆区域的方向矢量；
根据所述探测器的速度方向及所述偏置角，确定发动机常推力偏置方向；
根据所述目标着陆区域的方向矢量及发动机常推力偏置方向，确定发动机常推力方向。
在一可选实施例中，所述安全着陆点位置确定模块，用于：
根据所述目标着陆区域的图像，确定安全着陆点方向；
根据所述安全着陆点方向计算所述目标着陆区域图像的成像时刻对应的安全着陆点位置；
根据天体自转角速度及所述成像时刻对应的安全着陆点位置，计算当前时刻安全着陆点的位置。
在一可选实施例中，所述状态信息包括重力加速度、高度及速度，所述变推力确定模块，用于：
根据式(4)，确定发动机制导剩余时间tgo；
根据式(5)，确定发动机变推力F的大小和方向；
Figure BDA0001585039480000071
Figure BDA0001585039480000072
其中：af、vf和hf分别为探测器的目标垂向加速度、目标垂向速度和目标高度，h和dh分别为探测器当前高度和垂向速度，m为探测器的质量，atG、vtG和rtG分别为探测器在制导坐标系下的目标加速度、目标速度和位置，rG＝CGI(rI-rLI)，vG＝CGIvBI，CGI为由惯性坐标系到制导坐标系的转换矩阵，rI为探测器惯性位置矢量，rLI为安全着陆点位置矢量，vBI为探测器相对天体表面的速度矢量。
本发明具有如下有益效果：
(1)本发明实施例提供的探测器目标着陆区域确定方法，通过探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角的大小制定不同的目标着陆区域确定方案，以根据目标着陆区域进行制导，既实现了初步避障制导，又避免了背罩等抛弃物在动力下降过程中对探测器的干扰、碰撞等影响，显著减少了动力减速过程中的推进剂消耗；
(2)通过根据安全着陆点位置进行变推力制导，可以实现精确的避障，进一步提高了规避障碍物的能力。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种探测器目标着陆区域确定方法流程图；
图2为本发明实施例提供的一种探测器避障制导方法流程图；
图3为本发明实施例提供的一种探测器目标着陆区域确定装置结构示意图；
图4为本发明实施例提供的一种探测器避障制导装置结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明：
参见图1，本发明实施例提供了一种探测器目标着陆区域确定方法，包括：
步骤101：当探测器转入动力下降过程时，获取天体表面着陆区域图像，并判断所述探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角是否在预设范围内；
具体地，本发明实施例中，所述天体为具有大气层的天体，如火星；所述探测器为采用伞降方式减速的探测器，当减到预设速度时抛掉伞和背罩等抛弃物，进入动力下降过程，抛弃物抛出时，抛弃物速度方向与探测器速度方向一致；本发明实施例中，可以通过光学相机获取天体表面着陆区域图像；
具体地，本发明实施例中，所述夹角的最大值优选3-7°；可以通过常规图像处理获取探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角；
若是，则进行步骤102：根据所述探测器的速度方向，将所述着陆区域图像划分成两个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；
具体地，本发明实施例中，以速度矢量在图像平面上的投影为分界线，将所述着陆区域图像划分成两个子区域，可以通过常规图像处理手段，确定障碍物多少；
若否，则进行步骤103：以所述着陆区域图像的几何中心为中心，将所述着陆区域图像划分成四个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；
具体地，本发明实施例中，以所述着陆区域图像的像平面几何中心为中心，以沿像素行和列方向为界，将所述着陆区域图像划分成四个子区域；在其他实施例中，还可以根据图像的两条对角线将图像划分成四个子区域，本发明不作限定；本发明实施例提供的探测器目标着陆区域确定方法，通过探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角的大小制定不同的目标着陆区域确定方案，以根据目标着陆区域进行制导，既实现了初步避障制导，又避免了背罩等抛弃物在动力下降过程中对探测器的干扰、碰撞等影响，显著减少了动力减速过程中的推进剂消耗。
本发明实施例还提供了一种探测器避障制导方法，包括：
步骤201：确定目标着陆区域；
具体地，本发明实施例中，采用上述目标着陆区域确定方法实施例确定目标着陆区域，具体描述参见上述方法实施例；
步骤202：根据预设的偏置角、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机开机时间，所述偏置角为发动机推力与所述探测器的速度反方向之间的夹角；
具体地，本发明实施例中，偏置角的大小可以根据需要设置，优选30°，当偏置角为30°时，既能规避抛弃物，又能保证探测器能进行正常减速；所述状态信息可以包括质量、重力加速度、速度、位置等信息；
步骤203：根据所述目标着陆区域，确定发动机常推力方向；
具体地，本发明实施例中，以探测器的速度反方向为常推力的标准方向，常推力方向由标准方向向目标着陆区域方向偏置，偏置的角度为上述预设偏置角；所述根据所述目标着陆区域及所述的偏置角，确定发动机常推力方向，包括：确定所述目标着陆区域的方向矢量；根据所述目标着陆区域的方向矢量及所述偏置角，确定发动机常推力偏置角度及方向；根据所述探测器的速度方向及发动机常推力偏置角度及方向，确定发动机常推力方向。
步骤204：根据所述发动机开机时间及发动机常推力方向，发送发动机常推力开机指令以控制发动机进入常推力工作模式实现避障制导。
本发明实施例提供的探测器避障制导方法，通过探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角的大小制定不同的目标着陆区域确定方案，根据目标着陆区域确定发动机常推力方向，根据预设的偏置角、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息确定开机时间，以控制发动机工作实现制导，既实现了初步避障，又避免了背罩等抛弃物在动力下降过程中对探测器的干扰、碰撞等影响，显著减少了动力减速过程中的推进剂消耗。
进一步地，所述发送发动机常推力开机指令以控制发动机进入常推力工作模式实现避障制导之后，还包括：
步骤301：获取所述目标着陆区域的图像，并根据所述目标着陆区域的图像确定当前安全着陆点位置；
具体地，本发明实施例中可以根据图像处理方法确定安全着陆点位置；
步骤302：根据所述当前安全着陆点位置、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机变推力大小和方向，以使所述发动机进入变推力工作模式实现变推力制导。
通过根据安全着陆点位置进行变推力制导，可以实现精确的避障，进一步提高了规避障碍物的能力。
在一可选实施例中，所述状态信息包括重力加速度、高度及速度，所述根据预设的偏置角、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机开机时间，包括：
根据式(1)，确定探测器在当地垂向方向上的加速度大小atmp；
根据式(2)确定发动机开机时的垂向速度vtmp；
根据式(3)，确定发动机开机时间tstart；
Figure BDA0001585039480000101
Figure BDA0001585039480000102
Figure BDA0001585039480000103
其中，Fmax为发动机最大推力，θmax为偏置角，m0为探测器的初始质量，h0为探测器的初始高度，hf为探测器的目标高度，dh0为探测器的初始垂向速度，g为重力加速度，θ为探测器的初始速度与当地垂向夹角。
在一可选实施例中，所述根据所述目标着陆区域的图像确定当前安全着陆点位置，包括：
根据所述目标着陆区域的图像，确定安全着陆点方向；
根据所述安全着陆点方向计算所述目标着陆区域的图像的成像时刻对应的安全着陆点位置；
根据天体自转角速度及所述成像时刻对应的安全着陆点位置，计算当前时刻安全着陆点的位置。
在一可选实施例中，所述状态信息包括重力加速度、高度及速度，所述根据所述当前安全着陆点位置、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机变推力大小和方向，包括：
根据式(4)，确定发动机制导剩余时间tgo；
根据式(5)，确定发动机变推力F的大小和方向；
Figure BDA0001585039480000111
Figure BDA0001585039480000112
其中：af、vf和hf分别为探测器的目标垂向加速度、目标垂向速度和目标高度，h和dh分别为探测器当前高度和垂向速度，m为探测器的质量，atG、vtG和rtG分别为探测器在制导坐标系下的目标加速度、目标速度和位置，rG＝CGI(rI-rLI)，vG＝CGIvBI，CGI为由惯性坐标系到制导坐标系的转换矩阵，rI为探测器惯性位置矢量，rLI为安全着陆点位置矢量，vBI为探测器相对天体表面的速度矢量。
具体地，本发明实施例中，所述制导坐标系为以着陆点为原点，指向天向为x轴正向，以指向东向为y轴正向，以指向北向为z轴正向的天东北坐标系。
以下为本发明的一具体实施例：
本实施例提供了一种探测器避障制导方法，包括：
第一步，确定目标着陆区域：
利用光学成像敏感器获取着陆区图像信息，根据探测器的惯性位置矢量和速度矢量确定目标着陆区方向矢量；
定义rI为探测器惯性位置矢量，vBI为探测器相对天体表面的速度矢量，ωOrbit为探测器轨道法线方向，Tm0为目标着陆区域方向矢量，Tm01为根据光学图像获取的安全着陆区域方向矢量。
(1)基于探测器惯性位置和速度矢量计算探测器速度方向与当地垂向夹角θ：
Figure BDA0001585039480000121
(2)根据速度方向与当地垂向夹角确定目标着陆区方向矢量：
若θ>5°，则
Figure BDA0001585039480000122
Figure BDA0001585039480000123
否则
Tm0＝Tm01 (9)
第二步，根据所述目标着陆区域，确定发动机常推力方向：
(1)计算发动机开机时间tstart：
根据式(1)，确定探测器在当地垂向方向上的加速度大小atmp；
根据式(2)，确定发动机开机时的垂向速度vtmp；
根据式(3)，确定发动机开机时间tstart；
Figure BDA0001585039480000124
Figure BDA0001585039480000131
Figure BDA0001585039480000132
其中，Fmax为发动机最大推力，θmax为偏置角，m0为探测器的初始质量，h0为探测器的初始高度，hf为探测器的目标高度，dh0为探测器的初始垂向速度，g为重力加速度，θ为探测器的初始速度与当地垂向夹角。
(2)根据所述目标着陆区域，确定发动机常推力方向：
Figure BDA0001585039480000133
Figure BDA0001585039480000134
Tv＝VectorRotation(Tv0,E0,θmax) (12)
其中，Tv0为探测器速度反方向，Tm0为目标着陆区域方向，
Tv＝VectorRotation(Tv0,E0,θmax)表示将矢量Tv0绕E0旋转θmax角得到最终制导常推力方向Tv。
第三步，精避障变推力制导：
(1)确定目标着陆区域图像的成像时刻对应的安全着陆点位置：
定义rLOSI为光学避障敏感器获取的安全着陆点视线方向。根据成像时刻探测器位置rI0和高度h0可计算成像时刻对应的安全着陆点位置rLI0为
Figure BDA0001585039480000135
(2)计算当前时刻安全着陆点的位置：
定义ωmI为天体自转角速度，则自转角速度的方向u为：
Figure BDA0001585039480000141
利用四元数表示的由于天体旋转带来坐标基准变化为：
Figure BDA0001585039480000142
其中Φ＝||ωmI||t，t为与成像时刻的时间间隔，随着天体的旋转，当前安全着陆点位置为：
rLI＝Aq(qm)rLI0 (16)
其中Aq(qm)表示由四元数qm得到的旋转矩阵。
(3)制导剩余时间tgo计算：
根据式(4)，确定发动机制导剩余时间tgo；
Figure BDA0001585039480000143
其中，af、vf和hf分别为探测器的目标垂向加速度、目标垂向速度和目标高度，h和dh分别为探测器当前高度和垂向速度；
(4)根据式(5)，确定发动机变推力F的大小和方向；
Figure BDA0001585039480000144
其中，m为探测器质量，atG、vtG和rtG分别为探测器在制导坐标系下的目标加速度、目标速度和位置，具体地：
atG＝[af 0 0]T
vtG＝[vf 0 0]T
rtG＝[hf 0 0]T
rG、vG分别为制导系下当前制导位置和速度：
rG＝CGI(rI-rLI)
vG＝CGIvBI
其中CGI为由惯性坐标系到制导坐标系的转换矩阵，rI为探测器惯性位置矢量，rLI为安全着陆点位置矢量，vBI为探测器相对天体表面的速度矢量。
参见图3，本发明实施例还提供了一种探测器目标着陆区域确定装置，包括：
获取模块10，用于当探测器转入动力下降过程时，获取天体表面着陆区域图像；
判断模块20，用于判断所述探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角是否在预设范围内；
确定模块30，用于若是，则根据所述探测器的速度方向，将所述着陆区域图像划分成两个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；若否，则以所述着陆区域图像的几何中心为中心，将所述着陆区域图像划分成四个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域。
参见图4，本发明实施例还提供了一种探测器避障制导装置，包括：
目标着陆区域确定模块1，用于当探测器转入动力下降过程时，获取天体表面着陆区域图像，并判断所述探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角是否在预设范围内；若是，则根据所述探测器的速度方向，将所述着陆区域图像划分成两个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；若否，则以所述着陆区域图像的几何中心为中心，将所述着陆区域图像划分成四个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；
开机时间确定模块2，用于根据预设的偏置角、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机开机时间，所述偏置角为发动机推力与所述探测器的速度反方向之间的夹角；
常推力方向确定模块3，用于根据所述目标着陆区域及所述的偏置角，确定发动机常推力方向；
指令发送模块4，用于根据所述发动机开机时间及发动机常推力方向，发送发动机常推力开机指令以控制发动机进入常推力工作模式实现避障制导。
在一可选实施例中，所述的探测器避障制导装置，还包括：
安全着陆点位置确定模块，用于获取所述目标着陆区域的图像，并根据所述目标着陆区域的图像确定当前安全着陆点位置；
变推力确定模块，用于根据所述当前安全着陆点位置、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机变推力大小和方向，以使所述发动机进入变推力工作模式实现变推力制导。
在一可选实施例中，所述状态信息包括重力加速度、高度及速度，所述开机时间确定模块，用于：
根据式(1)，确定发动机开机后探测器在当地垂向方向上的加速度大小atmp；
根据式(2)，确定发动机开机时的垂向速度vtmp；
根据式(3)，确定发动机开机时间tstart；
Figure BDA0001585039480000161
Figure BDA0001585039480000162
Figure BDA0001585039480000163
其中，Fmax为发动机最大推力，θmax为偏置角，m0为探测器的初始质量，h0为探测器的初始高度，hf为探测器的目标高度，dh0为探测器的初始垂向速度，g为重力加速度，θ为探测器的初始速度与当地垂向夹角。
在一可选实施例中，所述常推力方向确定模块，用于：
确定所述目标着陆区域的方向矢量；
根据所述探测器的速度方向及所述偏置角，确定发动机常推力偏置方向；
根据所述目标着陆区域的方向矢量及发动机常推力偏置方向，确定发动机常推力方向。
在一可选实施例中，所述安全着陆点位置确定模块，用于：
根据所述目标着陆区域的图像，确定安全着陆点方向；
根据所述安全着陆点方向计算所述目标着陆区域图像的成像时刻对应的安全着陆点位置；
根据天体自转角速度及所述成像时刻对应的安全着陆点位置，计算当前时刻安全着陆点的位置。
在一可选实施例中，所述状态信息包括重力加速度、高度及速度，所述变推力确定模块，用于：
根据式(4)，确定发动机制导剩余时间tgo；
根据式(5)，确定发动机变推力F的大小和方向；
Figure BDA0001585039480000171
Figure BDA0001585039480000172
其中：af、vf和hf分别为探测器的目标垂向加速度、目标垂向速度和目标高度，h和dh分别为探测器当前高度和垂向速度，m为探测器的质量，atG、vtG和rtG分别为探测器在制导坐标系下的目标加速度、目标速度和位置，rG＝CGI(rI-rLI)，vG＝CGIvBI，CGI为由惯性坐标系到制导坐标系的转换矩阵，rI为探测器惯性位置矢量，rLI为安全着陆点位置矢量，vBI为探测器相对天体表面的速度矢量。
本发明装置实施例与方法实施例一一对应，具有方法实施例所具有的所有有益效果，详细描述参见对应的方法实施例，在此不再赘述。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。所述的具体实施例仅是对本发明精神作举例说明。本发明所属技术领域的人员可以对所述的具体实施例做不同的修改或补充或采用类似的方式代替，但不偏离本发明的精神或者超越所附权利要求书所定义的范围。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (2)

1.一种探测器避障制导方法，其特征在于，包括：
当探测器转入动力下降过程时，获取天体表面着陆区域图像，并判断所述探测器的速度方向与当地垂向方向的夹角是否在预设范围内；
若是，则根据所述探测器的速度方向，将所述着陆区域图像划分成两个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；
若否，则以所述着陆区域图像的几何中心为中心，将所述着陆区域图像划分成四个子区域，将障碍物少的子区域作为目标着陆区域；
根据预设的偏置角、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机开机时间，所述偏置角为发动机推力与所述探测器的速度反方向之间的夹角；
根据所述目标着陆区域及所述的偏置角，确定发动机常推力方向；
根据所述发动机开机时间及发动机常推力方向，发送发动机常推力开机指令以控制发动机进入常推力工作模式实现避障制导；
获取所述目标着陆区域的图像，并根据所述目标着陆区域的图像确定当前安全着陆点位置；
根据所述当前安全着陆点位置、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机变推力大小和方向，以使所述发动机进入变推力工作模式实现变推力制导；其中，所述状态信息包括重力加速度、高度及速度；
所述根据所述当前安全着陆点位置、探测器的初始状态信息及探测器的目标状态信息，确定发动机变推力大小和方向，包括：
根据式(4)，确定发动机制导剩余时间tgo；
根据式(5)，确定发动机变推力F的大小和方向；
Figure FDA0002954810610000021
Figure FDA0002954810610000022
其中：af、vf和hf分别为探测器的目标垂向加速度、目标垂向速度和目标高度，h和dh分别为探测器当前高度和垂向速度，m为探测器的质量，atG、vtG和rtG分别为探测器在制导坐标系下的目标加速度、目标速度和位置，rG＝CGI(rI-rLI)，vG＝CGIvBI，CGI为由惯性坐标系到制导坐标系的转换矩阵，rI为探测器惯性位置矢量，rLI为安全着陆点位置矢量，vBI为探测器相对天体表面的速度矢量。
2.根据权利要求1所述的探测器避障制导方法，其特征在于，所述根据所述目标着陆区域的图像确定当前安全着陆点位置，包括：
根据所述目标着陆区域的图像，确定安全着陆点方向；
根据所述安全着陆点方向计算所述目标着陆区域图像的成像时刻对应的安全着陆点位置；
根据天体自转角速度及所述成像时刻对应的安全着陆点位置，计算当前时刻安全着陆点的位置。
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