CN109000665A - 一种深空着陆几何定轨定姿方法、系统及深空着陆器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种深空着陆几何定轨定姿方法、系统及深空着陆器，该方法首先确定着陆器相对于火星的方向矢量和着陆器相对于火星中心的距离；根据着陆器相对于火星中心的距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度；建立惯性坐标系x_Iy_Iz_I，得到惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵；进一步求解得到着陆器的惯性位置和惯性速度，本发明自主利用测距测速敏感器进行几何定轨定姿，针对动力下降段IMU出现故障的情况下，能够单纯利用测距测速敏感器进行定轨定姿，实现自主导航的初始基准捕获，减轻对惯导系统初始基准的依赖程度，提高了软着陆自主导航系统的鲁棒性和故障容忍能力，且算法为解析算法，易于星上运算，为软着陆任务的成功实施奠定了基础。

Description

一种深空着陆几何定轨定姿方法、系统及深空着陆器

技术领域

本发明涉及一种深空着陆几何定轨定姿方法、系统及深空着陆器，属于火星和深空探测软着陆任务的自主导航领域。

背景技术

火星探测任务的进入、下降与着陆段(Entry，Descent，and Landing，简称EDL)是火星探测器近7亿千米旅途的最后6、7分钟，是火星表面探测任务的关键阶段，也是最困难的阶段。EDL技术也是火星表面探测任务的关键技术之一。从火星探测器以2万千米每小时的速度进入火星大气开始，经历大气减速，降落伞拖拽，动力减速等一系列的阶段，最终为了确保安全精确地降落在火星表面。

火星探测的失败案例中较多是由于火星着陆器在下降着陆过程中出现意外，导致整个探测任务的失败。苏联的火星-6于1973年08月05日发射，着陆器在下降期间出现故障，失去了与地球的联系；美国1999年01月03日发射的火星极地着陆器，在着陆下降期间通信丧失，着陆器坠毁；欧空局在2003年6月2号发射的火星快车/猎兔犬-2的火星着陆器也在着陆过程中坠毁。可见火星着陆探测EDL过程技术是保证任务成功的关键技术，需要深入展开研究。

EDL主要分为大气进入、伞降和动力下降段，主要采取的是惯性自主导航方式，并在伞降段末期抛完大底以后利用测速测距进行修正。但是伞降过程动态极高，而且无法建立完善的动力学模型进行分析。这一过程的高动态导致IMU极易饱和甚至出现故障，而一段IMU出现饱和故障，将丧失姿态基准。而目前的着陆任务中在根据测距信息计算高度信息的，利用了惯导的姿态基准。一旦姿态丧失基准，高度信息解算错误就会影响任务的成功实施。2016年欧空局ExoMars火星任务的着陆器就是因为IMU出现饱和使得姿态基准丧失，造成了高度计算错误引发GNC指令执行错误，最终导致着陆器坠毁。为此需要研究考虑IMU出现故障，不依赖于IMU的定轨定姿方法。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种深空着陆几何定轨定姿方法，该方法针对动力下降段IMU出现故障的情况下，能够单纯利用测距测速敏感器进行定轨定姿，实现自主导航的初始基准捕获，减轻对惯导系统初始基准的依赖程度，进一步提高软着陆自主导航系统的鲁棒和故障容忍能力。

本发明的另外一个目的在于提供一种深空着陆几何定轨定姿系统及深空着陆器。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种深空着陆几何定轨定姿方法，包括：

确定着陆器相对于火星的方向矢量，根据所述方向矢量得到着陆器相对于火星中心的距离；

根据所述着陆器相对于火星中心的距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度；

建立惯性坐标系x_Iy_Iz_I，其中z_I为火星的中心指向着陆器的位置方向，得到惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵；

根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵、着陆器相对于火星的方向矢量和着陆器距离火星中心的距离求解得到着陆器的惯性位置；根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵、着陆器的惯性位置和测速敏感器观测量求解得到着陆器的惯性速度。

在上述深空着陆几何定轨定姿方法中，确定着陆器相对于火星的方向矢量在体坐标系下表示的具体方法如下：

(1.1)由测距敏感器的测量几何得到如下公式：

其中：r为着陆器相对于火星中心的位置矢量，为测距敏感器波束指向的方向矢量，l为测距敏感器观测量，R_m为火星半径，下标i对应第i个测距波束，上标B表示投影在体坐标系下；

(1.2)记着陆器的位置矢量在体坐标系为：

其中：为单位矢量满足：

r＝‖r‖为着陆器距离火星中心的距离；

(1.3)将代入步骤(1.1)中公式展开，并归一化得到：

其中：ρ_ix、ρ_iy和ρ_iz分别为第i个测距敏感器的波束指向在体坐标系下投影的三轴分量，也即

(1.4)求解得到着陆器相对于火星的方向矢量在体坐标系下表示。

在上述深空着陆几何定轨定姿方法中，所述步骤(1.4)中求解 得到着陆器相对于火星的方向矢量在体坐标系下表示的具体方法如下：

(1.4.1)、从N个波束中选择4个非共面波束得到如下公式，其中N为正整数，且N≥4：

将式(5)进行变换得到：

其中：

将式(6)的第一式分别除以第二式和第三式得到：

其中：

b_123x＝a_12xa₁₃₀-a_13xa₁₂₀

b_123y＝a_12ya₁₃₀-a_13ya₁₂₀

b_123z＝a_12za₁₃₀-a_13za₁₂₀

b_124x＝a_12xa₁₄₀-a_14xa₁₂₀

b_124y＝a_12ya₁₄₀-a_14ya₁₂₀

b_124z＝a_12za₁₄₀-a_14za₁₂₀

利用消去法得到：

其中:

将式(8)代入式(3)求解出

(1.4.2)、将式(9)代入式(8)中求解出和

在上述深空着陆几何定轨定姿方法中，根据所述方向矢量得到着陆器相对于火星中心距离的具体方法如下：

(1.5)将和代入公式得到：

其中：

为第1个测距敏感器测量量，ρ_1x、ρ_1y和ρ_1z为第1个测距敏感器的波束指向在体坐标系下投影的三轴分量，也即

求解得到：

得到着陆器相对于火星中心的距离r：

在上述深空着陆几何定轨定姿方法中，根据所述着陆器相对于火星中心的距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度的具体公式如下：

h＝r-R_m

其中：h为着陆器距离火星表面的高度，r为着陆器相对于火星中心的距离；R_m为火星半径。

在上述深空着陆几何定轨定姿方法中，建立惯性坐标系x_Iy_Iz_I，其中z_I为火星的中心指向着陆器的位置方向，x_I为z_I×z_B方向，z_B为体坐标系的z轴，y_I和x_I、z_I构成右手直角坐标系；利用双矢量定姿原理得到惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵为：

其中：分别为x_I、y_I、z_I在体系坐标系下的表示。

在上述深空着陆几何定轨定姿方法中，根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵和着陆器相对于火星的方向矢量求解得到着陆器的惯性位置r^I的具体方法如下：

其中：为体坐标系到惯性坐标系的姿态转换矩阵，满足

在上述深空着陆几何定轨定姿方法中，根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵、着陆器的惯性位置和测速敏感器观测量求解得到着陆器的惯性速度的具体方法如下：

测速敏感器的测量方程为：

其中：v_i为第i个测速敏感器的观测量，ω为火星自转角速度，v为着陆器的速度；上标I表示投影在惯性坐标系下；

为第i个测距敏感器的波束指向在惯性坐标系下的投影，且满足：

对于多个测速波束，有：

Av^I＝b

其中：

利用最小二乘算法求解得到着陆器的惯性速度v^I：

v^I＝(A^TA)^-1A^Tb。

在上述深空着陆几何定轨定姿方法中，如果IMU不可用，则重复所述四个步骤进行软着陆任务的自主导航；如果IMU可用，则可以将所述四个步骤确定的位置、速度和姿态作为惯性导航的基准，进行惯导外推，再结合测距测速进行卡尔曼滤波修正。

一种深空着陆几何定轨定姿系统，包括着陆器距离解算模块、着陆器高度解算模块、姿态矩阵解算模块和着陆器惯性位置、惯性速度解算模块，其中：

着陆器距离解算模块：确定着陆器相对于火星的方向矢量，根据所述方向矢量得到着陆器相对于火星中心的距离，并将所述着陆器相对于火星中心的距离输出给着陆器高度解算模块，将所述着陆器相对于火星的方向矢量输出给着陆器惯性位置、惯性速度解算模块；

着陆器高度解算模块：接收着陆器距离解算模块输入的着陆器相对于火星中心的距离，根据所述距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度；

姿态矩阵解算模块：建立惯性坐标系x_Iy_Iz_I，其中z_I为火星的中心指向着陆器的位置方向，得到惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵，将所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵输出给着陆器惯性位置、惯性速度解算模块；

着陆器惯性位置、惯性速度解算模块：接收着陆器距离解算模块输入的着陆器相对于火星的方向矢量，和姿态矩阵解算模块输入的惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵，根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵和着陆器相对于火星的方向矢量求解得到着陆器的惯性位置；根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵、着陆器的惯性位置和测速敏感器观测量求解得到着陆器的惯性速度，并将所述着陆器的惯性位置和惯性速度向外输出。

一种深空着陆器，采用上述深空着陆几何定轨定姿方法进行定轨定姿。

本发明与现有技术相比的有益效果如下：

(1)、本发明深空着陆几何定轨定姿方法首先确定着陆器相对于火星的方向矢量在体坐标系下的表示和着陆器相对于火星中心的距离；根据着陆器相对于火星中心的距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度；建立惯性坐标系x_Iy_Iz_I，得到惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵；进一步求解得到着陆器的惯性位置和惯性速度，本发明自主利用测距测速敏感器进行几何定轨定姿，提高了软着陆自主导航系统的鲁棒性和故障容忍能力，且算法为解析算法，易于星上运算，为软着陆任务的成功实施奠定了基础。

(2)、本发明深空着陆几何定轨定姿方法针对动力下降段IMU出现故障的情况下，能够单纯利用测距测速敏感器进行定轨定姿，实现自主导航的初始基准捕获，减轻对惯导系统初始基准的依赖程度，进一步提高软着陆自主导航系统的鲁棒和故障容忍能力。

附图说明

图1为本发明测距敏感器的测量几何图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

本发明利用测距测速信息的深空着陆几何定轨定姿方法的具体计算过程如下：

一、确定着陆器相对于火星的方向矢量在体坐标系下的表示，根据所述方向矢量得到着陆器相对于火星中心的距离：

对于软着陆任务的动力下降段，可以将火星近似成球，则由测距敏感器的测量几何，如图1所示，可以得到：

其中：r为着陆器相对于火星中心的位置矢量，为测距敏感器波束指向的方向矢量，l为测距敏感器观测量，R_m为火星半径，下标i对应第i个测距波束，上标B表示投影在体坐标系下。

体坐标系的定义为：着陆器的中心线为z轴方向，且指向火星方向为负，xy平面和z垂直，且x轴指向某一固定点，y轴和x、z轴形成右手直角坐标系。

记着陆器的位置向量在体坐标系为：

其中：r＝‖r‖(求模)为着陆器相对火星中心的距离，为单位矢量满足：

将式(3)代入到式(1)展开，并归一化可以得到：

其中：ρ_ix、ρ_iy和ρ_iz分别为第i个测距敏感器的波束指向在体坐标系下的三轴分量，也即

从N(N≥4)个波束中选择4个非共面波束，并记这4个波束的编号为1,2,3,4，得到如下公式：

其中下标1,2,3,4分别和编号为1,2,3,4的波束相对应。

将式(5)进行变换可以得到

其中：

将式(6)的第一式分别除以第二式和第三式可以得到

其中：

b_123x＝a_12xa₁₃₀-a_13xa₁₂₀

b_123y＝a_12ya₁₃₀-a_13ya₁₂₀

b_123z＝a_12za₁₃₀-a_13za₁₂₀

b_124x＝a_12xa₁₄₀-a_14xa₁₂₀

b_124y＝a_12ya₁₄₀-a_14ya₁₂₀

b_124z＝a_12za₁₄₀-a_14za₁₂₀

利用消去法可以得到：

其中:

将式(8)代入到(3)可以求解出

显然从而取正根。将(9)代入到(8)中可以求解出和至此，完成了着陆器相对于火星的方向矢量的确定。

将和代入到式(5)的第一式可以得到

其中：

从而可以求解：

由于b<0，因此取正号对应的根作为的解。从而可以得到着陆器相对于火星中心的距离：

二、着陆器距离火星表面的高度确定

着陆器距离火星表面的高度h由下式计算得到：

h＝r-R_m (13)

其中：r为着陆器相对于火星中心的距离；R_m为火星半径。

三、惯性姿态基准确定

定义惯性坐标系x_Iy_Iz_I，z_I为由火星的中心指向着陆器的位置方向，即着陆器相对于火星的方向矢量，x_I为z_I×z_B方向，z_B为体坐标系的z轴，y_I和x_I、z_I构成右手直角坐标系；由式(2)可以得到z_I在体坐标系下的表示从而有：

其中：分别为x_I、y_I、z_I在体系坐标系下的表示。

利用双矢量定姿原理可以得到惯性系到体坐标系的姿态矩阵为：

四、着陆器的惯性位置和惯性速度确定；

根据惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵和着陆器相对于火星的方向矢量求解得到着陆器的惯性位置；根据惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵、着陆器的惯性位置和测速敏感器观测量求解得到着陆器的惯性速度。

着陆器的惯性位置r^I计算公式如下：

其中为体坐标系到惯性坐标系的姿态转换矩阵，由式(15)得到。

测速敏感器的测量方程为：

其中：v_i为第i个测速敏感器的观测量，ω为火星自转角速度，v为着陆器的惯性速度；上标I表示投影在惯性坐标系下。

为第i个测距敏感器的波束指向在惯性坐标系下的投影，且满足： 为第i个测距敏感器的波束指向在体坐标系下的投影。

对于多个测速波束，式(17)可以写作：

Av^I＝b (18)

其中：

利用最小二乘算法可以求解得到着陆器的惯性速度v^I：

v^I＝(A^TA)^-1A^Tb (19)

考虑到着陆过程b中的ω^I×r^I项很小，在实际求解的时候可以将ω^I×r^I项设为0。

至此完成了定轨和定姿。

如果IMU不可用，则重复上述四个步骤进行软着陆任务的自主导航；如果IMU可用，则可以将上述四个步骤确定的位置、速度和姿态作为惯性导航的基准，进行惯导外推，再结合测距测速进行卡尔曼滤波修正。

本发明深空着陆几何定轨定姿系统，包括着陆器距离解算模块、着陆器高度解算模块、姿态矩阵解算模块和着陆器惯性位置、惯性速度解算模块，各个模块的功能如下：

着陆器距离解算模块确定着陆器相对于火星的方向矢量，根据方向矢量得到着陆器相对于火星中心的距离，并将着陆器相对于火星中心的距离输出给着陆器高度解算模块，将着陆器相对于火星的方向矢量输出给着陆器惯性位置、惯性速度解算模块。

着陆器高度解算模块接收着陆器距离解算模块输入的着陆器相对于火星中心的距离，根据距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度。

姿态矩阵解算模块建立惯性坐标系x_Iy_Iz_I，其中z_I为火星的中心指向着陆器的位置方向，x_I为z_I×z_B方向，z_B为体坐标系的z轴，y_I和x_I、z_I构成右手直角坐标系，得到惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵，将惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵输出给着陆器惯性位置、惯性速度解算模块；

着陆器惯性位置、惯性速度解算模块接收着陆器距离解算模块输入的着陆器相对于火星的方向矢量，和姿态矩阵解算模块输入的惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵，根据惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵和着陆器相对于火星的方向矢量求解得到着陆器的惯性位置；根据惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵、着陆器的惯性位置和测速敏感器观测量求解得到着陆器的惯性速度，并将着陆器的惯性位置和惯性速度向外输出。

本发明深空着陆器，采用上述深空着陆几何定轨定姿方法进行定轨定姿。

本发明所采用的技术方案概括如下：

1、首先利用多个测距波束进行着陆器相对于火星的方向矢量和着陆器相对于火星中心距离的确定：利用测距波束的测量几何可以得到关于火星的方向矢量和火星中心距离的二次多项式方程组，进一步进行变换可以得到关于着陆器相对火星方向矢量的线性方程组。再结合着陆器相对火星方向矢量模为1的约束可以求解得到着陆器相对火星的方向矢量，再代入到原来的二次多项式方程组可以求解得到着陆器相对火星中心的距离。

2、利用着陆器相对于火星中心距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度。

3、建立新的惯性姿态基准：定义新的惯性坐标系，该坐标系的z轴由火星中心指向着陆器的位置方向，另外两个轴则由惯性坐标系z轴和体坐标系的z轴共同确定，最后利用双矢量定姿原理确定惯性坐标系到体坐标系的姿态。

4、确定惯性位置和惯性速度：由惯性坐标系到体坐标系的姿态转换矩阵、着陆器相对火星的方向矢量在体坐标系下的表示可以确定着陆器的惯性位置；由测速敏感器的测量原理可以得到关于惯性速度线性方程，对于多个波束则可以得到线性方程组，结合姿态信息，着陆器的惯性位置，利用最小二乘算法可以确定着陆器的惯性速度。

5、如果IMU不可用，则重复1～4步骤进行软着陆任务的自主导航；如果IMU可用则可以将1～4步骤确定的位置、速度和姿态作为惯性导航的基准，进行惯导外推，再结合测距测速进行卡尔曼滤波修正。其中卡尔曼滤波算法的递推计算过程可参考西北工业大学出版社1998出版的由秦永元、张洪钺、汪叔华编写的《卡尔曼滤波与组合导航原理》一书。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (11)

1.一种深空着陆几何定轨定姿方法，其特征在于包括：

确定着陆器相对于火星的方向矢量，根据所述方向矢量得到着陆器相对于火星中心的距离；

根据所述着陆器相对于火星中心的距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度；

建立惯性坐标系x_Iy_Iz_I，其中z_I为火星的中心指向着陆器的位置方向，得到惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵；

根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵、着陆器相对于火星的方向矢量和着陆器距离火星中心的距离求解得到着陆器的惯性位置；根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵、着陆器的惯性位置和测速敏感器观测量求解得到着陆器的惯性速度。

2.根据权利要求1所述的深空着陆几何定轨定姿方法，其特征在于：确定着陆器相对于火星的方向矢量在体坐标系下表示的具体方法如下：

(1.1)由测距敏感器的测量几何得到如下公式：

其中：r为着陆器相对于火星中心的位置矢量，为测距敏感器波束指向的方向矢量，l为测距敏感器观测量，R_m为火星半径，下标i对应第i个测距波束，上标B表示投影在体坐标系下；

(1.2)记着陆器的位置矢量在体坐标系为：

其中：为单位矢量满足：

r＝‖r‖为着陆器距离火星中心的距离；

(1.3)将代入步骤(1.1)中公式展开，并归一化得到：

其中：ρ_ix、ρ_iy和ρ_iz分别为第i个测距敏感器的波束指向在体坐标系下投影的三轴分量，也即

(1.4)求解得到着陆器相对于火星的方向矢量在体坐标系下表示。

3.根据权利要求2所述的深空着陆几何定轨定姿方法，其特征在于：所述步骤(1.4)中求解得到着陆器相对于火星的方向矢量在体坐标系下表示的具体方法如下：

(1.4.1)、从N个波束中选择4个非共面波束，得到如下公式，其中N为正整数，且N≥4：

将式(5)进行变换得到：

其中：

将式(6)的第一式分别除以第二式和第三式得到：

其中：

b_123x＝a_12xa₁₃₀-a_13xa₁₂₀

b_123y＝a_12ya₁₃₀-a_13ya₁₂₀

b_123z＝a_12za₁₃₀-a_13za₁₂₀

b_124x＝a_12xa₁₄₀-a_14xa₁₂₀

b_124y＝a_12ya₁₄₀-a_14ya₁₂₀

b_124z＝a_12za₁₄₀-a_14za₁₂₀

利用消去法得到：

其中:

将式(8)代入式(3)求解出

(1.4.2)、将式(9)代入式(8)中求解出和

4.根据权利要求3所述的深空着陆几何定轨定姿方法，其特征在于：根据所述方向矢量得到着陆器相对于火星中心距离的具体方法如下：

(1.5)将和代入公式得到：

其中：

为第1个测距敏感器测量量，ρ_1x、ρ_1y和ρ_1z为第1个测距敏感器的波束指向在体坐标系下投影的三轴分量，也即

求解得到：

得到着陆器相对于火星中心的距离r：

5.根据权利要求1所述的深空着陆几何定轨定姿方法，其特征在于：根据所述着陆器相对于火星中心的距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度的具体公式如下：

h＝r-R_m

其中：h为着陆器距离火星表面的高度，r为着陆器相对于火星中心的距离；R_m为火星半径。

6.根据权利要求1所述的深空着陆几何定轨定姿方法，其特征在于：建立惯性坐标系x_Iy_Iz_I，其中z_I为火星的中心指向着陆器的位置方向，x_I为z_I×z_B方向，z_B为体坐标系的z轴，y_I和x_I、z_I构成右手直角坐标系；利用双矢量定姿原理得到惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵为：

其中：分别为x_I、y_I、z_I在体系坐标系下的表示。

7.根据权利要求1所述的深空着陆几何定轨定姿方法，其特征在于：根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵、着陆器相对于火星的方向矢量和着陆器距离火星中心的距离求解得到着陆器的惯性位置r^I的具体方法如下：

其中：为体坐标系到惯性坐标系的姿态转换矩阵，满足

8.根据权利要求1所述的深空着陆几何定轨定姿方法，其特征在于：根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵、着陆器的惯性位置和测速敏感器观测量求解得到着陆器的惯性速度的具体方法如下：

测速敏感器的测量方程为：

其中：v_i为第i个测速敏感器的观测量，ω为火星自转角速度，v为着陆器的速度；上标I表示投影在惯性坐标系下；

为第i个测距敏感器的波束指向在惯性坐标系下的投影，且满足：

对于多个测速波束，有：

Av^I＝b

其中：

利用最小二乘算法求解得到着陆器的惯性速度v^I：

v^I＝(A^TA)^-1A^Tb。

9.根据权利要求1～8之一所述的深空着陆几何定轨定姿方法，其特征在于：如果IMU不可用，则重复所述四个步骤进行软着陆任务的自主导航；如果IMU可用，则可以将所述四个步骤确定的位置、速度和姿态作为惯性导航的基准，进行惯导外推，再结合测距测速进行卡尔曼滤波修正。

10.一种深空着陆几何定轨定姿系统，其特征在于：包括着陆器距离解算模块、着陆器高度解算模块、姿态矩阵解算模块和着陆器惯性位置、惯性速度解算模块，其中：

着陆器距离解算模块：确定着陆器相对于火星的方向矢量，根据所述方向矢量得到着陆器相对于火星中心的距离，并将所述着陆器相对于火星中心的距离输出给着陆器高度解算模块，将所述着陆器相对于火星的方向矢量输出给着陆器惯性位置、惯性速度解算模块；

着陆器高度解算模块：接收着陆器距离解算模块输入的着陆器相对于火星中心的距离，根据所述距离和火星半径求解得到着陆器距离火星表面的高度；

姿态矩阵解算模块：建立惯性坐标系x_Iy_Iz_I，其中z_I为火星的中心指向着陆器的位置方向，得到惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵，将所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵输出给着陆器惯性位置、惯性速度解算模块；

着陆器惯性位置、惯性速度解算模块：接收着陆器距离解算模块输入的着陆器相对于火星的方向矢量，和姿态矩阵解算模块输入的惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵，根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵和着陆器相对于火星的方向矢量求解得到着陆器的惯性位置；根据所述惯性坐标系到体坐标系的姿态矩阵、着陆器的惯性位置和测速敏感器观测量求解得到着陆器的惯性速度，并将所述着陆器的惯性位置和惯性速度向外输出。

11.一种深空着陆器，其特征在于：采用权利要求1～8之一所述的深空着陆几何定轨定姿方法进行定轨定姿。