CN111443710A - 一种用于月球软着陆器的地形估计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于月球软着陆器的地形估计方法：(1)、采用两个测距敏感器测量月球着陆器与月面的斜距；(2)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器测量得到的斜距，计算第一相对月面高度误差Δq_L和第二相对月面高度误差Δq_R；(3)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器安装指向，以及着陆器当前位置和姿态，计算得到第一测距波束月面足迹航程S_mL、第二测距波束月面足迹航程S_mR；(4)、根据上述参数计算月心距误差，否则，变更计算月心距误差次数，回到步骤(1)，重新计算月心距误差；(5)、当着陆器将转出主减速段时，根据月心距误差修正着陆场月心距和月球着陆器高度。

Description

一种用于月球软着陆器的地形估计方法

技术领域

本发明涉及一种用于月球软着陆器的地形估计方法，属于航天器自主导航领域。

背景技术

月球背面软着陆的突出困难之一就是月球背面地形崎岖，遍布陨石坑，不存在像月球正面那样平坦的月海，且陨石坑的分布更为密集。崎岖不平的地形给着陆安全带来了巨大的挑战。对于月球背面软着陆任务来说，如果不考虑地形因素，在下降到测距敏感器工作高度后，直接将测距信息引入导航系统来实时估计着陆器高度，将导致较大高度估计误差，最大可能达到千米量级。现有技术，如美国的Apollo任务和ALHAT计划，将着陆过程划分有前后衔接的主减速段和接近段。主减速段始于着陆开始，用于消除初始着陆速度。主减速段结束后经快速姿态调整，进入接近段。接近段以近直线轨迹接近目标着陆点。高度是接近段制导的输入参数，为了给制导提供一个比较精确的初值，需要在接近段入口快速获取相对实际月面的高度。

现有技术采用惯导组合激光测距敏感器或微波测距测速敏感器的自主导航方案，包括通过激光或微波测距的信息融合来修正惯导高度误差。该方案面对平坦月面地形时有效，如月球正面虹湾地区，但是在面对崎岖月面地形时有两项不足：1、未根据地形因素判断测距的安全引入时机；2、未对着陆点的地形进行估计，测距引入后对着陆器的位置估计含有地形误差，影响后续GNC计算的平滑性和精度。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于月球软着陆器的地形估计方法，使得月球着陆器能够修正当前着陆点月心距的估计误差，提高着陆器位置估计精度，从而提高了着陆的安全性。

本发明解决技术的方案是：一种用于月球软着陆器的地形估计方法，该方法包括如下步骤：

(1)、采用两个测距敏感器测量月球着陆器与月面的斜距；所述两个测距敏感器，记为第一测距敏感器和第二测距敏感器，所述第一测距敏感器和第二测距敏感器在月球软着陆器本体坐标系中安装指向相同；所述斜距是指着陆器到测距波束与月面交点的距离；

(2)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器测量得到的斜距，计算第一相对月面高度误差Δq_L和第二相对月面高度误差Δq_R；

(3)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器安装指向，以及着陆器当前位置和姿态，计算得到第一测距波束月面足迹航程S_mL和第二测距波束月面足迹航程S_mR；所述足迹是指测距波速与月面的交点；

(4)、如果第一相对月面高度误差Δq_L、第二相对月面高度误差Δq_R、第一测距波束月面足迹航程S_mL和第二测距波束月面足迹航程S_mR满足下述条件：

其中，S_m1和S_m2分别为月球着陆器的最小安全航程和最大安全航程；Δq为激光微波测距数据比较阈值；

则采用下面的公式计算月心距误差，并进入步骤(5)；

式中，Δh_g(k-1)为上次计算得到的月心距误差，Δh_g(k)为本次计算得到的月心距误差，k为计算月心距误差次数，Δh_g(0)为月心距误差的初值，取值为零；

否则，变更计算月心距误差次数，回到步骤(1)，重新计算月心距误差；

(5)、当着陆器将转出主减速段时，根据月心距误差修正着陆场月心距和月球着陆器高度。

所述步骤(2)根据第一测距敏感器和第二测距敏感器测量得到的斜距，计算第一相对月面高度误差Δq_L和第二相对月面高度误差Δq_R的计算公式为：

q＝||r||-r_M

Δq_L＝q_1L-q

Δq_R＝q_1R-q

式中，r为着陆器在惯性坐标系中位置矢量；|| ||为求模函数；r_M为着陆场月心距；C_IB为着陆器本体坐标系到惯性坐标系的转换阵；u_L为第一测距敏感器在本体坐标系中安装指向；u_R为第二测距敏感器在本体坐标系中安装指向。

所述步骤(4)计算测距波束月面足迹航程的具体计算公式如下：

a＝r-(ri)^T i

式中，r₀为着陆器在动力下降点在惯性系中位置矢量；v₀为着陆器在动力下降点在惯性系中速度矢量；为d_L第一测距敏感器测量得到的斜距；d_R为第二测距敏感器测量得到的斜距。

所述步骤(4)计算月心距误差之后还对月心距误差作限幅处理，使得求得的月心距误差不超过预设的最大取值。

所述步骤(5)中当月球着陆器将转出主减速段时，同时对月心距误差有效计算次数进行判断，当月心距误差有效计算次数大于预设次数时，对着陆场月心距r_M和高度进行修正，否则，回到步骤(1)，重新计算月心距误差。

所述步骤(1)和步骤(2)之间增加对斜距测量并做剔野处理的步骤，该步骤具体实现为：

获取第一测距敏感器测量得到的斜距d_L对应的采样时间t_L、第二测距敏感器测量得到的斜距d_R对应的采样时间t_R，若下面条件全满足

则进行步骤(2)，否则，重新回到步骤(1)；

上式中，t是当前星时；Δt_L是第一测距敏感器采样时间偏差上限；Δt_R是第二测距敏感器采样时间偏差上限；d_Lmin和d_Lmax是第一测距敏感器测量最小和最大有效值；d_Rmin和d_Rmax是第二测距敏感器测量最小和最大有效值。

所述步骤(5)中着陆场月心距和月球着陆器高度修正方法如下：

r_M＝r'_M-Δh_g(k)

h＝h'+Δh_g(k)

式中，r'_M、r_M分别为修正前和修正后的着陆点月心距，h'、h分别为修正前和修正后的月球着陆器高度。

所述第一测距敏感器和第二测距敏感器为激光测距敏感器或者微波测距敏感器。

本发明还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述用于月球软着陆器的地形估计方法的步骤。

本发明还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器以及存储在存储器中可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述的计算机程序时实现上述用于月球软着陆器的地形估计方法的步骤。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明提出的月球软着陆地形估计方法，在引入测距敏感器斜距测量时考虑地形约束，利用了地形先验知识，保证测距使用时月表平坦，从源头上保证了测量信息的有效性。

(2)、本发明提出的月球软着陆地形估计方法，利用了测距估计地形偏差，这样不会使主减速段的着陆器位置估计垂向分量随地形波动，不会通过制导解算，将地形误差传递到姿态控制，造成主减速后期的姿态波动，飞行过程更加平稳。

(3)、本发明提出的月球软着陆地形估计方法，在主减速段出口重置月心距，直接保证了接近段入口时具有足够的导航精度，避免进入接近段后，由于导航修正存在动态收敛过程，造成制导律输出不断调整的问题，使得接近段制导输出平稳。

附图说明

图1为本发明实施例月球软着陆地形估计方法计算流程；

图2为本发明实施例月球软着陆地形估计方法原理图；

图3为本发明实施例主减速段末期地形和高度估计结果。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

如图1所示，月球背面着陆区虽然总体地形崎岖，但是在距着陆点半径几十公里区域内相对平坦。当着陆器的测距波束足迹进入平坦区后，就可以利用斜距d以及测速波束与垂线夹角θ计算着陆器高度h。由斜距计算的高度与惯导系统给出的高度存在偏差。这个偏差在这里被认为是着陆点月心距误差引起。本发明提供给了一种用于月球软着陆器的地形估计方法，该方法利用测距敏感器的斜距测量对当前着陆点月心距误差进行估计，等到星上转出主减速段时对导航的高度和月心距估计值做修正。

本发明提出的月球软着陆地形估计方法计算流程如下：

(1)、采用两个测距敏感器测量月球着陆器与月球表面的斜距；所述两个测距敏感器，记为第一测距敏感器和第二测距敏感器，所述第一测距敏感器和第二测距敏感器在月球软着陆器本体坐标系中安装指向相同；

所述第一测距敏感器和第二测距敏感器为激光测距敏感器或者微波测距敏感器。本发明某一具体实施例中，第一测距敏感器选取激光测距敏感器，第二测距敏感器选取微波测距敏感器。

为了避免错误或是异常的斜距测量结果干扰地形估计，对斜距测量结果做剔野处理，该步骤具体实现为：

获取第一测距敏感器测量得到的斜距d_L对应的采样时间t_L、第二测距敏感器测量得到的斜距d_R对应的采样时间t_R，若下面条件全满足

则进行步骤(2)，否则，重新回到步骤(1)；

上式中，t是当前星时；Δt_L是第一测距敏感器采样时间偏差上限；Δt_R是第二测距敏感器采样时间偏差上限；d_Lmin和d_Lmax是第一测距敏感器测量最小和最大有效值；d_Rmin和d_Rmax是第二测距敏感器测量最小和最大有效值。

(2)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器测量得到的斜距，即着陆器到测距波束与月面交点的距离，计算第一相对月面高度误差Δq_L和第二相对月面高度误差Δq_R；

所述步骤(2)根据第一测距敏感器和第二测距敏感器测量得到的斜距，计算第一相对月面高度误差Δq_L和第二相对月面高度误差Δq_R的计算公式为：

q＝||r||-r_M

Δq_L＝q_1L-q

Δq_R＝q_1R-q

式中，r为着陆器在惯性坐标系中位置矢量；|| ||为求模函数；r_M为着陆场月心距；C_IB为着陆器本体坐标系到惯性坐标系的转换阵；u_L为第一测距敏感器在本体坐标系中安装指向；u_R为第二测距敏感器在本体坐标系中安装指向。

(3)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器测量得到的斜距，以及着陆器当前位置和姿态，计算得到第一测距波束月面足迹航程S_mL和第二测距波束月面足迹航程S_mR；

计算测距波束月面足迹航程的方法为：首先计算着陆器的航程S_m，之后减去测距波束月面足迹相对星下点的航程，就得到测距波束月面足迹航程。具体计算公式如下：

a＝r-(ri)^T i

式中，r₀为着陆器在动力下降点在惯性系中位置矢量；v₀为着陆器在动力下降点在惯性系中速度矢量。

(4)、如果第一相对月面高度误差Δq_L、第二相对月面高度误差Δq_R、第一测距波束月面足迹航程S_mL和第二测距波束月面足迹航程S_mR满足下述条件：

其中，S_m1和S_m2分别为月球着陆器的最小安全航程和最大安全航程；Δq为第一和第二测距数据比较阈值，依据测距敏感器的测量精度确定，例如取测量精度的5倍。则采用下面的公式计算月心距误差，并进入步骤(5)；

式中，Δh_g(k-1)为上次计算得到的月心距误差，Δh_g(k)为本次计算得到的月心距误差，k为计算月心距误差次数，Δh_g(0)为月心距误差的初值，取值为零；

否则，将月心距误差有效计算次数加1，从而变更月心距误差有效计算次数，初值为0，回到步骤(1)，重新计算月心距误差；

如图2所示，在以航程为横坐标，高程为纵坐标的高程图中，分析标称着陆点两侧地形起伏小于设定值(例如，100m)的航程区间，区间左端为S_m1，右端为S_m2。航程的计算起点为着陆器的动力下降点。

为预防测量异常引起估计值偏大，可以对月心距误差作限幅处理，使得求得的月心距误差不超过预设的最大取值。即，若Δh_g＞Δh_gmax，则Δh_g＝Δh_gmax；若Δh_g＜Δh_gmax，则Δh_g＝-Δh_gmax。Δh_gmax为预设的月心距误差最大取值，依据着陆点地形起伏的预估范围确定。

(5)、当着陆器将转出主减速段时，根据月心距误差修正着陆场月心距和月球着陆器高度。

当月球着陆器将转出主减速段时，同时对月心距误差有效计算次数进行判断，当月心距误差有效计算次数大于预设次数n_dhgmax时，对着陆场月心距r_M和高度进行修正，否则，回到步骤(1)，重新计算月心距误差。

所述预设次数n_dhgmax参考值取10，以确保此时用于计算的月心距误差趋于稳定。

着陆场月心距和月球着陆器高度修正方法如下：

r_M＝r'_M-Δh_g(k)

h＝h'+Δh_g(k)

式中，r'_M、r_M分别为修正前和修正后的着陆场月心距，h'、h分别为修正前和修正后的月球着陆器高度。

上述方法可以采用星上计算机程序实现，因此，本发明还提供一种计算机可读存储介质和电子计算机设备，所述计算机可读存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述用于月球软着陆器的地形估计方法的步骤；所述电子计算机设备，包括存储器和处理器以及存储在存储器中可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述的计算机程序时实现上述用于月球软着陆器的地形估计方法的步骤。

实施例：

图3给出了本发明某一具体实施例主减速段末期月心距误差真值和估计值。图中实线为月心距误差真值，虚线为估计值。在460s后，测距波束月面足迹位于安全航程内后，开始用本发明方法估计地形，即月心距误差。最终估计结果为-650m，估计精度优于80m。

该仿真结果验证了本发明方法的有效性。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种用于月球软着陆器的地形估计方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)、采用两个测距敏感器测量月球着陆器与月面的斜距；所述两个测距敏感器，记为第一测距敏感器和第二测距敏感器，所述第一测距敏感器和第二测距敏感器在月球软着陆器本体坐标系中安装指向相同；所述斜距是指着陆器到测距波束与月面交点的距离；

(2)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器测量得到的斜距，计算第一相对月面高度误差Δq_L和第二相对月面高度误差Δq_R；

(3)、分别根据第一测距敏感器和第二测距敏感器安装指向，以及着陆器当前位置和姿态，计算得到第一测距波束月面足迹航程S_mL和第二测距波束月面足迹航程S_mR；所述足迹是指测距波速与月面的交点；

(4)、如果第一相对月面高度误差Δq_L、第二相对月面高度误差Δq_R、第一测距波束月面足迹航程S_mL和第二测距波束月面足迹航程S_mR满足下述条件：

其中，S_m1和S_m2分别为月球着陆器的最小安全航程和最大安全航程；Δq为激光微波测距数据比较阈值；

则采用下面的公式计算月心距误差，并进入步骤(5)；

式中，Δh_g(k-1)为上次计算得到的月心距误差，Δh_g(k)为本次计算得到的月心距误差，k为计算月心距误差次数，Δh_g(0)为月心距误差的初值，取值为零；

否则，变更计算月心距误差次数，回到步骤(1)，重新计算月心距误差；

(5)、当着陆器将转出主减速段时，根据月心距误差修正着陆场月心距和月球着陆器高度。

2.根据权利要求1所述的一种用于月球软着陆器的地形估计方法，其特征在于所述步骤(2)根据第一测距敏感器和第二测距敏感器测量得到的斜距，计算第一相对月面高度误差Δq_L和第二相对月面高度误差Δq_R的计算公式为：

q＝||r||-r_M

Δq_L＝q_1L-q

Δq_R＝q_1R-q

式中，r为着陆器在惯性坐标系中位置矢量；|| ||为求模函数；r_M为着陆场月心距；C_IB为着陆器本体坐标系到惯性坐标系的转换阵；u_L为第一测距敏感器在本体坐标系中安装指向；u_R为第二测距敏感器在本体坐标系中安装指向。

3.根据权利要求1所述的一种用于月球软着陆器的地形估计方法，其特征在于：所述步骤(4)计算测距波束月面足迹航程的具体计算公式如下：

a＝r-(ri)^Ti

式中，r₀为着陆器在动力下降点在惯性系中位置矢量；v₀为着陆器在动力下降点在惯性系中速度矢量；为d_L第一测距敏感器测量得到的斜距；d_R为第二测距敏感器测量得到的斜距。

4.根据权利要求1所述的一种用于月球软着陆器的地形估计方法，其特征在于所述步骤(4)计算月心距误差之后还对月心距误差作限幅处理，使得求得的月心距误差不超过预设的最大取值。

5.根据权利要求1所述的一种月球软着陆地形估计方法，其特征在于所述步骤(5)中当月球着陆器将转出主减速段时，同时对月心距误差有效计算次数进行判断，当月心距误差有效计算次数大于预设次数时，对着陆场月心距r_M和高度进行修正，否则，回到步骤(1)，重新计算月心距误差。

6.根据权利要求1所述的一种用于月球软着陆器的地形估计方法，其特征在于所述步骤(1)和步骤(2)之间增加对斜距测量并做剔野处理的步骤，该步骤具体实现为：

获取第一测距敏感器测量得到的斜距d_L对应的采样时间t_L、第二测距敏感器测量得到的斜距d_R对应的采样时间t_R，若下面条件全满足

则进行步骤(2)，否则，重新回到步骤(1)；

上式中，t是当前星时；Δt_L是第一测距敏感器采样时间偏差上限；Δt_R是第二测距敏感器采样时间偏差上限；d_Lmin和d_Lmax是第一测距敏感器测量最小和最大有效值；d_Rmin和d_Rmax是第二测距敏感器测量最小和最大有效值。

7.根据权利要求1所述的一种用于月球软着陆器的地形估计方法，其特征在于：所述步骤(5)中着陆场月心距和月球着陆器高度修正方法如下：

r_M＝r'_M-Δh_g(k)

h＝h'+Δh_g(k)

式中，r’_M、r_M分别为修正前和修正后的着陆点月心距，h'、h分别为修正前和修正后的月球着陆器高度。

8.根据权利要求1所述的一种用于月球软着陆器的地形估计方法，其特征在于：所述第一测距敏感器和第二测距敏感器为激光测距敏感器或者微波测距敏感器。

9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至8任一项所述用于月球软着陆器的地形估计方法的步骤。

10.一种电子计算机设备，包括存储器和处理器以及存储在存储器中可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于：所述处理器执行所述的计算机程序时实现如权利要求1至8任一项所述用于月球软着陆器的地形估计方法的步骤。

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