CN113311854A - 一种月球采样返回任务中的定点着陆轨道设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种月球采样返回任务中的定点着陆轨道设计方法，该方法包括：结合月球采样返回任务地月转移段近月点倾角优化，通过在近月制动机动中引入轨道面法向速度增量分量来瞄准预定月面落点经度，通过环月降轨变轨纬度幅角和轨道面内速度增量分量来瞄准预定月面落点纬度和动力下降开始点高度，并使得月面落点在预定月面上升时刻位于目标轨道面内；另外，通过引入环月降轨速度增量法向分量来修正落点经度和调整动力下降时刻来消除纵向航程误差。本发明解决了现有定点着陆技术中没有考虑轨道设计对后续月球轨道交会对接的影响，导致较大的月球轨道交会对接轨道面修正速度增量的问题。

Description

一种月球采样返回任务中的定点着陆轨道设计方法

技术领域

本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种月球采样返回任务中的定点着陆轨道设计方法。

背景技术

在月球采样返回任务或载人登月任务中，都可能涉及探测器从环月轨道开始下降，通过变轨机动进入月面动力下降弹道，并在预定月面落点实现软着陆。月面定点着陆轨道设计是我国实现月球采样返回和载人登月必须突破的一项关键轨道设计技术。

月球采样返回任务轨道全飞行过程包括运载发射、地月转移、近月制动、环月飞行、月面动力下降、月面工作、月面动力上升、交会对接、月地转移、再入回收等飞行阶段。参考图1和图2所示，探测器在完成地月转移和近月制动后，最初在一个圆形轨道上飞行，稍后轨道器和着陆器上升器组合体实现分离。着陆器上升器组合体以下简称着上组合体。着上组合体在轨道上运行几圈后，在一个合适的纬度幅角实施切向变轨机动，进入近月点高度约为15km的椭圆轨道。着上组合体将在该椭圆轨道上运行几圈，当着上组合体到达动力下降开始点并取得预定的高度15km，开始沿动力下降轨迹实现在月球表面着陆。这里动力下降开始点为近月点。

国内外诸多学者已对月面定点着陆轨道设计方法进行了深入的研究，包括通过落月圈次的调整以及环月轨道面的调整等方法来实现对预定落点经度的瞄准，还包括通过环月降轨平面内速度增量和变轨位置来瞄准预定月面落点纬度和动力下降点高度。其中，环月轨道面的调整可以通过调整升交点赤经和修正轨道倾角来实现。

在实际工程应用特别是在月球采样返回任务工程设计中，遇到定点着陆理论研究没有回答的新问题。在采样返回任务中，着上组合体落月后在一定工作时间内，例如在1～2天内进行采样工作，然后上升器必须在预定月面上升时间起飞，使得其入轨后的环月轨道面与轨道器的轨道面基本一致，以减小后续二者实现月球轨道交会对接所需的平面修正速度增量。为实现这一目标，需要在地月转移段对近月点的目标环月轨道倾角进行调整优化，使得月面起飞时上升器位于轨道器轨道面内。但倾角的调整涉及轨道面的变化，会影响月面落点位置。另一方面，现有定点着陆技术没有考虑倾角优化的影响，不能保证月面上升时月面落点位于轨道器轨道面内，所以可能导致较大的月球轨道交会对接轨道面修正速度增量。而且，现有方法没有考虑两次经度瞄准，仅采用环月降轨一次控制来瞄准预定落点经度，不能实现大的落点经度调整。所以，采样返回任务中实现月面定点着陆时不能简单套用现有技术，其中如何保证月面起飞时上升器位于轨道器轨道面内是一大难题。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对月球采样返回任务中要求月面起飞时上升器位于轨道器轨道面内导致的环月轨道倾角调整对月面落点的影响，对环月轨道倾角优化和月面定点着陆变轨方法进行联合设计，从而同时满足月面定点着落和月面共面起飞的设计要求，并尽量减少实际飞行中误差因素对月面落点散布的影响，保障月球采样返回任务目标的顺利完成。

第一方面，本申请实施例提供的一种月球采样返回任务中的定点着陆轨道设计方法，该方法包括：

步骤1.在每一地月转移中途修正中，采用变轨速度增量三分量瞄准预定近月点倾角、近月点高度和真近点角，其中，所述真近点角的取值为0度；

步骤2.对于一个具体的近月点倾角数值，依次计算地月转移、近月制动、轨道器调相、环月降轨、动力下降轨道，得到月面落点经纬度和轨道器轨道参数，并计算在预定时间实施月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角；其中，在进行近月制动计算时，引入近月制动速度增量法向分量，其初值为0或根据公式计算，对应的有限推力计算中为引入推力偏航角，偏航角初值为0；

步骤3.调整地月转移近月点倾角的目标值和近月制动速度增量法向分量，重复步骤1和步骤2，并应用2对2微分修正计算来瞄准预定月面落点经度、所述月面上升时月面落点月心位置矢量和所述轨道器轨道法向的夹角，所述夹角的取值为90度；

步骤4.完成地月转移后，实施近月制动时，通过1对1微分修正来调整近月制动速度增量法向分量，瞄准预定月面落点经度；

步骤5.完成近月制动后，实施环月降轨时，增加速度增量法向分量，对应的有限推力计算中为引入推力偏航角，并联合变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量，或联合变轨速度增量横向和径向分量，通过3对3微分修正来瞄准预定落点经度、落点纬度和动力下降起始点高度；

步骤6.完成环月降轨后，在实施动力下降前，在预报的近月点时刻±1分钟内对动力下降开始点时刻进行线性调整，对每个调整后的动力下降开始点时刻数值，进行动力下降试算，直到计算所得月面落点离目标月面落点月面距离取得最小值，并根据最后一次调整后的动力下降开始点时刻执行动力下降，实现月面软着陆。

可选地，对于一个具体的近月点倾角数值，依次计算地月转移、近月制动、轨道器调相、环月降轨、动力下降轨道，得到月面落点经纬度和轨道器轨道参数，并计算在预定时间实施月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角，包括：

若设计近月制动次数为两次，则两次近月制动的法向速度增量或推力方向偏航角取值相同；在进行环月降轨计算时，采用变轨位置纬度幅角和变轨速度增量横向分量或速度反方向的变轨速度增量大小，或采用速度增量横向和径向分量，通过微分修正计算来瞄准预定的落点纬度和动力下降起始点高度，其中，动力下降起始点高度的取值为15km。

可选地，完成地月转移后，实施近月制动时，通过1对1微分修正来调整近月制动速度增量法向分量，瞄准预定月面落点经度，包括：

对于近月制动速度增量法向分量的每次迭代取值，依次计算近月制动、环月降轨、动力下降轨道，得到月面落点经度；其中，在进行环月降轨计算时，采用变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量，或采用速度增量横向和径向分量，通过微分修正计算来瞄准预定落点纬度和动力下降起始点高度。

可选地，完成近月制动后，实施环月降轨时，增加速度增量法向分量，对应的有限推力计算中为引入推力偏航角，包括：

如果环月降轨包含两次变轨，则两次变轨的推力方向偏航角取值相同。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

(1)本发明首次解决了采样返回任务中实现月面定点着陆时如何保证月面起飞时上升器位于轨道器轨道面的难题，通过设计密切结合月面采样任务要求的近月点倾角优化的月面定点着陆轨道，以便实现高精度月面定点着陆，同时采用倾角优化来保证月面上升时月面落点位于轨道器轨道面内，从而能够最小化月球轨道交会对接时的轨道面修正速度增量，保障任务目标的实现。

(2)本发明方法中创新性地引入了内外两层微分修正嵌套计算结构。其中，在进行地月转移中途修正规划时，外层采用2对2的微分修正：采用近月点倾角和近月制动速度增量法向分量瞄准预定月面落点经度、月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角90度，内层采用2对2的微分修正：采用变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量瞄准落点纬度和动力下降起始点高度。数值仿真表明，该算法计算效率高，收敛速度快；实际飞控中已成功应用该算法，在短时间内完成了变轨策略生成，保障了任务的顺利开展。

(3)本发明方法充分考虑了实际飞行控制中误差因素的影响，创新性地提出了分两步来瞄准预定月面落点经度，即步骤1～4首先通过近月制动时引入速度增量法向分量瞄准预定月面落点经度，简称为“粗瞄准”，步骤5再在环月降轨时引入速度增量法向分量修正近月制动控制误差，进一步实现对预定月面落点经度的“精瞄准”。这种通过两次控制瞄准预定落点经度的设计有助于尽可能减小误差因素造成的落点经度方向散布。

附图说明

图1为本发明提供的一种地月转移、近月制动和环月降轨轨道方案示意图；

图2为本发明提供的一种环月轨道在月面投影和预定着陆点的示意图；

图3为本发明提供的一种月球采样返回任务中的定点着陆轨道设计方法的流程示意图；

图4为本发明提供的一种采样返回任务全飞行过程以及月面定点着陆和环月轨道倾角优化联合设计算法的示意图。

具体实施方式

本申请实施例提供的方案中，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本申请保护的范围。

以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种月球采样返回任务中的定点着陆轨道设计方法做进一步详细的说明，该方法具体实现方式可以包括以下步骤(方法流程如图3所示)：

步骤1.在每一地月转移中途修正中，采用变轨速度增量三分量瞄准预定近月点倾角、近月点高度和真近点角，其中，所述真近点角的取值为0度；

步骤2.对于一个具体的近月点倾角数值，依次计算地月转移、近月制动、轨道器调相、环月降轨、动力下降轨道，得到月面落点经纬度和轨道器轨道参数，并计算在预定时间实施月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角；其中，在进行近月制动计算时，引入近月制动速度增量法向分量，其初值为0或根据公式计算，对应的有限推力计算中为引入推力偏航角，偏航角初值为0；

步骤3.调整地月转移近月点倾角的目标值和近月制动速度增量法向分量，重复步骤1和步骤2，并应用2对2微分修正计算来瞄准预定月面落点经度、所述月面上升时月面落点月心位置矢量和所述轨道器轨道法向的夹角，所述夹角的取值为90度；

步骤4.完成地月转移后，实施近月制动时，通过1对1微分修正来调整近月制动速度增量法向分量，瞄准预定月面落点经度；

步骤5.完成近月制动后，实施环月降轨时，增加速度增量法向分量，对应的有限推力计算中为引入推力偏航角，并联合变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量，或联合变轨速度增量横向和径向分量，通过3对3微分修正来瞄准预定落点经度、落点纬度和动力下降起始点高度；

步骤6.完成环月降轨后，在实施动力下降前，在预报的近月点时刻±1分钟内对动力下降开始点时刻进行线性调整，对每个调整后的动力下降开始点时刻数值，进行动力下降试算，直到计算所得月面落点离目标月面落点月面距离取得最小值，并根据最后一次调整后的动力下降开始点时刻执行动力下降，实现月面软着陆。

在一种可能实现的方式中，对于一个具体的近月点倾角数值，依次计算地月转移、近月制动、轨道器调相、环月降轨、动力下降轨道，得到月面落点经纬度和轨道器轨道参数，并计算在预定时间实施月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角，包括：

若设计近月制动次数为两次，则两次近月制动的法向速度增量或推力方向偏航角取值相同；在进行环月降轨计算时，采用变轨位置纬度幅角和变轨速度增量横向分量或速度反方向的变轨速度增量大小，或采用速度增量横向和径向分量，通过微分修正计算来瞄准预定的落点纬度和动力下降起始点高度，其中，动力下降起始点高度的取值为15km。

在一种可能实现的方式中，完成地月转移后，实施近月制动时，通过1对1微分修正来调整近月制动速度增量法向分量，瞄准预定月面落点经度，包括：

对于近月制动速度增量法向分量的每次迭代取值，依次计算近月制动、环月降轨、动力下降轨道，得到月面落点经度；其中，在进行环月降轨计算时，采用变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量，或采用速度增量横向和径向分量，通过微分修正计算来瞄准预定落点纬度和动力下降起始点高度。

在一种可能实现的方式中，完成近月制动后，实施环月降轨时，增加速度增量法向分量，对应的有限推力计算中为引入推力偏航角，包括：

如果环月降轨包含两次变轨，则两次变轨的推力方向偏航角取值相同。

具体地，如图4所示，本发明的月球采样返回任务中的定点着陆轨道设计方法，包括内外两层微分修正的嵌套计算结构，具体算法和步骤如下所述：

1)、首先，在地月转移中途修正中，进行环月轨道倾角优化。

具体来说，采用变轨速度增量三分量瞄准预定近月点倾角、近月点高度和0度真近点角。其中近月点倾角的初值可参考图2计算环月轨道倾角，考虑月面工作时间为t_AB，则环月轨道倾角i和月面落点月心纬度

的关系为：

式中，ω_m是月球的自转角速率。根据上式计算可得倾角初值。

对于一个具体的近月点倾角数值，依次计算地月转移、近月制动、轨道器调相、环月降轨、动力下降轨道，得到月面落点经纬度，并计算在预定时间实施月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角。

其中，在进行近月制动计算时，引入速度增量法向分量Δvⁿ，其初值为0或根据下述公式计算，对应的有限推力计算中为引入推力偏航角，偏航角初值取为0。具体的，推力偏航角计算公式如下所示：

式中，Δλ是需要进行的月面落点经度调整量，r为变轨时的月心距，n为轨道角速率，a为轨道半长轴，e为轨道偏心率，u为轨道纬度幅角，Ω为升交点赤经。

另外，在进行环月降轨计算时，采用变轨位置纬度幅角和变轨速度增量横向分量或速度反方向的速度增量大小，或采用速度增量的横向和径向分量，通过微分修正计算来瞄准落点纬度和动力下降起始点高度15km。

重复上述步骤来调整地月转移近月点倾角的目标值和近月制动速度增量法向分量，即应用2对2微分修正计算来瞄准预定月面落点经度、月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角90度。

上述计算过程为一个内外两层微分修正嵌套计算结构，外层采用2对2的微分修正，即采用近月点倾角和近月制动法向分量瞄准预定月面落点经度、月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角90度，内层采用2对2的微分修正，即采用变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量瞄准预定落点纬度和动力下降起始点高度。

2)、其次，在近月制动实施中，调整速度增量法向分量，实现预定月面落点经度的“粗瞄准”。

具体地，完成地月转移后，实施近月制动时，通过1对1微分修正来调整速度增量法向分量，瞄准预定月面落点经度。该计算过程中，对于近月制动速度增量法向分量的每次迭代取值，依次计算近月制动、环月降轨、动力下降轨道，得到月面落点经纬度。

在进行环月降轨计算时，采用变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量，或采用速度增量横向和径向分量，通过微分修正计算来瞄准预定落点纬度和动力下降起始点高度。

上述计算过程为一个内外两层微分修正嵌套计算结构，外层采用1对1的微分修正，即采用近月制动速度增量法向分量瞄准预定月面落点经度，内层采用2对2的微分修正，即采用变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量瞄准预定落点纬度和动力下降起始点高度。

3)、在实施环月降轨时，瞄准月面落点纬度，同时进行月面落点经度的“精瞄准”。

具体来说，完成近月制动后，实施环月降轨时，增加速度增量法向分量，联合变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量，或联合速度增量横向和径向分量，通过3对3微分修正来瞄准预定落点经度、落点纬度和动力下降起始点高度。

其中，速度增量法向分量的初值取为0，或采用前面月面落点经度调整公式估算。

4)、最后，进行动力下降开始点时刻调整。

完成环月降轨后，在实施动力下降前，在预报的近月点时刻±1分钟内对动力下降开始点时刻进行线性调整，对调整后的每个动力下降开始点时刻的数值，进行动力下降试算，直到计算所得月面落点离目标月面落点的月面距离取得最小值。

这里所说的动力下降开始点时刻线性调整，可以采用拉网格的方法进行搜索。

月面距离的计算可采用球面三角公式：

式中,为月面距离对应的月心角，λ和

为计算预报的月面落点经纬度，λ_d和

为预定的理想月面落点经纬度。月心角d和月球半径的乘积即为月面距离。

需要补充说明的是：(1)在图3所示的算法示意图中，月面工作时间是通过指定月面上升绝对时刻，并取月面工作前月心对国内深空站可见后首次到达近月点为动力下降点来保证的；如果要求定时着陆，则通过调整近月制动后环月轨道的半长轴或轨道周期的目标值来实现；(2)在图3所示的算法示意图中，采用的是外层2对2微分修正、内层2对2微分修正的嵌套计算结构，或者采用其它变通形式的嵌套计算结构，例如：外层1对1微分修正进行倾角优化、中层1对1微分修正来调整近月制动速度增量法向分量以便瞄准预定月面落点经度、内层2对2微分修正为采用环月降轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量瞄准预定落点纬度和动力下降起始点高度，或者外层1对1微分修正进行倾角优化、内层3对3微分修正为采用近月制动速度增量法向分量、环月降轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量瞄准预定月面落点经度、纬度和动力下降起始点高度；(3)在实施近月制动时，外层采用环月降轨速度增量法向分量，和近月制动速度增量法向分量一起瞄准预定月面落点经度、月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角90度。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。例如：地月转移、近月制动和环月降轨的过程，近月制动轨道面内速度增量一般用于瞄准控后环月轨道的半长轴或轨道周期，轨道器调相采用多脉冲变轨瞄准月球轨道交会对接交班点的纬度幅角、半长轴和0偏心率，以及1对1、2对2、3对3的微分修正算法等。

综上所述，一方面本发明首次解决了采样返回任务中实现月面定点着陆时如何保证月面起飞时上升器位于轨道器轨道面的难题，通过设计密切结合月面采样任务要求的近月点倾角优化的月面定点着陆轨道，为实现高精度月面定点着陆创造了必要条件，同时倾角优化可以保证月面上升时月面落点位于轨道器轨道面内，从而能够最小化月球轨道交会对接时的轨道面修正速度增量，对保障任务目标的实现具有重要意义。

另一方面，本发明方法中创新性地引入了内外两层微分修正嵌套计算结构。其中，在进行地月转移中途修正规划时，外层采用2对2的微分修正：采用近月点倾角和近月制动速度增量法向分量瞄准预定月面落点经度、月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角90度，内层采用2对2的微分修正：采用变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量瞄准预定落点纬度和动力下降起始点高度。数值仿真表明，该算法计算效率高，收敛速度快；实际飞控中已成功应用该算法，在短时间内完成了变轨策略生成，保障了任务的顺利开展。

第三方面，本发明方法充分考虑了实际飞行控制中误差因素的影响，创新性地提出了分两步来瞄准预定月面落点经度，即步骤1～4首先通过近月制动时引入速度增量法向分量瞄准预定月面落点经度，简称“粗瞄准”，步骤5再在环月降轨时引入速度增量法向分量修正近月制动控制误差，进一步实现对预定月面落点经度的“精瞄准”。这种通过两次控制瞄准预定落点经度的设计有助于尽可能减小误差因素造成的落点经度方向散布。

本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。

这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (4)

1.一种月球采样返回任务中的定点着陆轨道设计方法，其特征在于，包括：

步骤1.在每一地月转移中途修正中，采用变轨速度增量三分量瞄准预定近月点倾角、近月点高度和真近点角，其中，所述真近点角的取值为0度；

步骤2.对于一个具体的近月点倾角数值，依次计算地月转移、近月制动、轨道器调相、环月降轨、动力下降轨道，得到月面落点经纬度和轨道器轨道参数，并计算在预定时间实施月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角；其中，在进行近月制动计算时，引入近月制动速度增量法向分量，其初值为0或根据公式计算，对应的有限推力计算中为引入推力偏航角，偏航角初值为0；

步骤3.调整地月转移近月点倾角的目标值和近月制动速度增量法向分量，重复步骤1和步骤2，并应用2对2微分修正计算来瞄准预定月面落点经度、所述月面上升时月面落点月心位置矢量和所述轨道器轨道法向的夹角，所述夹角的取值为90度；

步骤4.完成地月转移后，实施近月制动时，通过1对1微分修正来调整近月制动速度增量法向分量，瞄准预定月面落点经度；

步骤5.完成近月制动后，实施环月降轨时，增加速度增量法向分量，对应的有限推力计算中为引入推力偏航角，并联合变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量，或联合变轨速度增量横向和径向分量，通过3对3微分修正来瞄准预定落点经度、落点纬度和动力下降起始点高度；

步骤6.完成环月降轨后，在实施动力下降前，在预报的近月点时刻_±1分钟内对动力下降开始点时刻进行线性调整，对每个调整后的动力下降开始点时刻数值，进行动力下降试算，直到计算所得月面落点离目标月面落点月面距离取得最小值，并根据最后一次调整后的动力下降开始点时刻执行动力下降，实现月面软着陆。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，对于一个具体的近月点倾角数值，依次计算地月转移、近月制动、轨道器调相、环月降轨、动力下降轨道，得到月面落点经纬度和轨道器轨道参数，并计算在预定时间实施月面上升时月面落点月心位置矢量和轨道器轨道法向的夹角，包括：

若设计近月制动次数为两次，则两次近月制动的法向速度增量或推力方向偏航角取值相同；在进行环月降轨计算时，采用变轨位置纬度幅角和变轨速度增量横向分量或速度反方向的变轨速度增量大小，或采用速度增量横向和径向分量，通过微分修正计算来瞄准预定的落点纬度和动力下降起始点高度，其中，动力下降起始点高度的取值为15km。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，完成地月转移后，实施近月制动时，通过1对1微分修正来调整近月制动速度增量法向分量，瞄准预定月面落点经度，包括：

对于近月制动速度增量法向分量的每次迭代取值，依次计算近月制动、环月降轨、动力下降轨道，得到月面落点经度；其中，在进行环月降轨计算时，采用变轨纬度幅角和变轨速度增量横向分量，或采用速度增量横向和径向分量，通过微分修正计算来瞄准预定落点纬度和动力下降起始点高度。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，完成近月制动后，实施环月降轨时，增加速度增量法向分量，对应的有限推力计算中为引入推力偏航角，包括：

如果环月降轨包含两次变轨，则两次变轨的推力方向偏航角取值相同。

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