CN113772134A - 一种用于火星着陆的测距测速敏感器波束指向确定方法 - Google Patents
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Abstract
一种用于火星着陆的测距测速敏感器波束指向确定方法，综合考虑探测器构型布局、兼顾远近距离段测量精度需求及与两类测距测速敏感器的异构备份，确定了微波测距测速敏感器的4个固定指向波束的指向和相控阵敏感器的9个固定的波束指向方位。在实际使用中，相控阵敏感器在每个测量周期内通过星载计算机计算指定4个波束来提供测距测速信息。通过对微波测距测速敏感器和相控阵敏感器的8个波束方向获得的相对距离及速度信息进行多波束信息融合处理，即可解算出探测器相对火星表面的相对距离与速度等信息。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于火星着陆的测距测速敏感器波束指向确定方法，适用于航天器火星着陆过程的测距测速波束的指向确定。
背景技术
火星着陆过程从探测器接触火星大气进入点开始，到安全着陆火星表面结束。主要包括气动减速、伞降减速和动力减速等几个关键阶段，其中动力减速段可进一步分为动力规避、悬停成像、避障机动和缓速下降等阶段。在大气进入前的阶段，主要依靠地面测定轨注入探测器初始的位置速度和定姿敏感器确定的姿态信息作为导航初值，之后探测器利用自身配置的惯性测量单元开始自主导航外推，实时获取探测器当前的位置速度和姿态信息。然而由于惯性测量单元自身性能限制、导航的误差累积效应以及着陆区域的不确知性，单纯依靠惯导外推难以保证探测器安全着陆。因此，需要配置测距测速敏感器在着陆末端(防热大底抛离后)测量探测器相对火星表面的相对位置以及速度信息，用以修正导航数据，提高导航精度，保证着陆安全，如图1所示。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于火星着陆的测距测速敏感器波束指向确定方法，基于配置的Ka频段的微波测距测速敏感器和Ku频段的相控阵敏感器，该两类敏感器通过发射电磁波至火星表面并接收回波信号处理出相对火星表面的距离和速度信息。其中，微波测距测速敏感器采用固定指向的各通道独立的4波束体制，每个波束均具有测距测速的能力。相控阵敏感器可通过对相控阵天线中每个单元幅度、相位的控制实现空间功率合成和波束的任意指向，从而实现发射波束和接收波束的空间扫描特性。在相控阵敏感器的实际使用中，事先设定9个固定的波束指向方位，要求9个指向方位均具备测距测速的能力，在每个测量周期内在敏感器坐标系下选取4个波束来提供测距测速信息。通过对微波测距测速敏感器和相控阵敏感器的8个波束方向获得的相对距离及速度信息进行多波束信息融合处理，即可解算出探测器相对火星表面的相对距离与速度等信息。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种用于火星着陆的测距测速敏感器波束指向确定方法，探测器上搭载有微波测距测速敏感器和相控阵敏感器；
微波测距测速敏感器采用固定指向的4波束，在探测器本体机械坐标系下，其中波束R1指向-X轴方向；波束R2、R3、R4与波束R1呈45°夹角，且波束R2、R3、R4在YZ平面的投影面上两两间夹角为120度；
相控阵敏感器采用9个固定指向的波束，在探测器本体机械坐标系下：
波束1与-X轴夹角为5°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为70°，与Z轴夹角为160°；
波束2与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为0°，与Z轴夹角为90°；
波束3与-X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为45°，与Z轴夹角为135°；
波束4与-X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为90°，与Z轴夹角为180°；
波束5与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为130°，与Z轴夹角为140°；
波束6与-X轴夹角为40°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为175°，与Z轴夹角为85°；
波束7与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为135°，与Z轴夹角为45°；
波束8与-X轴夹角为40°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为90°，与Z轴夹角为0°；
波束9与X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为40°，与Z轴夹角为50°；
当探测器的高度较高时，相控阵敏感器按同时满足如下条件选用4个波束工作：
地面根据单机在轨自检结果确定选用的波束可用；
按波束3、4、6、9，波束3、6、8、9，波束4、6、7、9，波束3、5、6、9，波束3、5、8、9共五种组合波束的顺序依次判断，当任一种组合波束中的每个波束均与垂向夹角小于60°时，则选中该组波束；如果五种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束大于等于4个，则选择2个与垂向夹角最大的波束和2个与垂向夹角最小的波束；如果五种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束小于4个，则选择4个与垂向夹角最小的波束；
当探测器的高度较低时，相控阵敏感器按同时满足如下条件选用4个波束工作：
地面根据单机在轨自检结果确定选用的波束可用；
按波束1、3、6、9，波束1、2、5、8，波束1、2、4、7共三种组合波束的顺序依次判断，当任一种组合波束中的每个波束均与垂向夹角小于60°时，则选中该组波束；如果三种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束大于等于4个，则选择2个与垂向夹角最大的波束和2个与垂向夹角最小的波束；如果三种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束小于4个，则选择4个与垂向夹角最小的波束。
优选的，微波测距测速敏感器工作在Ka频段，相控阵敏感器工作在Ku频段。
优选的，悬停成像之前，探测器的高度较高；悬停成像之后，探测器的高度较低。
一种火星着陆过程中测距测速方法，采用上述的方法确定波束指向，利用微波测距测速敏感器的4个波束和相控阵敏感器的4个波束方向获得相对距离及速度，然后进行多波束信息融合处理，解算出探测器相对火星表面的相对距离与速度。
优选的，探测器上搭载有星载计算机，星载计算机用于选取相控阵敏感器的4个波束。
一种用于火星着陆的测距测速系统，包括微波测距测速敏感器、相控阵敏感器、星载计算机；
微波测距测速敏感器采用固定指向的4波束，在探测器本体机械坐标系下，其中波束R1指向-X轴方向；波束R2、R3、R4与波束R1呈45°夹角，且波束R2、R3、R4在YZ平面的投影面上两两间夹角为120度；
相控阵敏感器采用9个固定指向的波束，在探测器本体机械坐标系下：
波束1与-X轴夹角为5°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为70°，与Z轴夹角为160°；
波束2与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为0°，与Z轴夹角为90°；
波束3与-X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为45°，与Z轴夹角为135°；
波束4与-X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为90°，与Z轴夹角为180°；
波束5与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为130°，与Z轴夹角为140°；
波束6与-X轴夹角为40°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为175°，与Z轴夹角为85°；
波束7与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为135°，与Z轴夹角为45°；
波束8与-X轴夹角为40°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为90°，与Z轴夹角为0°；
波束9与X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为40°，与Z轴夹角为50°；
当探测器的高度较高时，星载计算机按同时满足如下条件选用相控阵敏感器的4个波束工作：
地面根据单机在轨自检结果确定选用的波束可用；
按波束3、4、6、9，波束3、6、8、9，波束4、6、7、9，波束3、5、6、9，波束3、5、8、9共五种组合波束的顺序依次判断，当任一种组合波束中的每个波束均与垂向夹角小于60°时，则选中该组波束；如果五种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束大于等于4个，则选择2个与垂向夹角最大的波束和2个与垂向夹角最小的波束；如果五种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束小于4个，则选择4个与垂向夹角最小的波束；
当探测器的高度较低时，星载计算机按同时满足如下条件选用相控阵敏感器的4个波束工作：
地面根据单机在轨自检结果确定选用的波束可用；
按波束1、3、6、9，波束1、2、5、8，波束1、2、4、7共三种组合波束的顺序依次判断，当任一种组合波束中的每个波束均与垂向夹角小于60°时，则选中该组波束；如果三种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束大于等于4个，则选择2个与垂向夹角最大的波束和2个与垂向夹角最小的波束；如果三种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束小于4个，则选择4个与垂向夹角最小的波束；
星载计算机利用微波测距测速敏感器的4个波束和相控阵敏感器的4个波束方向获得相对距离及速度，进行多波束信息融合处理，解算出探测器相对火星表面的相对距离与速度。
优选的，微波测距测速敏感器工作在Ka频段，相控阵敏感器工作在Ku频段。
优选的，悬停成像之前，探测器的高度较高；悬停成像之后，探测器的高度较低。
优选的，星载计算机按控制周期，持续对相控阵敏感器的波束进行选取。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明针对火星着陆过程测距测速修正需求，考虑火星表面微波反射特性，配置了Ka频段的微波测距测速敏感器和Ku频段的相控阵敏感器，两类敏感器形成异构备份。
(2)本发明所配置的微波测距测速敏感器采用各通道独立的4波束体制，相控阵敏感器采用9个固定波束指向方位的测量体制，每个波束均同时具备测距和测速的能力。通过星载计算机每个控制周期选择相控阵敏感器9个波束中的4个波束和微波测距测速敏感器的4个波束来测量相对火星表面的测距测速信息。
(3)本发明综合考虑探测器构型布局、测距测速敏感器初始引入时已处于姿态与垂向夹角较小的降落伞减速段，确定两类测距测速敏感器的各个波束指向，多波束均布及与垂向夹角的变化保证了探测器姿态变化时测距测速信息的有效获取。
(4)本发明针对远近距离段测量精度需求及与微波测距测速敏感器测量信息比对需求，考虑探测器轴向在近距离段已与垂向基本平行，设计了远距离段和近距离段每个控制周期内相控阵敏感器9个波束中4个波束的选取方法。
(5)本发明通过对相控阵敏感器9个固定的波束指向方位选取4个波束来提供测距测速信息，并与微波测距测速敏感器4个波束方向获得的相对距离及速度信息进行多波束信息融合处理，保障了在单一或多个波束故障或提供错误测量值时，也可有效解算出探测器相对火星表面的相对距离与速度等信息，具有很强的灵活性和可靠性。
附图说明
图1为本发明的着陆过程测距测速敏感器引入修正示意图。
图2为本发明的微波测距测速敏感器波束指向示意图。
图3为本发明的相控阵敏感器波束指向示意图。
图4为本发明的相控阵敏感器实际使用波束选择情况示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
在火星着陆过程中，测距测速敏感器的测量是在防热大底分离后开始的，考虑到多波束均打到大底上给出错误的测距测速信息，一般需在大底分离后一段时间后开始测量并提供测距测速信息。此外，综合考虑着陆时刻速度约束、测距测速产品性能以及发动机吹起的扬尘等情况，在探测器到达一定高度后即不再使用测距测速敏感器的测量信息，仅依靠惯性测量单元进行导航外推获取探测器的位置和速度信息，这也就要求测距测速敏感器在近距离段能提供更精确的测量信息。
微波测距测速敏感器采用固定指向的4波束体制，考虑到敏感器在防热大底分离后开始测量直至着陆过程探测器轴向与当地垂向(当地水平面的法线方向，指向火星表面方向为正)夹角较小，波束构型如下：波束R1与探测器本体机械坐标系X轴平行且反向，波束R2、R3、R4与波束1呈45°夹角，波束R2、R3、R4在探测器本体机械坐标系YZ平面的投影两两间夹角为120度，测距测速波束指向的几何关系如图2。
综合考虑探测器构型布局、兼顾远近距离段测量精度需求及与微波测距测速敏感器波束测量信息的比对，相控阵敏感器9个固定的波束指向在探测器本体机械系的指向示意如图3所示，具体表述如下：
波束1与X轴反向，与-X轴夹角为5°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为70°，与Z轴夹角为160°；
波束2与X轴反向，与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为0°，与Z轴夹角为90°；
波束3与X轴反向，与-X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为45°，与Z轴夹角为135°；
波束4与X轴反向，与-X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为90°，与Z轴夹角为180°；
波束5与X轴反向，与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为130°，与Z轴夹角为140°；
波束6与X轴反向，与-X轴夹角为40°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为175°，与Z轴夹角为85°；
波束7与X轴反向，与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为135°，与Z轴夹角为45°；
波束8与X轴反向，与-X轴夹角为40°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为90°，与Z轴夹角为0°；
波束9与X轴反向，与-X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为40°，与Z轴夹角为50°；
其中，X1与微波测距测速敏感器R1角度接近，X8与微波测距测速敏感器R4角度接近，实现与微波测距测速敏感器两个波束的异构备份。
星载计算机在每个控制周期向微波测距测速敏感器发送取数指令，微波测距测速敏感器将4个固定波束测量的测距测速信息反馈给星载计算机。同时，星载计算机在每个控制周期发送相控阵敏感器的取数指令及波束选择信息，相控阵敏感器，按顺序完成星载计算机指定的4个波束的信息测量，星载计算机下次取数时，反馈上条取数指令的测量结果。通过对微波测距测速敏感器和相控阵敏感器的8个波束方向获得的相对距离及速度信息进行多波束信息融合处理，即可解算出探测器相对火星表面的相对距离与速度等信息。
相控阵敏感器每个控制周期的测量波束确定通过下述逻辑由星载计算机计算得出，之后由星载计算机通过指令发送给相控阵敏感器。
1)在伞降段及动力规避阶段
若波束3、4、6、9可用(可用性可由地面注入指定)，对应的cosαn(αn为该波束指向与当地垂向夹角，n代表波束号)都≥0.5(即与当地垂向夹角小于60°)，则：选波束3、4、6、9作为相控阵波束指令；
否则：若波束3、6、8、9可用，且对应的cosαn都≥0.5，则：选波束3、6、8、9作为相控阵波束指令；
否则：若波束4、6、7、9可用，且对应的cosαn都≥0.5，则：选波束4、6、7、9作为相控阵波束指令；
否则：若波束3、5、6、9可用，且对应的cosαn都≥0.5，则：选波束3、5、6、9作为相控阵波束指令；
否则：若波束3、5、8、9可用，且对应的cosαn都≥0.5，则：选波束3、5、8、9作为相控阵波束指令；
否则：若满足cosαn≥0.5的波束大于等于4个，则选其中cosαn≥0.5且夹角最大(对应cosαn小)的2个可用波束和最小的2个波束，作为相控阵波束指令；否则，选用cosαn最大的4个波束作为相控阵波束指令；
2)在悬停成像之后的着陆阶段
若波束1、3、6、9可用，且对应的cosαn都≥0.5，则：选波束1、3、6、9作为相控阵波束指令；
否则：若波束1、2、5、8可用，对应的cosαn都≥0.5，则：选波束1、2、5、8作为相控阵波束指令；
否则：若波束1、2、4、7可用，且对应的cosαn都≥0.5，则：选波束1、2、4、7作为相控阵波束指令；
否则：若满足cosαn≥0.5的波束大于等于4个，则选其中cosαn≥0.5且夹角最大(对应cosαn小)的2个可用波束和最小的2个波束，作为相控阵波束指令；否则，选用cosαn最大的4个波束作为相控阵波束指令；
将4个相控阵波束指令分别记录到NPn中，n＝1～9；(例如：若波束指令内有第3个波束，则置NP3＝1)；NPn＝1的波束即为星载计算机指定使用的相控阵敏感器测量波束，通过取数指令发送给相控阵敏感器执行。
图4给出了相控阵敏感器波束的在轨实际使用情况，由图可见远距离主要选择波束3、4、6、9，近距离选择波束1、3、6、9，主要测量波束为波束1、波束3、波束4、波束6和波束9，其余波束使用时间比较短暂，各测量波束之间实现了正常的切换。
一种用于火星着陆的测距测速敏感器波束指向确定方法，综合考虑探测器构型布局、兼顾远近距离段测量精度需求及与两类测距测速敏感器的异构备份，确定了微波测距测速敏感器的4个固定指向波束的指向和相控阵敏感器的9个固定的波束指向方位。在实际使用中，相控阵敏感器在每个测量周期内通过星载计算机计算指定4个波束来提供测距测速信息。通过对微波测距测速敏感器和相控阵敏感器的8个波束方向获得的相对距离及速度信息进行多波束信息融合处理，即可解算出探测器相对火星表面的相对距离与速度等信息。
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。
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 (9)
1.一种用于火星着陆的测距测速敏感器波束指向确定方法，其特征在于，探测器上搭载有微波测距测速敏感器和相控阵敏感器；
微波测距测速敏感器采用固定指向的4波束，在探测器本体机械坐标系下，其中波束R1指向-X轴方向；波束R2、R3、R4与波束R1呈45°夹角，且波束R2、R3、R4在YZ平面的投影面上两两间夹角为120度；
相控阵敏感器采用9个固定指向的波束，在探测器本体机械坐标系下：
波束1与-X轴夹角为5°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为70°，与Z轴夹角为160°；
波束2与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为0°，与Z轴夹角为90°；
波束3与-X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为45°，与Z轴夹角为135°；
波束4与-X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为90°，与Z轴夹角为180°；
波束5与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为130°，与Z轴夹角为140°；
波束6与-X轴夹角为40°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为175°，与Z轴夹角为85°；
波束7与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为135°，与Z轴夹角为45°；
波束8与-X轴夹角为40°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为90°，与Z轴夹角为0°；
波束9与X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为40°，与Z轴夹角为50°；
当探测器的高度较高时，相控阵敏感器按同时满足如下条件选用4个波束工作：
地面根据单机在轨自检结果确定选用的波束可用；
按波束3、4、6、9，波束3、6、8、9，波束4、6、7、9，波束3、5、6、9，波束3、5、8、9共五种组合波束的顺序依次判断，当任一种组合波束中的每个波束均与垂向夹角小于60°时，则选中该组波束；如果五种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束大于等于4个，则选择2个与垂向夹角最大的波束和2个与垂向夹角最小的波束；如果五种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束小于4个，则选择4个与垂向夹角最小的波束；
当探测器的高度较低时，相控阵敏感器按同时满足如下条件选用4个波束工作：
地面根据单机在轨自检结果确定选用的波束可用；
按波束1、3、6、9，波束1、2、5、8，波束1、2、4、7共三种组合波束的顺序依次判断，当任一种组合波束中的每个波束均与垂向夹角小于60°时，则选中该组波束；如果三种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束大于等于4个，则选择2个与垂向夹角最大的波束和2个与垂向夹角最小的波束；如果三种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束小于4个，则选择4个与垂向夹角最小的波束。
2.根据权利要求1所述的波束指向确定方法，其特征在于，微波测距测速敏感器工作在Ka频段，相控阵敏感器工作在Ku频段。
3.根据权利要求1所述的波束指向确定方法，其特征在于，悬停成像之前，探测器的高度较高；悬停成像之后，探测器的高度较低。
4.一种火星着陆过程中测距测速方法，其特征在于，采用权利要求1-3中任一项所述的方法确定波束指向，利用微波测距测速敏感器的4个波束和相控阵敏感器的4个波束方向获得相对距离及速度，然后进行多波束信息融合处理，解算出探测器相对火星表面的相对距离与速度。
5.根据权利要求4所述的火星着陆过程中测距测速方法，其特征在于，探测器上搭载有星载计算机，星载计算机用于选取相控阵敏感器的4个波束。
6.一种用于火星着陆的测距测速系统，其特征在于，包括微波测距测速敏感器、相控阵敏感器、星载计算机；
微波测距测速敏感器采用固定指向的4波束，在探测器本体机械坐标系下，其中波束R1指向-X轴方向；波束R2、R3、R4与波束R1呈45°夹角，且波束R2、R3、R4在YZ平面的投影面上两两间夹角为120度；
相控阵敏感器采用9个固定指向的波束，在探测器本体机械坐标系下：
波束1与-X轴夹角为5°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为70°，与Z轴夹角为160°；
波束2与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为0°，与Z轴夹角为90°；
波束3与-X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为45°，与Z轴夹角为135°；
波束4与-X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为90°，与Z轴夹角为180°；
波束5与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为130°，与Z轴夹角为140°；
波束6与-X轴夹角为40°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为175°，与Z轴夹角为85°；
波束7与-X轴夹角为30°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为135°，与Z轴夹角为45°；
波束8与-X轴夹角为40°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为90°，与Z轴夹角为0°；
波束9与X轴夹角为45°，在YZ平面的投影与Y轴夹角为40°，与Z轴夹角为50°；
当探测器的高度较高时，星载计算机按同时满足如下条件选用相控阵敏感器的4个波束工作：
地面根据单机在轨自检结果确定选用的波束可用；
按波束3、4、6、9，波束3、6、8、9，波束4、6、7、9，波束3、5、6、9，波束3、5、8、9共五种组合波束的顺序依次判断，当任一种组合波束中的每个波束均与垂向夹角小于60°时，则选中该组波束；如果五种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束大于等于4个，则选择2个与垂向夹角最大的波束和2个与垂向夹角最小的波束；如果五种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束小于4个，则选择4个与垂向夹角最小的波束；
当探测器的高度较低时，星载计算机按同时满足如下条件选用相控阵敏感器的4个波束工作：
地面根据单机在轨自检结果确定选用的波束可用；
按波束1、3、6、9，波束1、2、5、8，波束1、2、4、7共三种组合波束的顺序依次判断，当任一种组合波束中的每个波束均与垂向夹角小于60°时，则选中该组波束；如果三种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束大于等于4个，则选择2个与垂向夹角最大的波束和2个与垂向夹角最小的波束；如果三种组合波束均未选中，且在所有波束中与垂向夹角小于60°的波束小于4个，则选择4个与垂向夹角最小的波束；
星载计算机利用微波测距测速敏感器的4个波束和相控阵敏感器的4个波束方向获得相对距离及速度，进行多波束信息融合处理，解算出探测器相对火星表面的相对距离与速度。
7.根据权利要求6所述的测距测速系统，其特征在于，微波测距测速敏感器工作在Ka频段，相控阵敏感器工作在Ku频段。
8.根据权利要求6所述的测距测速系统，其特征在于，悬停成像之前，探测器的高度较高；悬停成像之后，探测器的高度较低。
9.根据权利要求6所述的测距测速系统，其特征在于，星载计算机按控制周期，持续对相控阵敏感器的波束进行选取。
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