CN114104339A - 基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法 - Google Patents

Abstract

基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，涉及制导控制技术领域，针对现有技术中着陆器与降落伞背罩组合体分离后会发生降落伞背罩组合体落地时覆盖着陆器的问题的问题，本申请通过蒙特卡洛仿真方法离线确定降落伞背罩组合体的落点散布，且在仿真分析过程中利用气动参数拉偏保证了降落伞最短和最长留空时间与不同风向组合包含在仿真中，使降落伞散布椭圆覆盖了各种极端工况，结果更加保守可靠。在着陆过程中，基于多项式制导预测着陆器落点，仅对落在降落伞落点散布区域内的情形施加机动规避，且机动目标是使着陆器移动最短距离到达降落伞散布区域之外。

Description

基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法

技术领域

本发明涉及制导控制技术领域，具体为基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法。

背景技术

火星着陆器在离开绕飞轨道开始着陆过程后，一般需要利用火星大气进行气动减速，经历大气进入、下降及着陆(EDL)等阶段实现火星表面软着陆。在大气进入阶段，着陆器初始速度约为25倍音速，利用火星大气气动力减速至约2倍音速。接着着陆器弹出降落伞，进一步利用火星大气阻力将着陆器速度减小至数十米每秒。着陆阶段，着陆器距离火星表面高度约几公里，着陆器将抛弃与降落伞相连的防热背罩，利用发动机推力进行最终的速度调整并飞行至预选着陆点。

着陆器与降落伞背罩组合体分离后，降落伞背罩组合体在惯性和气动力的作用下继续飞行。且由于背罩质量较小，降落伞背罩组合体留空时间较长，易受到火星大气流动影响，其落点很难预测。可能发生降落伞背罩组合体落地时覆盖着陆器的问题。因此需要研究降落伞规避方法，在降落伞背罩组合体分离后，主动控制着陆器实施飞行轨道机动，远离降落伞落点。

降落伞规避方法研究难点有以下几个方面。首先降落伞背罩组合体分离后不再受控，在留空时间内自由飞行，火星大气流动对飞行轨迹有较大随机影响，使得着陆器无法预测其飞行轨迹。其次，降落伞背罩组合体作为抛弃结构，没有安装测量与通信装置，着陆器无法获得降落伞背罩组合体位置姿态等信息。此外，着陆器飞行轨道机动需要充分考虑燃料和飞行姿态的工程约束，机动策略必须简单可靠鲁棒性高。

在美国的多次火星探测过程中，也考虑了降落伞规避，但均为简单的水平机动策略，以凤凰号为例，降落伞背罩组合体与着陆器在大约1km高度分离，在风力较小时着陆器执行的重力转弯下降近似于垂直下降，降落伞背罩组合体跟随着陆器运动，在落地时有可能覆盖着陆器。凤凰号的降落伞规避策略被制定为：当分离速度小于阈值速度时，着陆器进行倾斜使得主发动机的推力有一定水平分量，从而增加着陆器的水平速度，使着陆器的落地远离降落伞背罩组合体落点。

发明内容

本发明的目的是：针对现有技术中着陆器与降落伞背罩组合体分离后会发生降落伞背罩组合体落地时覆盖着陆器的问题的问题，提出基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法。

本发明为了解决上述技术问题采取的技术方案是：

基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，包括以下步骤：

步骤一：针对降落伞背罩组合体动力学模型和降落伞背罩组合体运动学模型进行蒙特卡洛仿真，得到降落伞落点p_i；

步骤二：构建分离瞬时参考坐标系，并将降落伞落点变换至分离瞬时参考坐标系中，得到变换后的分离瞬时参考坐标系中降落伞落点；

步骤三：根据变换后的分离瞬时参考坐标系中降落伞落点得到降落伞落点的均值和降落伞落点的协方差矩阵，并根据降落伞落点的均值和协方差矩阵得到分离瞬时参考坐标系下降落伞落点散布状态中地平面上的落点散布椭圆中心

椭圆长半轴a和椭圆短半轴b以及椭圆长半轴a与分离瞬时参考坐标系X轴夹角θ_a，并根据落点散布椭圆中心

椭圆长半轴a和椭圆短半轴b以及长半轴与分离瞬时参考坐标系X轴夹角θ_a得到地平面上降落伞落点散布椭圆；

步骤四：利用降落伞背罩组合体分离时刻着陆器的速度v_s和位置r_s预测着陆器落点L，并将着陆器落点L变换至分离瞬时参考坐标系中；

步骤五：判断预测着陆器落点L和地平面上降落伞落点散布椭圆的位置关系，若着陆器落点L在降落伞落点散布椭圆之外，则不施加规避机动，若着陆器落点L在降落伞落点散布椭圆之内，则在最近距离矢量Δ方向上施加规避机动，使着陆器规避机动距离为最近距离矢量Δ的长度||Δ||，

其中，最近距离矢量Δ根据着陆器落点L、降落伞落点散布椭圆得到降落伞落点散布椭圆上距离着陆器落点L最近的点，然后根据降落伞落点散布椭圆上距离着陆器落点L最近的点在分离瞬时参考坐标系下的坐标以及着陆器落点L在分离瞬时参考坐标系下的坐标得到最近距离矢量Δ，进而得到最近距离矢量Δ方向以及最近距离矢量Δ的长度||Δ||。

进一步的，所述变换后的分离瞬时参考坐标系中降落伞落点表示为：

其中，R_sm为分离瞬时参考坐标系Σ_s相对火星进入地面坐标系系Σ_m的旋转矩阵，T_sm为分离瞬时参考坐标系Σ_s原点位置。

进一步的，所述落点散布椭圆中心

表示为：

其中，n表示蒙特卡洛仿真总次数，

表示第i次蒙特卡洛仿真中分离瞬时参考坐标系中降落伞落点。

进一步的，所述降落伞落点的协方差矩阵表示为：

进一步的，所述椭圆长半轴a和椭圆短半轴b表示为：

其中，λ₁和λ₂分别为地平面落点协方差矩阵σ′_s的两个特征值。

进一步的，所述椭圆长半轴a与分离瞬时参考坐标系X轴夹角θ_a表示为：

θ_a＝tan^-1(u_y/u_x)

其中，u_x和u_y为特征值λ₁对应特征向量的两个元素。

进一步的，所述步骤四中预测着陆器落点L表示为：

L＝(v_xy0t_r/2,0)^T

其中，v_xy0表示分离时刻着陆器速度在分离瞬时参考坐标系的X轴Y轴平面内的分量，t_r表示着陆器剩余飞行时间，r₀表示着陆器的初始位置，v₀表示着陆器的初始速度，a_f表示着陆器在着陆末端的期望加速度。

进一步的，所述步骤五中判断预测着陆器落点L和地平面上降落伞落点散布椭圆的位置关系的具体步骤为：

首先计算着陆器预测落点L相对落点散布椭圆中心

的矢量

并计算矢量L_r与分离瞬时参考坐标系X轴夹角θ_L，θ_L＝tan^-1(y_r/x_r)，其中x_r表示矢量L_r的第一个元素，y_r表示矢量L_r的第二个元素；

若||L_r||大于

则着陆器预测落点在降落伞落点散布椭圆之外，若||L_r||小于等于

则着陆器预测落点在降落伞落点散布椭圆之内，其中

为落点散布椭圆边缘到落点散布椭圆中心的距离。

进一步的，所述步骤五中不施加规避机动时，着陆器的总控制加速度为：

a_c＝a_XY+a_Z

a_XY＝-v_xy/t_r

a_Z＝K₀+K₁t+K₂t²

其中，t表示飞行时间，a_f表示着陆末端期望加速度，K₀、K₁、K₂为待定系数，t_r表示剩余飞行时间，a_Z表示分离瞬时参考坐标系中Z轴方向着陆器控制加速度，v_xy表示着陆器速度在分离瞬时参考坐标系的X轴Y轴平面内的分量。

进一步的，所述步骤五中施加规避机动时，着陆器的总控制加速度为：

a_c＝a_XY+a_Z+a_m

a_m＝S₀+S₁t+S₂t²

其中，a_m表示规避机动控制加速度，S₀、S₁、S₂表示待定系数。

本发明的有益效果是：

本申请通过蒙特卡洛仿真方法离线确定降落伞背罩组合体的落点散布，且在仿真分析过程中利用气动参数拉偏保证了降落伞最短和最长留空时间与不同风向组合包含在仿真中，使降落伞散布椭圆覆盖了各种极端工况，结果更加保守可靠。在着陆过程中，基于多项式制导预测着陆器落点，仅对落在降落伞落点散布区域内的情形施加机动规避，且机动目标是使着陆器移动最短距离到达降落伞散布区域之外，本申请优点在于：基于降落伞落点散布离线分析结果，在轨判断是否需要规避机动，并能够给出最小规避距离和方向，与现有技术给定规避机动方向与大小的策略相比，可以有效减少规避机动能量，且算法简单易实现，尤其适合实际火星着陆任务应用。本申请利用蒙特卡洛仿真方法在气动拉偏条件下，保守的确定降落伞散布范围，着陆器通过预测自身的落点位置，判断规避机动施加的大小与方向，实现降落伞背罩组合体规避。

附图说明

图1为本申请的流程图；

图2为分离瞬时参考坐标系Σ_s定义图；

图3为火星进入地面坐标系下的降落伞落点散布图；

图4为分离瞬时参考坐标系下的降落伞落点散布图；

图5为与落点散布椭圆边缘最近距离矢量示意图；

图6为施加规避机动后分离瞬时参考坐标系下的降落伞落点散布图；

图7为施加规避机动后着陆器与降落伞距离统计图。

具体实施方式

需要特别说明的是，在不冲突的情况下，本申请公开的各个实施方式之间可以相互组合。

具体实施方式一：参照图1具体说明本实施方式，本实施方式所述的基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，包括：

步骤一：利用蒙特卡洛仿真方法，在着陆任务实施之前由地面离线仿真确定n次仿真的降落伞落点p_i，其中下标i＝1,2,…,n，表示第i次仿真对应的落点结果，且表示在火星进入地面坐标系Σ_m下；

步骤二：构建分离瞬时参考坐标系Σ_s，将步骤一中的降落伞落点p_i变换至Σ_s中，表示为

步骤三：统计n次仿真落点的均值

和协方差矩阵σ_s，给出分离瞬时参考坐标系Σ_s下的降落伞落点散布统计信息，包括0Km平面内的落点散布椭圆中心

椭圆长短半轴a和b，以及长半轴与分离瞬时参考坐标系X轴夹角θ_a；

步骤四：在着陆器飞行过程中，利用降落伞背罩组合体分离时刻着陆器的速度v_s和位置r_s预测着陆器落点L，其中位置速度及落点均在分离瞬时参考坐标系Σ_s中表示；

步骤五：判断预测着陆器落点L和0Km平面内降落伞落点散布椭圆位置关系；

步骤六：如果着陆器落点L在降落伞落点散布椭圆之外，则不施加规避机动，仅利用多项式制导方法控制着陆器速度及高度，着陆器控制期望加速度由多项式制导方法中的垂直方向和水平方向加速度多项式给出，如果着陆器落点L在降落伞落点散布椭圆之内，则在矢量Δ方向上施加规避机动，使着陆器规避机动距离为矢量Δ的模||Δ||，着陆器控制期望加速度是多项式制导方法中的垂直方向、水平方向以及规避方向加速度矢量和。

本申请的目的是解决火星着陆器与降落伞分离后的降落伞规避问题，由于分离后降落伞飞行轨迹受火星大气流动等多种不确定性因素影响，且着陆器无法测量降落伞运动轨迹，使得降落伞规避策略设计非常困难。本发明将充分利用离线仿真技术确定降落伞落点分布，并基于降落伞落点分布设计最小机动距离规避策略。

多项式制导是将飞行器的位置、速度和加速度描述为时间变量的多项式，并根据起始和终端状态约束确定多项式系数，形成控制加速度的一种制导方法。

利用蒙特卡洛仿真方法确定降落伞落点具体操作步骤如下：

1)建立降落伞背罩组合体动力学和运动学模型，

火星进入地面坐标系Σ_m坐标原点为着陆器进入点与火星质心连线和火星表面交点，X轴指向北，Y轴由火星质心指向进入点，Z轴指向东。在火星进入地面坐标系Σ_m下建立降落伞背罩组合体动力学模型和运动学模型。

火星降落伞由盘缝带伞、伞绳、连接带、旋转接头组成，与着陆器通过吊带连接，四根吊带一端连接旋转接头，另一端与背罩上的四个连接点相连。为了简化仿真，将背罩和降落伞建模为两个刚体，将四根吊带建模为无质量、仅能拉伸的线性弹簧阻尼器。

在对降落伞背罩组合体进行建模时，背罩和降落伞均为六自由度动力学与运动学，两体之间吊带模型为：

其中k表示弹性系数，c表示阻尼系数，ΔL表示吊带拉伸量，

表示拉伸量的导数。需要注意的是，这里吊带模型仅能拉伸不能收缩，当F＜0时，取F＝0。

通过吊带模型，可以进一步计算降落伞和背罩受到的伞绳力和伞绳力矩，此外，降落伞和背罩还受到火星引力、气动力的作用，降落伞受到的合力P_p和合力距M_p为：

P_p＝T_p+m_pg_p+R_p

M_p＝M_Rp+M_lp

其中T_p为降落伞受到的伞绳力、m_p为降落伞质量、g_p为降落伞的引力加速度、R_p为降落伞受到的气动力；M_Rp为降落伞受到的气动力矩、M_lp为降落伞受到的伞绳力矩。

背罩受到的合力P_b和合力距M_b为：

P_b＝T_b+m_bg_b+R_b

M_b＝M_Rb+M_lb

其中T_b为背罩受到的伞绳力、m_b为背罩质量、g_b为背罩的引力加速度、R_b为背罩受到的气动力；M_Rb为背罩受到的气动力矩、M_lb为背罩受到的伞绳力矩。

根据降落伞和背罩的刚体动力学模型及吊带模型，可以建立降落伞背罩组合体动力学与运动学模型，模型状态量包含了降落伞的位置、速度、角速度、姿态角。

2)仿真中降落伞和背罩组合体的初始位置、速度、姿态和角速度等参数根据可能范围进行随机设定，可能范围则通过下降过程蒙特卡洛仿真给出。

3)仿真中需要对降落伞气动阻力系数、火星大气密度等不确定性参数在可能范围内进行拉偏，且仿真弹道中必须包含降落伞气动阻力系数、火星大气密度均取可能最小值及可能最大值的情况，以对应降落伞背罩组合体最短和最长留空时间情况。

4)仿真中必须包含不同方向最大火星风速与降落伞背罩组合体最短和最长留空时间组合情况，以便全面覆盖降落伞落点范围。

落点变换具体操作步骤如下：

1)分离瞬时参考坐标系Σ_s定义如下，坐标系原点为降落伞背罩组合体分离时刻着陆器位置与火星质心连线和火星表面交点，Z轴沿着陆器位置与火星质心连线指向火星引力反方向，X轴指向着陆器瞬时速度方向，Y轴与X轴Z轴构成笛卡尔坐标系，分离瞬时参考坐标系定义如图2所示；

2)假设分离瞬时参考坐标系Σ_s相对火星进入地面坐标系系Σ_m的旋转矩阵为R_sm，在火星进入地面坐标系系Σ_m下，分离瞬时参考坐标系Σ_s原点位置为T_sm，分离瞬时参考坐标系Σ_s下的降落伞落点

步骤二将降落伞落点转换到分离瞬时参考坐标系中的意义在于：如图4所示，受到火星大气流动的作用，降落伞落点不确定性高，在火星进入地面坐标系下的降落伞落点围绕着陆器落点随机分布，无法进一步明确规避机动方向和大小，如图3所示，而在分离瞬时参考坐标系下，降落伞落点展现出规律性分布，初始速度的作用使降落伞背罩组合体趋向于飞行更远的距离，且侧向距离有一定的范围，如图4所示。

落点散布椭圆参数确定具体操作步骤如下：

1)落点散布椭圆中心

落点协方差矩阵定义为

由于分离时着陆器高度仅为数公里，着陆器以及降落伞背罩组合体运动范围有限，可将下方的火星表面视为高度0Km处的平面，并在该平面内分析落点散布及着陆器相对位置关系，所以定义0Km平面内的落点协方差矩阵σ_s′为矩阵σ_s的左上角2×2子块，0Km平面内的落点散布椭圆中心

为

前两个元素构成的二维矢量；

2)落点散布椭圆长短半轴分别为a＝λ₁，b＝λ₂，其中λ₁和λ₂分别为0Km平面落点协方差矩阵σ_s′的两个特征值，且有λ₁＞λ₂，长半轴与分离瞬时参考坐标系X轴夹角θ_a＝tan^-1(u_y/u_x)，其中u_x和u_y为特征值λ₁对应特征向量的两个元素。

着陆器落点预测具体操作步骤如下：

1)根据分离瞬时参考坐标系的定义，分离时刻着陆器的位置r_s＝(0 0 h)^T，其中h为着陆器高度，同时将分离时刻着陆器的速度v_s0分解为沿分离瞬时参考坐标系Z轴方向的v_z0和分离瞬时参考坐标系的X轴Y轴平面内的v_xy0；

2)在Z轴方向，根据着陆器高度h和着陆末端期望高度0Km，着陆器速度v_s和着陆末端期望速度0m/s，以及着陆末端期望加速度a_f计算剩余飞行时间t_r。首先选择Z轴方向加速度曲线为时间的线性函数，则有：

a_t＝C₀+C₁t_r

其中r₀、v₀表示着陆器的初始位置和速度，a_t、v_t、r_t表示着陆末端的加速度、速度、位置，C₀、C₁表示待定系数，在Z轴方向，末端的期望状态为a_t＝a_f,v_t＝0,r_t＝0，若着陆末端期望加速度a_f不为0，则有：

若着陆末端期望加速度a_f取为0，则剩余飞行时间为：

3)假设X轴Y轴平面内的运动为匀减速运动，估算X轴Y轴平面内的位移为v_xy0t_r/2，则0Km平面内着陆器预测落点L＝(v_xy0t_r/2,0)^T，其中v_xy0是分离时刻着陆器速度在分离瞬时参考坐标系的X轴Y轴平面内的分量。

判断着陆器预测落点是否在降落伞落点散布椭圆内具体操作步骤如下：

1)计算着陆器预测落点相对降落伞落点散布椭圆中心的矢量

并计算矢量L_r与分离瞬时参考坐标系X轴夹角θ_L，设L_r＝(x_r y_r)^T，则θ_L＝tan^-1(y_r/x_r)；

2)若||L_r||大于

则着陆器预测落点在降落伞落点散布椭圆之外，若||L_r||小于

则着陆器预测落点在降落伞落点散布椭圆之内，其中

为椭圆边缘到中心的距离(根据椭圆参数方程得出)。

不施加规避机动的着陆器控制具体操作步骤如下：

1)在Z轴方向，根据着陆器高度h和着陆末端期望高度0Km，着陆器速度v_s和着陆末端期望速度0m/s，以及着陆末端期望加速度a_f计算剩余飞行时间t_r。

与预测过程相同，选择Z轴方向加速度曲线为时间的线性函数，则有：

a_t＝C₀+C₁t_r

其中r₀、v₀表示着陆器的初始位置和速度，a_t、v_t、r_t表示着陆末端的加速度、速度、位置，C₀、C₁表示待定系数，t_r为剩余飞行时间，在Z轴方向，末端的期望状态为a_t＝a_f,v_t＝0,r_t＝0，若着陆末端期望加速度a_f不为0，则有：

若着陆末端期望加速度a_f取为0，则剩余飞行时间为：

2)在Z轴方向，根据着陆器高度h和着陆末端期望高度0Km，着陆器速度v_Z和着陆末端期望速度0m/s，着陆末端期望加速度a_f和剩余飞行时间t_r，计算控制加速度多项式系数，并给出Z轴方向着陆器控制加速度a_Z；

由于期望状态给定了三个约束(位置、速度、加速度)，因此选择二次多项式加速度曲线作为加速度指令：

a_Z＝K₀+K₁t+K₂t²

其中K₀、K₁、K₂为待定系数，分别为常数系数，一次项系数、二次项系数，t为飞行时间。

将剩余飞行时间t_r代入上式可得着陆末端加速度为：

类似地，着陆末端速度和高度为：

其中r₀、v₀表示着陆器的初始位置和速度。a_t、v_t、r_t表示着陆末端的加速度、速度、位置，在Z轴方向，末端的期望状态为a_t＝a_f,v_t＝0,r_t＝0，可以解得：

利用这三个系数K₀、K₁、K₂，可以确定着陆器期望加速度随时间的变化也就是Z轴控制加速度a_Z，需要注意的是，在每个制导周期重新计算系数K₀、K₁、K₂及剩余飞行时间t_r；

3)在X轴Y轴平面内，着陆器控制加速度为a_XY＝-v_xy/t_r，其中v_xy是着陆器速度在分离瞬时参考坐标系的X轴Y轴平面内的分量；

4)着陆器总控制加速度为a_c＝a_XY+a_Z；

施加规避机动的着陆器控制具体操作步骤如下：

1)确定着陆器预测落点L到降落伞落点散布椭圆边缘最近距离及最近距离方向，根据降落伞落点散布椭圆参数方程

其中(x,y)^T为椭圆曲线点对应的坐标，θ为点(x,y)^T与椭圆中心连线方向和椭圆长轴夹角，以Δθ为角度增量在0°～360°范围内搜索使(x,y)^T和L_r欧式距离最小的θ_min，并依照椭圆参数方程计算降落伞落点散布椭圆上距离L_r最近的点(x_min,y_min)^T；

2)确定规避机动矢量Δ＝(x_min,y_min)^T-L_r，如图5所示，此时相当于在不施加规避机动的着陆器控制加速度基础上在矢量Δ的方向上叠加一个规避机动，机动时间为t_r，机动距离为||Δ||，因此在矢量Δ方向上，根据初始速度为0m/s和着陆终端期望速度为0m/s，着陆初始位置为0m和着陆终端期望位移||Δ||，期望末端加速度为0m/s²为约束，求解控制加速度多项式系数，并获得规避机动控制加速度a_m

同样的，规避机动控制加速度取为二次多项式：

a_m＝S₀+S₁t+S₂t²

三个待定系数系数S₀、S₁、S₂可以由位置、速度、加速度的约束解得：

则着陆器总控制加速度为a_c＝a_XY+a_Z+a_m，其中a_XY和a_Z的计算方法与不施加规避机动情况相同。

实施例：

为了验证本发明给出的降落伞规避机动策略，进行了1020次蒙特卡洛仿真，施加规避机动后分离瞬时参考坐标系下的降落伞落点散布如图6所示。仿真结果表明：降落伞背罩组合体与着陆器落点距离小于100m的轨迹数量为3条，落点距离小于100m概率仅为0.29％，1020条轨迹中99.73％的落点相对距离大于90.74m，最小距离为68.73m，落点相对距离统计直方图如图7所示。

需要注意的是，具体实施方式仅仅是对本发明技术方案的解释和说明，不能以此限定权利保护范围。凡根据本发明权利要求书和说明书所做的仅仅是局部改变的，仍应落入本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤一：针对降落伞背罩组合体动力学模型和降落伞背罩组合体运动学模型进行蒙特卡洛仿真，得到降落伞落点p_i；

步骤二：构建分离瞬时参考坐标系，并将降落伞落点变换至分离瞬时参考坐标系中，得到变换后的分离瞬时参考坐标系中降落伞落点；

步骤三：根据变换后的分离瞬时参考坐标系中降落伞落点得到降落伞落点的均值和降落伞落点的协方差矩阵，并根据降落伞落点的均值和协方差矩阵得到分离瞬时参考坐标系下降落伞落点散布状态中地平面上的落点散布椭圆中心

椭圆长半轴a和椭圆短半轴b以及椭圆长半轴a与分离瞬时参考坐标系X轴夹角θ_a，并根据落点散布椭圆中心

椭圆长半轴a和椭圆短半轴b以及长半轴与分离瞬时参考坐标系X轴夹角θ_a得到地平面上降落伞落点散布椭圆；

步骤四：利用降落伞背罩组合体分离时刻着陆器的速度v_s和位置r_s预测着陆器落点L，并将着陆器落点L变换至分离瞬时参考坐标系中；

步骤五：判断预测着陆器落点L和地平面上降落伞落点散布椭圆的位置关系，若着陆器落点L在降落伞落点散布椭圆之外，则不施加规避机动，若着陆器落点L在降落伞落点散布椭圆之内，则在最近距离矢量Δ方向上施加规避机动，使着陆器规避机动距离为最近距离矢量Δ的长度||Δ||，

其中，最近距离矢量Δ根据着陆器落点L、降落伞落点散布椭圆得到降落伞落点散布椭圆上距离着陆器落点L最近的点，然后根据降落伞落点散布椭圆上距离着陆器落点L最近的点在分离瞬时参考坐标系下的坐标以及着陆器落点L在分离瞬时参考坐标系下的坐标得到最近距离矢量Δ，进而得到最近距离矢量Δ方向以及最近距离矢量Δ的长度||Δ||。

2.根据权利要求1所述的基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，其特征在于所述变换后的分离瞬时参考坐标系中降落伞落点表示为：

其中，R_sm为分离瞬时参考坐标系Σ_s相对火星进入地面坐标系系Σ_m的旋转矩阵，T_sm为分离瞬时参考坐标系Σ_s原点位置。

3.根据权利要求2所述的基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，其特征在于所述落点散布椭圆中心

表示为：

其中，n表示蒙特卡洛仿真总次数，

表示第i次蒙特卡洛仿真中分离瞬时参考坐标系中降落伞落点。

4.根据权利要求3所述的基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，其特征在于所述降落伞落点的协方差矩阵表示为：

5.根据权利要求4所述的基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，其特征在于所述椭圆长半轴a和椭圆短半轴b表示为：

其中，λ₁和λ₂分别为地平面落点协方差矩阵σ′_s的两个特征值。

6.根据权利要求5所述的基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，其特征在于所述椭圆长半轴a与分离瞬时参考坐标系X轴夹角θ_a表示为：

θ_a＝tan^-1(u_y/u_x)

其中，u_x和u_y为特征值λ₁对应特征向量的两个元素。

7.根据权利要求6所述的基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，其特征在于所述步骤四中预测着陆器落点L表示为：

L＝(v_xy0t_r/2,0)^T

其中，v_xy0表示分离时刻着陆器速度在分离瞬时参考坐标系的X轴Y轴平面内的分量，t_r表示着陆器剩余飞行时间，r₀表示着陆器的初始位置，v₀表示着陆器的初始速度，a_f表示着陆器在着陆末端的期望加速度。

8.根据权利要求7所述的基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，其特征在于所述步骤五中判断预测着陆器落点L和地平面上降落伞落点散布椭圆的位置关系的具体步骤为：

首先计算着陆器预测落点L相对落点散布椭圆中心

的矢量

并计算矢量L_r与分离瞬时参考坐标系X轴夹角θ_L，θ_L＝tan^-1(y_r/x_r)，其中x_r表示矢量L_r的第一个元素，y_r表示矢量L_r的第二个元素；

若||L_r||大于

则着陆器预测落点在降落伞落点散布椭圆之外，若||L_r||小于等于

则着陆器预测落点在降落伞落点散布椭圆之内，其中

为落点散布椭圆边缘到落点散布椭圆中心的距离。

9.根据权利要求8所述的基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，其特征在于所述步骤五中不施加规避机动时，着陆器的总控制加速度为：

a_c＝a_XY+a_Z

a_XY＝-v_xy/t_r

a_Z＝K₀+K₁t+K₂t²

其中，t表示飞行时间，a_f表示着陆末端期望加速度，K₀、K₁、K₂为待定系数，t_r表示剩余飞行时间，a_Z表示分离瞬时参考坐标系中Z轴方向着陆器控制加速度，v_xy表示着陆器速度在分离瞬时参考坐标系的X轴Y轴平面内的分量。

10.根据权利要求9所述的基于降落伞落点离线分析的火星着陆器降落伞规避方法，其特征在于所述步骤五中施加规避机动时，着陆器的总控制加速度为：

a_c＝a_XY+a_Z+a_m

a_m＝S₀+S₁t+S₂t²

其中，a_m表示规避机动控制加速度，S₀、S₁、S₂表示待定系数。

Images