[发明专利]一种深空探测器动力下降初始关键参数优化方法

说明书

技术领域

本发明涉及月球探测技术领域，具体涉及一种深空探测器动力下降初始关键参数优化方法。

背景技术

目前的月球软着陆探测任务，从飞行程序上都是探测器经历近月制动后，先进入环月圆轨道，轨道高度通常为100km～200km，运行若干周期后，通过环月降轨进入近月点约为15km高度的椭圆轨道，同样运行一定周期后在近月点约15km高度开始动力下降直至软着陆月面。在探测器发动机推力和比冲、探测器质量和器上制导律一定的情况下，探测器动力下降过程的月心角是相对固定的，因此为实现在月面指定区域着陆，动力下降初始点月理纬度需满足处于一定范围内。

通常动力下降初始点选择在近月点，该点运行轨道高度最低，速度都集中在切线方向以此作为标称状态开展系统设计，任务过程尽可能达到该设计状态。因此实际任务过程中动力下降初始点越接近近月点，越有利于保证动力下降过程制导过程平稳，航程接近标称设计状态，使探测器着陆在指定着陆区内。但探测器进入近月点高度约为15km的椭圆轨道运行一定时间后，由于月球摄动的影响，轨道偏心率和近月点纬度会发生变化，造成运行至预定动力下降点月理纬度时，已不是近月点，同时对应预定纬度的轨道高度也将偏离要求高度，且随着飞行时间的增加，近月点纬度和高度的偏差逐渐增大。若轨道高度偏差较大，除不能满足着陆至指定着陆区外，受月面地形(最高山峰为10km)影响，当轨道高度偏低时还存在撞月的安全性风险。为了减小轨道偏差，一种可行的方法是在近月点高度约为15km的椭圆轨道运行较短时间，使轨道高度和幅角变化在允许误差范围内。这样在变轨至近月点高度为15km的轨道后，没有较多的时间应对变轨故障、实现充电功率平衡、完成敏感器的测试等任务，将为动力下降过程带来风险。若在该椭圆轨道运行较长时间，必须要考虑进行轨道修正，如前苏联Luna系列月球探测器就是进行了第二次变轨来修正近月点高度和近月点纬度。

对于轨道修正，由于轨道近月点在月球正面才能着陆在月球正面区域，通常需要在月球背面进行变轨。受月球本体遮挡，变轨过程通常在无地面测控弧段区域，在器上系统故障情况(如发动机未及时关闭、推进系统压力增大等)，地面无法及时干预，存在安全性风险。而且变轨过程器上功率能源有较大消耗，需后续环月过程进行充电，在一定程度上影响系统的可靠性及后续任务的快速实施。因此从系统可靠性角度考虑，环月降轨次数越少越有利。希望能通过一次环月降轨，使探测器运行至动力下降初始月理纬度时正好处于近月点，且高度、速度、测控弧段等条件满足要求。

为了解决上述问题，需要设计一种有效的解决方法。

发明内容

本发明的目的是为了克服现有技术的不足，提出了一种深空探测器动力下降初始关键参数优化方法，利用该方法能够得到一次环月降轨的参数，使深空探测器到达动力下降初始点时，月理纬度、高度、速度、测控弧段等关键参数满足任务要求。

本发明的技术解决方案是：

一种深空探测器动力下降初始关键参数优化方法，具体步骤为：

获取目标近月点高度h_p与计算的近月点高度h之间的差量Δh，获取目标近月点月理纬度φ_p与计算的月理纬度φ之间的差量Δφ；并以Δh和Δφ小于设定阈值为目标，通过迭代优化获取深空探测器动力下降初始关键参数，所述参数包括开始点火时刻T_ib，点火速度增量ΔV_f和点火方向

进一步地，本发明的具体过程为：

步骤一、设定参量：用于环月轨道外推的时刻T₀，在T₀时刻月心J2000惯性坐标系下的瞬时轨道参数()，环月降轨脉冲点火时刻T_i距时刻T₀的时间间隔ΔT₀，环月降轨点火速度增量轨道飞行周期数N_T；

步骤二、从时刻T₀开始，在月心J2000惯性坐标系下根据所述()将轨道外推至T_i时刻，计算T_i时刻对应的瞬时轨道参数()；将所述()外推N_T周期后计算对应近月点高度h和月理纬度φ；