[发明专利]一种月面高精度定时定点着陆轨道控制方法

说明书

本发明提供的一种月面高精度定时定点着陆轨道控制方法，用于在月面软着陆任务中制定近月制动及以后的轨控策略，根据着陆点位置和着陆点时刻要求，通过一种双层迭代方法，利用轨控速度增量对轨道面内外参数同时进行微分修正，在近月制动、环月修正和环月降轨多次使用该策略，逐次缩小轨控残差，从而使得动力下降初始点对应的理论着陆点位置、速度和着陆时刻满足高精度定时定点着陆的任务要求；该方法不仅可解决月面软着陆任务着陆区面积狭小的难题，还可以保证动力下降段前后的测控条件满足任务要求。

技术领域

本发明属于卫星轨道设计技术领域，具体涉及一种月面高精度定时定点着陆轨道控制方法。

背景技术

嫦娥三号预选着陆区月理纬度44.1±1.5°N，月理经度26.4°W±8.2°W；嫦娥四号预选主着陆区月理纬度45.5°±0.5°S，月理经度177.6°±1.2°E(备着陆区大小一致)。嫦娥四号着陆区范围(左)仅为嫦娥三号着陆区范围(右)的5％(等比例示意图如图1所示)，这对于嫦娥四号的着陆精度提出了更为苛刻的要求。

整个月球软着陆任务的飞行过程为：着陆器与运载火箭分离后，进入4～5天地月转移轨道，到达近月点时实施近月制动，被月球捕获，形成高度约为100km的环月轨道，期间安排两次环月修正用于修正近月制动产生的残差，然后进行环月降轨，进入约100km×15km轨道，运行约4天后到达动力下降初始点，进入动力下降段，最终软着陆在月球表面。

由于受当前动力下降制导律的约束，着陆器在动力下降段不具备着陆点位置的调整能力，因此动力下降初始点(自由飞行轨道与动力下降段的衔接点)的位置才是决定着陆点位置的关键因素。在动力下降初始点需满足原嫦娥三号需求(探测器的速度、距离月面的高度)的基础上，嫦娥四号着陆区的缩小对动力下降初始点的位置和时刻提出了高精度的瞄准需求。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是提供一种月面高精度定时定点着陆轨道控制方法，解决了着陆区范围缩小带来的动力下降初始点的位置和时刻精确瞄准的难题。

一种月面高精度定时定点着陆轨道控制方法，包括步骤如下：

步骤1、以近月制动前定轨参数为输入，将轨道预报至近月制动点，在近月制动点，目标变量包括环月半长轴初值a_f和轨道倾角初值i_L，设计变量包括近月制动切向速度分量Δv_t和法向速度分量Δv_n；

采用微分修正方法，通过多次修正设计变量使得目标变量满足要求，具体为：将目标变量和设计变量之间的关系表示为：

其中，

采用微分修正方法的第一次迭代计算时，为设计变量设置一个初值则与目标值比较得到判断是否满足要求，如果满足，执行下一步，如果不满足，进入第二次迭代；

目标变量和设计变量之间的误差关系线性化表示为：

即

利用数值差分计算可得到然后对设计变量进行更新：

基于更新后的设计变量再次采用微分修正法，进入第二次迭代计算，最后获得本次迭代的如此循环迭代，直到满足要求，完成第一个内层迭代，输出当前的设计变量进入步骤2；

步骤2、基于步骤1获得的设计变量得到近月制动变轨量，再将该近月制动变轨量与轨道状态叠加，将轨道预报至环月降轨点，进入第二个内层迭代：将本层迭代计算的目标变量设置为动力下降初始点的纬度和高度h_d，将设计变量设置为环月降轨纬度幅角u和切向轨控速度增分量Δv′_t，即：

将目标变量和设计变量之间的关系表示为：