CN110104219B

CN110104219B - 一种控制探测器着陆地外天体的方法及装置

Info

Publication number: CN110104219B
Application number: CN201910332421.7A
Authority: CN
Inventors: 刘勇; 李革非; 陈明; 郝大功; 马传令
Original assignee: Unit 63920 Of Pla
Current assignee: Unit 63920 Of Pla
Priority date: 2019-04-24
Filing date: 2019-04-24
Publication date: 2020-09-08
Anticipated expiration: 2039-04-24
Also published as: CN110104219A

Abstract

本申请公开一种控制探测器着陆地外天体的方法及装置，属于航天技术领域，包括：根据设定的到达目标点的高度和轨道倾角确定在设定控制点的中途修正控制参数，按照该参数控制探测器的转移轨道，根据控制后的转移轨道和设定的轨道半长轴确定制动控制参数，根据该参数控制探测器进行制动；根据制动后的轨道和目标动力下降参数确定降轨控制参数，按照该参数控制探测器降轨；根据降轨后的轨道确定动力下降参数，根据该动力下降参数和目标动力下降参数确定着陆偏差，根据着陆偏差修正轨道倾角和/或轨道半长轴；当着陆位置偏差大于设定位置偏差时，执行确定中途修正控制参数的步骤；当仅着陆时间偏差大于设定时间偏差时，执行确定制动控制参数的步骤。

Description

一种控制探测器着陆地外天体的方法及装置

技术领域

本申请涉及航天技术领域，尤其涉及一种控制探测器着陆地外天体的方法及装置。

背景技术

在航天技术领域中，对地外天体的探测如月面勘测、载人登月、火星着陆等对人类活动具有重大意义，由于探测器着陆地外天体后的巡视工作受着陆点的位置、光照等条件限制，一般都要求探测器定时定点进行着陆。

以着陆月球为例，实际应用中，探测器着陆月球的飞行过程可分为发射段、地月转移段、环月段、动力下降段和月面工作段，探测器从发射入轨到着陆月面，探测器的全程飞行时间和飞行过程固定。现有技术中，探测器入轨后，如果入轨轨道存在偏差，需要尽可能地调整探测器的速度使探测器的实际轨道去逼近设定的轨道，针对入轨轨道偏差比较小的情况，还可满足定时定点着陆的要求，但当入轨轨道偏差比较大时，很难将探测器的实际轨道修正到设定轨道，无法满足定时定点着陆的要求，因此，最终的着陆偏差会比较大。

发明内容

本申请实施例提供一种控制探测器着陆地外天体的方法及装置，用以解决现有技术中存在的探测器的着陆偏差比较大的问题。

第一方面，本申请实施例提供的一种控制探测器着陆地外天体的方法，包括：

根据设定的到达目标点时的高度和轨道倾角，确定在设定的控制点对探测器的转移轨道进行控制时的中途修正控制参数，所述中途修正控制参数包括控制时刻和速度增量，并按照所述中途修正控制参数对所述探测器的转移轨道进行控制，所述目标点为所述探测器从地球向所述地外天体转移时距所述地外天体最近的点；

根据控制后所述探测器的转移轨道和设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴，确定在所述目标点对所述探测器进行制动时的制动控制参数，所述制动控制参数包括制动时刻和速度增量，并按照所述制动控制参数对所述探测器进行制动；

根据制动后所述探测器环所述地外天体运行的轨道和目标动力下降参数，确定所述探测器环所述地外天体降轨时的降轨控制参数，所述降轨控制参数包括降轨时刻和速度增量，并按照所述降轨控制参数控制所述探测器环所述地外天体进行降轨，所述目标动力下降参数包括目标动力下降位置和目标动力下降时刻，所述目标动力下降位置根据设定的目标着陆位置确定，所述目标动力下降时刻根据设定的目标着陆时刻确定；

根据所述探测器环所述地外天体降轨后的轨道、所述设定的目标着陆时间与动力下降时间之间的转换关系和所述设定的目标着陆位置与动力下降位置之间的转换关系，确定所述探测器当前的动力下降参数；

根据所述探测器当前的动力下降参数和所述目标动力下降参数确定着陆偏差，所述着陆偏差包括着陆的位置偏差和时间偏差，若确定所述着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求，则根据所述设定的目标着陆位置和当前的着陆位置对到达所述目标点的轨道倾角进行修正，当前的着陆位置根据所述探测器当前的动力下降位置确定；若确定所述着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求，则根据所述着陆时间偏差对设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴进行修正；

当所述着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求时，执行所述根据设定的到达目标点时的高度和轨道倾角，确定在设定的控制点对探测器的转移轨道进行控制时的中途修正控制参数的步骤；

当所述着陆位置偏差不大于设定的位置偏差要求、所述着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求时，执行所述根据控制后所述探测器的转移轨道和设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴，确定在所述目标点进行制动时的制动控制参数的步骤。

本申请实施例中，根据设定的到达目标点时的高度和轨道倾角，确定在设定的中途修正控制点对探测器的转移轨道进行修正时的中途修正控制参数，并按照中途修正控制参数对探测器的转移轨道进行修正，之后，根据修正后的转移轨道和设定的环地外天体运行的轨道半长轴，确定在目标点对探测器进行制动时的制动控制参数，并按照制动控制参数对探测器进行制动；根据制动后探测器环地外天体运行的轨道和目标动力下降参数，确定探测器环地外天体降轨时的降轨控制参数，并按照降轨控制参数控制探测器环地外天体进行降轨，其中，目标动力下降参数包括目标动力下降位置和目标动力下降时刻，目标动力下降位置根据设定的目标着陆位置确定，目标动力下降时刻根据设定的目标着陆时刻确定，进一步地，根据探测器环地外天体降轨后的轨道、设定的目标着陆时间与动力下降时间之间的转换关系和设定的目标着陆位置与动力下降位置之间的转换关系，确定探测器当前的动力下降参数，再根据该动力下降参数和目标动力下降参数确定着陆偏差，其中，着陆偏差包括着陆的位置偏差和时间偏差，若确定着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求，则根据设定的目标着陆位置和当前的着陆位置对到达目标点的轨道倾角进行修正；若确定着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求，则根据着陆时间偏差对设定的环地外天体运行的轨道半长轴进行修正，当确定着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求时，执行所述确定中途修正控制参数的步骤；当着陆位置偏差不大于设定的位置偏差要求、着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求时，执行所述确定制动控制参数的步骤，这样，在中途修正之后，根据修正后探测器的转移轨道重新确定探测器的制动控制参数、降轨控制参数，相当于重构了环地外天体运行的轨道和降轨轨道，而不再是让探测器的轨道去逼近设定的轨道，对探测器的轨道规划更灵活、更合理，并且，本申请在重构了探测器的轨道之后还确定了按照该轨道着陆时的着陆位置偏差和着陆时间偏差，将着陆位置偏差修正至探测器到达目标点时的轨道倾角，将着陆时间偏差修正至探测器环地外天体运行时的轨道半长轴，之后进入下一轮修正，直至着陆偏差满足要求，即便入轨偏差比较大，也可保证着陆精度。

可选地，根据所述设定的目标着陆位置和当前的着陆位置对到达所述目标点的轨道倾角进行修正，包括：

根据设定的轨道平面控制点的位置和所述设定的目标着陆位置确定第一轨道面的法向向量，所述设定的轨道平面控制点为升交点，以及根据所述设定的轨道平面控制点的位置和当前的着陆位置确定第二轨道面的法向向量；

根据所述第一轨道面的法向向量和所述第二轨道面的法向向量，确定所述第一轨道面与所述第二轨道面之间的倾角偏差；

根据所述倾角偏差对设定的到达所述目标点时的轨道倾角进行修正。

可选地，根据着陆时间偏差对设定的环所述地外天体运行时的轨道半长轴进行修正，包括：

根据所述着陆时间偏差、设定的制动到降轨期间所述探测器环所述地外天体运行的圈数、以及设定的降轨到动力下降期间所述探测器环所述地外天体运行的圈数，确定制动到动力下降期间所述探测器的轨道周期差；

根据所述轨道周期差、设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴和所述地外天体的引力常数确定目标轨道半长轴；

将所述目标轨道半长轴确定为修正后设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴。

第二方面，本申请实施例提供的一种控制探测器着陆地外天体的装置，包括：

中途修正模块，用于根据设定的到达目标点时的高度和轨道倾角，确定在设定的控制点对探测器的转移轨道进行控制时的中途修正控制参数，所述中途修正控制参数包括控制时刻和速度增量，并按照所述中途修正控制参数对所述探测器的转移轨道进行控制，所述目标点为所述探测器从地球向所述地外天体转移时距所述地外天体最近的点；

制动模块，用于根据控制后所述探测器的转移轨道和设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴，确定在所述目标点对所述探测器进行制动时的制动控制参数，所述制动控制参数包括制动时刻和速度增量，并按照所述制动控制参数对所述探测器进行制动；

降轨模块，用于根据制动后所述探测器环所述地外天体运行的轨道和目标动力下降参数，确定所述探测器环所述地外天体降轨时的降轨控制参数，所述降轨控制参数包括降轨时刻和速度增量，并按照所述降轨控制参数控制所述探测器环所述地外天体进行降轨，所述目标动力下降参数包括目标动力下降位置和目标动力下降时刻，所述目标动力下降位置根据设定的目标着陆位置确定，所述目标动力下降时刻根据设定的目标着陆时刻确定；

动力下降参数确定模块，用于根据所述探测器环所述地外天体降轨后的轨道、所述设定的目标着陆时间与动力下降时间之间的转换关系和所述设定的目标着陆位置与动力下降位置之间的转换关系，确定所述探测器当前的动力下降参数；

修正模块，用于根据所述探测器当前的动力下降参数和所述目标动力下降参数确定着陆偏差，所述着陆偏差包括着陆的位置偏差和时间偏差，若确定所述着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求，则根据所述设定的目标着陆位置和当前的着陆位置对到达所述目标点的轨道倾角进行修正，当前的着陆位置根据所述探测器当前的动力下降位置确定；若确定所述着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求，则根据所述着陆时间偏差对设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴进行修正；

偏差处理模块，用于当所述着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求时，执行所述根据设定的到达目标点时的高度和轨道倾角，确定在设定的控制点对探测器的转移轨道进行控制时的中途修正控制参数的步骤；以及用于当所述着陆位置偏差不大于设定的位置偏差要求、所述着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求时，执行所述根据控制后所述探测器的转移轨道和设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴，确定在所述目标点进行制动时的制动控制参数的步骤。

可选地，所述修正模块具体用于：

第三方面，本申请实施例提供的一种电子设备，包括：至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器，其中：

存储器存储有可被至少一个处理器执行的指令，该指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行上述控制探测器着陆地外天体的方法。

第四方面，本申请实施例提供的一种计算机可读介质，存储有计算机可执行指令，所述计算机可执行指令用于执行上述控制探测器着陆地外天体的方法。

另外，第二方面至第四方面中任一种设计方式所带来的技术效果可参见第一方面中不同实现方式所带来的技术效果，此处不再赘述。

本申请的这些方面或其它方面在以下实施例的描述中会更加简明易懂。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请实施例提供的探测器着陆地外天体的过程示意图；

图2为本申请实施例提供的控制探测器着陆地外天体的方法的流程图；

图3为本申请实施例提供的动力下降点与着陆点之间的位置关系示意图；

图4为本申请实施例提供的建立的实际动力下降开始点时刻瞬时惯性系的示意图；

图5为本申请实施例提供的定时定点月面着陆全程轨道控制设计方法的流程；

图6为本申请实施例提供的用于实现控制探测器着陆地外天体的方法的电子设备的硬件结构示意图；

图7为本申请实施例提供的控制探测器着陆地外天体的装置的结构示意图。

具体实施方式

为了解决现有技术中存在的探测器的着陆偏差比较大的问题，本申请实施例提供了一种控制探测器着陆地外天体的方法及装置。

以下结合说明书附图对本申请的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本申请，并不用于限定本申请，并且在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

为了便于理解本申请，本申请涉及的技术术语中：

地外天体，是指除地球之前的天体，如月球、火星等。

轨道倾角，是指探测器运行的轨道面与地球赤道面或与地外天体赤道面之间的夹角，决定了探测器运行的轨道面与赤道面之间的关系。

升交点，是指探测器由南向北运行时，探测器的轨道面与赤道面的交点。

近月点，是指探测器在围绕月亮飞行时椭圆形轨道中离月球最近的那个点。

远月点，是指探测器在围绕月亮飞行时椭圆形轨道中离月球最远的那个点。

真近点角，是指探测器从近地点或近月点起沿轨道运动时其向径扫过的角度，是某一时刻轨道近地点或近月点到探测器位置矢量的夹角，真近点角决定了探测器在轨道中的具体位置。

参见图1，图1示出了本申请实施例提供的探测器着陆地外天体的过程示意图，一般地，探测器着陆地外天体的过程包括发射段、地天体转移段、环地外天体运行段和动力下降段，其中，发射段是指从运载火箭发射探测器至器箭分离的阶段；地天体转移段是指探测器与运载火箭分离到探测器执行近地外天体制动前的飞行过程；环地外天体运行段是指从近地外天体制动开始到动力下降开始前的飞行过程；动力下降段是指动力下降开始至抵达地外天体表面的着陆过程。

为了实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点着陆，本申请实施例进行了包括地天体转移、近地外天体制动、环地外天体运行降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划，具体地，根据轨道倾角建立动力下降点与设定的着陆点之间的匹配转换关系，构建地天体转移、近地外天体制动、环地外天体运行降轨三段轨道控制的规划变量和目标参数，并设计了中途修正、近地外天体制动、环地外天体降轨、动力下降的全程轨道控制联合规划策略，将全程轨道控制后的着陆位置偏差修正至中途修正瞄准的相对地外天体的轨道倾角，将全程轨道控制后的着陆时间偏差修正至近地外天体制动瞄准的环地外天体运行的轨道半长轴，并反复进行修正，直到确定探测器的着陆偏差满足指标要求。

具体地，参见图2，图2为本申请实施例提供的控制探测器着陆地外天体的方法的流程图，包括以下步骤：

S201：根据设定的到达目标点时的高度和轨道倾角，确定在设定的控制点对探测器的转移轨道进行控制时的中途修正控制参数，并按照中途修正控制参数对探测器的转移轨道进行控制。

其中，中途修正控制参数包括对探测器的转移轨道进行控制的控制时刻和速度增量，目标点为探测器从地球向地外天体转移时距地外天体最近的点，地外天体如月球、火星等，当地外天体为月球时，目标点为近月点。

S202：根据控制后探测器的转移轨道和设定的环地外天体运行的轨道半长轴，确定在目标点对探测器进行制动时的制动控制参数，并按照制动控制参数对探测器进行制动。

其中，制动控制参数包括对探测器进行制动的制动时刻和速度增量。

S203：根据制动后探测器环地外天体运行的轨道和目标动力下降参数，确定探测器环地外天体降轨时的降轨控制参数，并按照降轨控制参数控制探测器环地外天体进行降轨。

其中，降轨控制参数包括探测器环地外天体进行降轨的降轨时刻和速度增量，目标动力下降参数包括目标动力下降位置和目标动力下降时刻，且目标动力下降位置根据设定的目标着陆位置确定、目标动力下降时刻根据设定的目标着陆时刻确定。

S204：根据探测器环地外天体降轨后的轨道、设定的目标着陆时间与动力下降时间之间的转换关系和设定的目标着陆位置与动力下降位置之间的转换关系，确定探测器当前的动力下降参数。

其中，探测器当前的动力下降参数包括探测器当前的动力下降时刻和当前的动力下降位置。

在具体实施时，当前的动力下降时刻与设定的动力下降段飞行时间之和等于设定的目标着陆时刻；设定的目标着陆位置与动力下降位置之间的转换关系参见后续关于图3的介绍，在此不再赘述。

S205：根据探测器当前的动力下降参数和目标动力下降参数确定着陆偏差，其中，着陆偏差包括着陆的位置偏差和时间偏差。

S206：若确定着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求，则根据设定的目标着陆位置和当前的着陆位置对到达目标点的轨道倾角进行修正；若确定着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求，则根据着陆时间偏差对设定的环地外天体运行的轨道半长轴进行修正。

在具体实施时，若确定着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求，则可根据设定的轨道平面控制点的位置和设定的目标着陆位置确定第一轨道面的法向向量，以及根据设定的轨道平面控制点的位置和当前的着陆位置确定第二轨道面的法向向量，其中，设定的轨道平面控制点为升交点，进而根据第一轨道面的法向向量和第二轨道面的法向向量，确定第一轨道面与第二轨道面之间的倾角偏差，并根据该倾角偏差对设定的到达目标点时的轨道倾角进行修正。

比如，根据以下公式确定第一轨道面与第二轨道面之间的倾角偏差α：

其中：

为第一轨道面的法向向量，

为设定的目标着陆点A的位置矢量，

A的赤经为：

其中，

为设定的动力下降开始时刻，

为设定的着陆时刻，ΔT_PD为设定的动力下降过程时间；T_PD为动力下降的当前开始时刻；A的纬度为：

为第二轨道面的法向向量，

为当前着陆点B的位置矢量，

λ_LB为B的经度，

为B的纬度；

为设定的轨道平面控制点C的位置矢量，

控制点C的纬度幅角为u_C＝0；假设在动力下降的开始时刻，轨道倾角为i、升交点赤经为Ω，则在瞬时惯性系中，根据球面三角公式，控制点C的赤经和纬度为：λ_C＝Ω+Δλ_C，Δλ_C＝tanu_C·cosi，

在具体实施时，若确定着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求，则可根据着陆时间偏差、设定的制动到降轨期间探测器环地外天体运行的圈数、以及设定的降轨到动力下降期间探测器环地外天体运行的圈数，确定制动到动力下降期间探测器的轨道周期差，根据轨道周期差、设定的环地外天体运行的轨道半长轴和地外天体的引力常数确定目标轨道半长轴，将该目标轨道半长轴确定为修正后设定的环地外天体运行时的轨道半长轴。

设定的动力下降阶段的航程和时长是固定的，所以动力下降的当前开始时刻与目标开始时刻之间的偏差等于当前着陆时刻与设定着陆时刻之间的偏差，因此，可根据以下公式确定从制动到动力下降期间探测器的轨道周期差：

其中，

为设定的动力下降开始时刻，

为设定的着陆时刻，ΔT_PD为设定的动力下降过程时间；T_PD为动力下降的当前开始时刻；Q_{B_HD}为开始制动到开始环地外天体降轨期间探测器的飞行圈数；Q_{HD_PD}为开始环地外天体降轨到开始动力下降期间探测器的飞行圈数；

进一步地，根据以下公式对近月制动目标轨道周期进行修正：

其中，μ为地外天体的引力常数，

为设定的环地外天体制动的轨道半长轴；

进一步地，根据以下公式确定目标轨道半长轴：

即为修正后设定的环地外天体运行的轨道半长轴

S207：若确定着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求，则进入S201。

S207’：若确定着陆位置偏差不大于设定的位置偏差要求、着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求，则进入S202。

本申请实施例中，根据设定的到达目标点时的高度和轨道倾角，确定在设定的中途修正控制点对探测器的转移轨道进行修正时的中途修正控制参数，并按照中途修正控制参数对探测器的转移轨道进行修正，之后，根据修正后的转移轨道和设定的环地外天体运行的轨道半长轴，确定在目标点对探测器进行制动时的制动控制参数，并按照制动控制参数对探测器进行制动；根据制动后探测器环地外天体运行的轨道和目标动力下降参数，确定探测器环地外天体降轨时的降轨控制参数，并按照降轨控制参数控制探测器环地外天体进行降轨，其中，目标动力下降参数包括目标动力下降位置和目标动力下降时刻，目标动力下降位置根据设定的目标着陆位置确定，目标动力下降时刻根据设定的目标着陆时刻确定，进一步地，根据探测器环地外天体降轨后的轨道、设定的目标着陆时间与动力下降时间之间的转换关系和设定的目标着陆位置与动力下降位置之间的转换关系，确定探测器当前的动力下降参数，再根据该动力下降参数和目标动力下降参数确定着陆偏差，其中，着陆偏差包括着陆的位置偏差和时间偏差，若确定着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求，则根据设定的目标着陆位置和当前的着陆位置对到达目标点的轨道倾角进行修正；若确定着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求，则根据着陆时间偏差对设定的环地外天体运行的轨道半长轴进行修正，当确定着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求时，执行确定中途修正控制参数的步骤；当着陆位置偏差不大于设定的位置偏差要求、着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求时，执行确定制动控制参数的步骤，这样，在中途修正之后，根据修正后探测器的转移轨道重新确定探测器的制动控制参数、降轨控制参数，相当于重构了环地外天体运行的轨道和降轨轨道，而不再是让探测器的轨道去逼近设定的轨道，对探测器的轨道规划更灵活、更合理，并且，本申请在重构了探测器的轨道之后还确定了按照该轨道着陆时的着陆位置偏差和着陆时间偏差，将着陆位置偏差修正至探测器到达目标点时的轨道倾角，将着陆时间偏差修正至探测器环地外天体运行时的轨道半长轴，之后进入下一轮修正，直至着陆偏差满足要求，即便入轨偏差比较大，也可保证着陆精度。

下面以探测器定时定点着陆月球为例对本申请实施例的方法进行介绍。

步骤一、确定飞行目标和设计约束。

月球探测器定时定点着陆月面的飞行轨道控制要求为：对应确定的发射入轨时刻，探测器在设定的着陆时刻着陆于设定的月面着陆点。

全程轨道控制设计的思路是：当入轨轨道存在偏差时，在全程飞行时间不变的条件下，重新设计中途修正、近月制动、环月降轨的飞行轨道和控制参数，使得探测器仍按照设定的着陆时刻着陆于设定的着陆点。

假设为探测器设定的着陆时刻为

设定的着陆点的位置为

其中，

表示着陆点的经度，

表示着陆点的经度。动力下降过程由探测器自主完成。探测器对于动力下降开始点的轨道状态具有一定的约束要求：动力下降开始点设定为位于环月轨道的近月点，满足设定的高度要求，即

探测器定时定点着陆的设定参数如下：

按照飞行阶段相对独立，每一阶段飞行轨道与设定轨道基本相符合的思路，针对确定的发射窗口，定时定点月面着陆全程轨道控制的设计约束包括：

地月转移轨道到达近月点的时刻不变；

近月制动到环月降轨的飞行时间基本不变；

环月降轨到动力下降的飞行时间基本不变；

且，定时定点月面着陆全程轨道控制的设计参数包括：

中途修正轨道控制参数和瞄准的修正目标参数；

近月制动轨道控制参数和瞄准的修正目标参数；

环月降轨轨道控制参数和瞄准的修正目标参数。

步骤二、中途修正控制。

(1)中途修正控制变量和目标参数设计。

中途修正的目标是使探测器到达近月点时的近月点高度和轨道倾角满足设定的轨道半长轴和设定的轨道倾角，且地月转移轨道飞行时间遵循预先设定的飞行时间，通常，在地月转移轨道进行2～3次中途修正。

中途修正的控制模型如下：

初始状态：入轨轨道。

终端状态：在设定的近月点时刻

到达近月点，使得近月点高度

月球轨道倾角

为中途修正控制的目标近月点高度，

为中途修正控制的目标月球轨道倾角，即终端状态为

约束参数：中途修正控制时刻可结合探测器测控约束进行确定。

控制变量：中途修正控制速度增量

即控制变量为

其中，Δv_Mx,Δv_My,Δv_Mz为速度增量在惯性坐标系中x，y，z三个方向上的分量。

全程轨道控制设计时，将对目标月球轨道倾角

进行修正设计。

(2)中途修正求解算法。

探测器转移轨道的终端状态为初始状态的函数，初始状态P为当前时刻探测器轨道参数的位置和速度，终端状态Q根据目标轨道的不同要求而选择不同参数，则函数形式为：

Q＝f(P)；

摄动制动方法的基本思想为，探测器实际轨道与设定轨道的偏差为小量，从而将实际轨道在设定轨道附近泰勒展开，并保留线性项，得到如下线性控制方程：

其中：ΔQ为终端时刻探测器的设定状态Q_T与实际状态Q的偏差，即ΔQ＝Q-Q_T；ΔP为控制向量；K为状态变量对控制参数的敏感矩阵，也称雅可比矩阵。

若初始参数P₀对应终端参数Q₀与要求的目标终端参数Q_T存在一定偏差，则利用该式，通过迭代可计算修正终端参数偏差Q₀-Q_T所需的初始参数修正量ΔP。

ΔP＝K^-1·ΔQ；

如果控制变量个数与目标参数个数不相等，则可利用最小范数广义逆计算控制变量ΔP：

ΔP＝K^T(K·K^T)^-1·ΔQ；

修正时刻选定后，探测器的位置不可改变，可改变的只有探测器的速度，因此，转移轨道的修正量为速度增量

中途修正目标参数为近月点时刻、近月距和月球轨道倾角，即

中途修正速度增量按照先脉冲推力、后有限推力进行迭代精细求解。

步骤三、近月制动控制。

(1)近月制动控制变量和目标参数设计。

在地月转移轨道终点，探测器相对于月球的轨道为双曲线轨道，为了使其变为环月轨道，必须作减速制动，近月制动必须在探测器到达近月点实施，通过一次近月制动进入环月轨道。

近月制动的控制模型如下：

初始状态：中途修正后轨道。

终端状态：形成轨道半长轴满足要求的环月轨道，即终端状态为

约束参数：控制时刻脉冲点位于近月点，控制采用横向脉冲。

控制变量：近月制动控制速度增量

即控制变量为

其中Δv_Br,Δv_Bt,Δv_Bn分别为制动速度增量在当地月心轨道坐标系中的径向分量、横向分量和法向分量。

全程轨道控制设计时，将对环月轨道半长轴

进行修正设计。

(2)近月制动求解算法。

近月制动在近月点进行，控制目标是设定的轨道半长轴。

对于脉冲控制，利用活力公式计算近月制动控前轨道和控后轨道的速度，其速度差值即为近月制动的脉冲推力速度增量：

其中，μ为月球引力常数，r是月心距，a是半长轴，v是探测器速度。

在进行有限推力计算时，推力方向为近月点的横向方向、迭代计算过程中保持惯性空间不变，速度增量仍采用上式修正，开机点按照发动机开机长度以近月点为中点平分，迭代计算过程如下：

(1)计算脉冲制动速度增量值

作为有限推力制动速度增量的初值。

(2)有限推力积分到速度增量值等于

(3)根据关机点轨道计算关机点的速度值

和月心距r_B。

(4)根据关机点轨道月心距r_B和目标半长轴

计算关机点轨道的目标速度

(5)如果

则结束；否则，修正有限推力速度增量

返回(2)。

步骤四、环月降轨控制变量和目标参数设计。

环月降轨的目标是使得探测器在设定时刻到达动力下降点的设定纬度，并使得动力下降开始点为近月点，近月点高度达到设定的高度。由于实际轨道倾角与设定的轨道倾角存在偏差，因此，需要根据实际轨道倾角i、设定的着陆点位置

动力下降段航程ΔL_PD和飞行时间ΔT_PD，计算动力下降点的目标位置

实际轨道经过环月降轨后，外推至动力下降圈，并使得探测器的实际纬度

到达目标纬度

该时刻为实际的动力下降开始时刻T_PD。

对于环月圆轨道，其横向方向与切线方向重合，横向脉冲控制点对面是近月点或远月点。但实际轨道不是理想的圆轨道，近月点对面的横向脉冲不能使控后轨道同时满足近月点高度和近月点真近点角的要求，因此，环月降轨只用一次控制同时实现近月点高度和近月点真近点角满足要求，必须通过调整控制姿态或者控制点，这里，采用调整控制点的控制方式。

环月降轨的控制模型如下：

初始状态：近月制动后轨道。

终端状态：在动力下降开始时刻，探测器位于轨道近月点，近月点高度为设定的高度，

轨道近月点可表示为真近点角f_PD＝0或近月点幅角与纬度幅角相等ω_PD＝u_PD，即终端状态为

约束参数：动力下降开始时刻与着陆时刻匹配，即T_L＝T_PD+ΔT_PD；动力下降点的位置与着陆点的位置按照动力下降段航程相匹配；环月降轨与动力下降之间的轨道飞行圈数固定。

控制变量：环月降轨控制时刻t_HD，速度增量

即控制变量为

其中Δv_HDr,Δv_HDt,v_HDn分别为环月降轨速度增量在当地月心轨道坐标系中的径向分量、横向分量和法向分量。

(3)环月降轨求解算法。

根据高斯摄动方程，只有横向速度增量Δv_t时，近月距r_p的控制方程为：

其中，μ为月球引力常数；a为半长轴；e为偏心率；p为半通径，

f为真近点角；r为月心距，

近月点幅角ω的控制方程为：

根据上述方程，以近月距和近月点幅角的脉冲推力控制参数作为初值，用广义牛顿迭代法精确计算有限推力的控制点和速度增量，使得控后轨道满足近月点高度和近月点幅角的要求。

步骤五、动力下降点与着陆点的匹配转换。

探测器环月降轨后，经过动力下降控制，降落到月面着陆。

动力下降段为探测器自主控制。对于设定轨道，动力下降段的飞行过程是固定的，动力下降段的飞行时间和下降航程保持不变，因此，着陆点的位置和动力下降点的位置是相互匹配的，同时，着陆时刻与动力下降时刻也满足固定的时序。

设动力下降段航程ΔL_PD为惯性坐标系的航程，动力下降段飞行时间为ΔT_PD，根据轨道倾角i，着陆点的位置

和动力下降点的位置

可进行相互转换。

1)根据动力下降点位置计算着陆点位置。

已知：轨道倾角i，动力下降点的经纬度

动力下降段航程ΔL_PD，动力下降段飞行时间ΔT_PD。

如图3所示，设O为探测器轨道与月球赤道的交点，C为动力下降点，B为着陆点，由倾角i和动力下降点的纬度

计算着陆点的纬度

根据倾角i和动力下降点纬度

用正弦定理可得：

升轨着陆：

降轨着陆：

则着陆点的纬度为：

其中，

为O点到C点的月球大圆弧长；

为O点到B点的月球大圆弧长。

由倾角i和动力下降点纬度

着陆点的经度λ_L：

升轨着陆点经度：

降轨着陆点经度：

式中，R_m,ω_m分别为月球平均半径和月球自转角速度。

根据动力下降点位置计算着陆点位置用于已知实际动力下降点位置计算实际着陆点位置。

2)根据着陆点的位置计算动力下降点的位置。

动力下降点的纬度为：

升轨着陆的动力下降点的经度：

降轨着陆的动力下降点的经度：

根据着陆点位置计算动力下降点位置用于已知设定着陆点位置计算目标动力下降点位置。

步骤六、定时定点着陆偏差修正。

环月降轨后实际轨道与设定轨道的周期偏差和轨道平面偏差均会影响探测器无法定时定点着陆。为实现定时定点着陆，必须对轨道平面偏差和轨道周期偏差进行修正。

(1)轨道平面偏差修正。

首先，确定实际轨道与设定轨道的轨道平面偏差。

在实际动力下降开始点时刻建立瞬时惯性系。在动力下降过程中，探测器星下点固联在月球上随月球运动，在该瞬时惯性系中，为探测器设定的着陆点在设定的着陆时刻的赤经，需考虑设定的着陆时刻与实际着陆时刻的时间偏差和动力下降过程中由于月球自转引起的着陆点经度变化。

如图4所示，建立实际动力下降开始点时刻瞬时惯性系，其中，O为探测器轨道与月球赤道的交点，C为动力下降点，A为设定的着陆点，B为实际着陆点，则在设定着陆时刻的着陆点A的赤经λ_LA为：

在设定着陆时刻的着陆点A的纬度为：

在设定着陆时刻的着陆点A的位置矢量为：

其中，

为设定的着陆点经度；

为设定的动力下降开始点时刻

为设定的着陆时刻，ΔT_PD为设定的动力下降过程时间；T_PD为实际动力下降开始点时刻；ΔT_PD为动力下降过程时间；

为着陆点A位置矢量在瞬时惯性系中的三方向分量，

在实际动力下降开始点时刻瞬时惯性系中，根据实际轨道倾角i、实际动力下降点位置

动力下降段航程ΔL_PD，计算实际着陆点B的位置

由于动力下降段航程ΔL_PD为惯性系航程，因此，计算实际着陆点B点的赤经时不需要再考虑动力下降段飞行时间ΔT_PD的影响。

实际着陆时刻的着陆点B的位置矢量为：

其中，

为着陆点B位置矢量在瞬时惯性系中的三方向分量，

由于实际着陆点与设定着陆点不在同一轨道面内，通过轨道平面控制，可将实际着陆点修正到设定着陆点，而轨道控制点为这两个轨道平面的交点，根据轨道控制点的位置矢量，计算控前轨道平面与控后轨道平面之间的夹角。

设轨道平面修正控制点C的纬度幅角为u_C。在动力下降的实际开始时刻，轨道倾角为i、升交点赤经为Ω，根据球面三角公式，控制点C的位置为：

λ_C＝Ω+Δλ_C，Δλ_C＝tanu_C·cosi，

其中，Δλ_C为控制点C在月球赤道上的经度差。

控制点C的位置矢量为

其中，

为控制点C位置矢量在瞬时惯性系中的三方向分量，

第一轨道面的法向向量即设定着陆点的轨道平面法向矢量：

第二轨道面的法向向量即实际着陆点的轨道平面法向矢量：

实际着陆点与设定着陆点之间的平面夹角(即轨道平面偏差)为：

轨道平面偏差由轨道倾角偏差和升交点赤经偏差组成，采用仅修正轨道倾角的方法，消除轨道平面偏差。修正倾角偏差的控制点位于轨道的升交点或降交点。设轨道平面修正控制点C为升交点，则C的纬度幅角为u_C＝0，相应地，Δλ_C＝0，这样，轨道平面偏差α即为倾角偏差。

全程轨道控制设计时，将对标称月球轨道倾角

进行修正设计，环月轨道倾角修正为：

其中，

为中途修正瞄准的月球轨道目标倾角；将修正轨道倾角作为中途修正瞄准目标倾角，重新进行中途修正、近月制动、环月降轨和动力下降计算，直到轨道平面偏差α小于设定门限。

(2)轨道周期偏差修正。

将动力下降的实际开始时刻与设定开始时刻的偏差归算为从近月制动到动力下降的飞行轨道的周期差：

其中，

为设定的动力下降开始时刻，

为设定的着陆时刻，ΔT_PD为设定的动力下降过程时间，T_PD为动力下降的实际开始时刻，Q_{B_HD}为近月制动到环月降轨期间探测器的飞行圈数，Q_{HD_PD}为环月降轨到动力下降期间探测器的飞行圈数。

近月制动目标轨道周期修正为：

其中，

为设定的近月制动环月轨道半长轴；

修正后的近月制动瞄准目标半长轴为：

之后，将

的值修改为

重新进行近月制动计算、环月降轨、动力下降计算，直到轨道周期改变量ΔP小于设定门限。

步骤七、月面着陆全程轨道控制设计。

如图5所示，为本申请实施提供的定时定点月面着陆全程轨道控制设计方法的流程图，包括：

S501：输入地月转移入轨轨道的参数。

S502：轨道外推至中途修正控制点。

S503：中途修正控制，瞄准设定的近月点时刻的近月点高度和月球轨道倾角。

S504：轨道外推至近月制动控制点。

S505：近月制动控制，瞄准环月轨道半长轴。

S506：轨道外推至环月降轨点。

S507：根据月球轨道倾角，将设定的着陆点转换为动力下降点。

S508：环月降轨控制，瞄准动力下降点的近月点高度和近月点纬度幅角。

S509：计算目标动力下降点和目标月面着陆点。

S510：判断着陆偏差是否满足要求，若是，则进入S512；否则，进入S511。

S511：修正着陆点的定时偏差和定点偏差，返回S502。

将着陆点时间偏差和位置偏差分别转换为轨道倾角偏差和轨道半长轴偏差，将倾角偏差修正至中途修正瞄准目标倾角，将半长轴偏差修正至近月制动瞄准目标半长轴。

S512：计算结束。

本申请实施例提供的控制探测器定时定点着陆月球的方案，既构建了全程轨道设计，又完成了各段轨道控制参数计算，可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定点着陆任务的轨道设计和控制实施。

为验证上述技术方案的有效性，本具体实施方式给出了3个实例，实现了定时定点月面着陆全程轨道控制设计，根据中途修正、近月制动、环月降轨、动力下降的分段设计、联合规划的轨道控制方法，构建了中途修正和近月制动的瞄准目标，得到了中途修正、近月制动、环月降轨的轨道控制参数，实现了定时定点月面着陆。

假设探测器着陆月面过程中各阶段的参数为：

1)发射段：从运载火箭发射至器箭分离，探测器由运载火箭提供进入地月转移轨道的速度，探测器直接进入倾角28.5°、近地点约200km，远地点约380000km的大椭圆地月转移轨道；

2)地月转移轨道段：探测器与运载火箭分离到探测器执行近月制动前的飞行过程，地月转移时间约4-5天，期间进行2～3次中途修正，最终到达高度约100km的近月点；

3)环月段：从近月制动开始到动力下降开始前的飞行过程，近月制动后，探测器首先进入约100km高的环月近极轨圆轨道，在100km环月近圆轨道上运行若干天，根据实际轨道与目标着陆区的匹配性，择机进行环月轨道修正，微调轨道周期和轨道倾角，以实现着陆于目标着陆区内，在100km环月近圆轨道运行若干天后，进行变轨进入100km×15km环月椭圆轨道，在100km×15km环月椭圆轨道运行若干天，以满足精确测定轨和探测器下降着陆前的要求，随后从高度约15km的近月点开始动力下降过程；

4)动力下降段：从高度15km开始至抵达月面的着陆过程，其中，探测器动力下降过程分为7个阶段，包括着陆准备段，主减速段，快速调整段，接近段，悬停段，避障段，缓速下降段，最后软着陆于目标着陆区。

月球探测器定时定点着陆月面的飞行轨道控制要求为：对应确定的发射入轨时刻，探测器在设定的着陆时刻着陆于设定的月面着陆点；按照探测器着陆月面的飞行过程，通过中途修正、近月制动、环月修正、环月降轨和动力下降的五段轨道控制实现探测器在月面定时定点着陆。

环月修正是在环月轨道出现偏差情况下，对月面着陆进行精确修正的补充控制，因此，探测器定时定点月面着陆的全程轨道控制针对中途修正、近月制动、环月降轨和动力下降进行分段设计和联合规划。

全程轨道控制设计的方法是：当入轨轨道存在偏差时，在全程飞行时间和分段飞行时间不变的条件下，重新设计中途修正、近月制动、环月降轨的飞行轨道和控制参数，使得探测器仍按照设定的着陆时间着陆于设定的着陆点。

设探测器定时定点着陆月面任务要求如下：探测器发射入轨时间为2018-12-08T02:42:30，动力下降时间为2019-01-03T10:15:00。地月转移轨道飞行110小时；近月制动到环月降轨轨道飞行217圈；环月降轨到动力下降轨道飞行52圈；动力下降圈为环月轨道268圈，动力下降航程450km，动力下降时间600秒，动力下降点高度15km；着陆点月面经度177.5°，月面纬度-45.5°。

1)设定的探测器入轨轨道参数如下：

在地心J2000惯性坐标系中，

历元时间：T＝2018-12-08T02:42:30；

半长轴：a＝213417km；偏心率：e＝0.969；倾角：i＝28.5°；

升交点赤经：Ω＝354.36°；近地点幅角：ω＝145.44°；平近点角：M＝0.73°。

探测器轨道摄动模型考虑地球引力场32×32，月球引力场64×64，太阳质点引力，光压力。

中途修正轨道控制在入轨后24小时，即2018-12-09T02:46:30，中途修正初始瞄准目标为：近月点高度100km，月球轨道倾角90°；设定的近月制动时刻为2018-12-12T16:39:30，近月制动初始瞄准目标为：环月轨道半长轴1837.4km，即100km环月圆轨道；环月降轨时间在2018-12-30，环月降轨控制点初始位置与动力下降点位置的相位相差180°，精确控制时刻通过迭代计算得到。

参见表1，表1为迭代计算过程中控制参数的变化情况，其中，TCM表示中途修正，LOI表示近月制动，DHP表示环月降轨，

表示中途修正瞄准的目标轨道倾角，

表示近月制动瞄准的目标轨道半长轴，Δv_M表示中途修正速度增量，Δv_B表示近月制动速度增量，Δv_HD表示环月降轨速度增量，t_HDon表示环月降轨控制时刻。

表1迭代计算过程中控制参数的变化

参见表2，表2为迭代计算过程中动力下降开始点相关参数的变化情况，其中，Δt_PD表示动力下降的设定开始时刻与实际开始时刻之差；α表示设定轨道平面与实际轨道平面的夹角；

表示动力下降点的目标经度；

表示动力下降点的目标纬度；λ_PD表示动力下降点的实际经度；

表示动力下降点的实际纬度；h_PD表示动力下降点的实际高度；Δλ_PD表示动力下降点的经度差；h_min表示全程轨道月面最低高度。

表2迭代计算过程中动力下降开始点相关参数的变化

在5次迭代计算中，中途修正瞄准的目标月球轨道倾角从初始的90°逐渐迭代至85.3390°，近月制动瞄准的目标环月轨道半长轴从初始的1837.4km逐渐迭代至1839.5km，动力下降开始点的时间偏差从初始的4468s逐渐收敛至10s内，飞行轨道与设定轨道的平面偏差从初始的-3.795°收敛至0.007°。

迭代计算过程中，动力下降开始点的目标位置(经度和纬度)是依据实际轨道倾角和设定的着陆点的位置匹配转换计算得到的，在迭代计算中是变化的。计算中以动力下降开始点的目标纬度为依据计算动力下降的开始时刻，因此，动力下降开始点的实际纬度与目标纬度一致，动力下降开始点的经度差从初始的3.187°收敛至0.009°，动力下降开始点的高度始终保持为15km；环月降轨后，轨道最低月面高度从初始的5.8km变为最终的13.894km，很好地保证了环月降轨后到动力下降前的飞行安全性，避免了探测器撞击月球的风险。

2)算例2：+偏差入轨轨道。

假设+偏差入轨轨道的近地点高度偏差Δhp＝-30km，远地点高度偏差Δha＝+7000km，倾角偏差Δi＝+0.1°，升交点赤经偏差ΔΩ＝-0.3°，近地点幅角偏差Δω＝+0.3°，则迭代计算过程中控制参数的变化情况见表3，迭代计算过程中动力下降开始点相关参数的变化情况见表4。

表3+偏差入轨轨道迭代计算过程中控制参数的变化

表4+偏差入轨轨道迭代计算过程中动力下降开始点相关参数的变化

3)算例3：-偏差入轨轨道。

假设-偏差入轨轨道的近地点高度偏差Δhp＝+30km，远地点高度偏差Δha＝-7000km，倾角偏差Δi＝-0.1°，升交点赤经偏差ΔΩ＝+0.3°，近地点幅角偏差Δω＝-0.3°，则迭代计算过程中控制参数的变化情况见表5，迭代计算过程中动力下降开始点相关参数的变化情况见表6。

表5-偏差入轨轨道迭代计算过程中控制参数的变化

表6-偏差入轨轨道迭代计算过程中动力下降开始点相关参数的变化

表5和表6表明，+偏差入轨轨道和-偏差入轨轨道关于动力下降开始点的时间偏差、轨道平面偏差的迭代计算收敛过程与设定的入轨轨道基本一致，动力下降开始点的目标位置和实际位置的迭代计算收敛过程也与设定的入轨轨道基本一致。

参见表7，表7列出了设定入轨轨道与+偏差入轨轨道、-偏差入轨轨道关键参数的比较。

表7.设定入轨轨道与+偏差入轨轨道、-偏差入轨轨道关键参数的比较

偏差入轨轨道与设定的入轨轨道相比较，偏差入轨轨道中途修正控制量约11.3m/s-11.8m/s，近月制动控制量相差约0.23m/s，环月降轨控制量相差约0.1m/s，近月制动和环月降轨的控制量相差较小；中途修正瞄准的月球轨道倾角相差0.1°，近月制动瞄准的环月轨道半长轴相差约40m，结果表明，偏差入轨轨道情况下，中途修正的控制量主要用于消除入轨轨道偏差，偏差入轨轨道经过中途修正后，飞行轨道与设定的轨道基本一致，因此，能很好地保证近月制动、环月降轨和动力下降的飞行过程基本不变。

本申请提出了一种定时定点月面着陆全程轨道控制方法，针对定时定点月面着陆的目标要求，进行了包括地月转移、近月制动、环月降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划，重构了地月转移轨道和环月轨道，确定了分段轨道控制瞄准目标，求解了分段轨道控制参数，在入轨偏差轨道条件下，保证了中途修正后的飞行轨道与设定轨道基本一致，保证了环月降轨和动力下降的飞行轨道基本不变，实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点月面着陆，该方法可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定点着陆任务的轨道设计和控制实施。

参见图6所示，为本申请实施例提供的一种电子设备的结构示意图，该电子设备包括收发器601以及处理器602等物理器件，其中，处理器602可以是一个中央处理单元(central processing unit，CPU)、微处理器、专用集成电路、可编程逻辑电路、大规模集成电路、或者为数字处理单元等等。收发器601用于电子设备和其他设备进行数据收发。

该电子设备还可以包括存储器603用于存储处理器602执行的软件指令，当然还可以存储电子设备需要的一些其他数据，如电子设备的标识信息、电子设备的加密信息、用户数据等。存储器603可以是易失性存储器(volatile memory)，例如随机存取存储器(random-access memory，RAM)；存储器603也可以是非易失性存储器(non-volatilememory)，例如只读存储器(read-only memory，ROM)，快闪存储器(flash memory)，硬盘(hard disk drive，HDD)或固态硬盘(solid-state drive，SSD)、或者存储器603是能够用于携带或存储具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但不限于此。存储器603可以是上述存储器的组合。

本申请实施例中不限定上述处理器602、存储器603以及收发器601之间的具体连接介质。本申请实施例在图6中仅以存储器603、处理器602以及收发器601之间通过总线604连接为例进行说明，总线在图6中以粗线表示，其它部件之间的连接方式，仅是进行示意性说明，并不引以为限。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图6中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

处理器602可以是专用硬件或运行软件的处理器，当处理器602可以运行软件时，处理器602读取存储器603存储的软件指令，并在所述软件指令的驱动下，执行前述实施例中涉及的方法。

当本申请实施例中提供的方法以软件或硬件或软硬件结合实现的时候，电子设备中可以包括多个功能模块，每个功能模块可以包括软件、硬件或其结合。具体的，参见图7所示，为本申请实施例提供的控制探测器着陆地外天体的装置的结构示意图，中途修正模块701、制动模块702、降轨模块703、动力下降参数确定模块704、修正模块705、偏差处理模块706。

中途修正模块701，用于根据设定的到达目标点时的高度和轨道倾角，确定在设定的控制点对探测器的转移轨道进行控制时的中途修正控制参数，所述中途修正控制参数包括控制时刻和速度增量，并按照所述中途修正控制参数对所述探测器的转移轨道进行控制，所述目标点为所述探测器从地球向所述地外天体转移时距所述地外天体最近的点；

制动模块702，用于根据控制后所述探测器的转移轨道和设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴，确定在所述目标点对所述探测器进行制动时的制动控制参数，所述制动控制参数包括制动时刻和速度增量，并按照所述制动控制参数对所述探测器进行制动；

降轨模块703，用于根据制动后所述探测器环所述地外天体运行的轨道和目标动力下降参数，确定所述探测器环所述地外天体降轨时的降轨控制参数，所述降轨控制参数包括降轨时刻和速度增量，并按照所述降轨控制参数控制所述探测器环所述地外天体进行降轨，所述目标动力下降参数包括目标动力下降位置和目标动力下降时刻，所述目标动力下降位置根据设定的目标着陆位置确定，所述目标动力下降时刻根据设定的目标着陆时刻确定；

动力下降参数确定模块704，用于根据所述探测器环所述地外天体降轨后的轨道、所述设定的目标着陆时间与动力下降时间之间的转换关系和所述设定的目标着陆位置与动力下降位置之间的转换关系，确定所述探测器当前的动力下降参数；

修正模块705，用于根据所述探测器当前的动力下降参数和所述目标动力下降参数确定着陆偏差，所述着陆偏差包括着陆的位置偏差和时间偏差，若确定所述着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求，则根据所述设定的目标着陆位置和当前的着陆位置对到达所述目标点的轨道倾角进行修正，当前的着陆位置根据所述探测器当前的动力下降位置确定；若确定所述着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求，则根据所述着陆时间偏差对设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴进行修正；

偏差处理模块706，用于当所述着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求时，执行所述根据设定的到达目标点时的高度和轨道倾角，确定在设定的控制点对探测器的转移轨道进行控制时的中途修正控制参数的步骤；以及用于当所述着陆位置偏差不大于设定的位置偏差要求、所述着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求时，执行所述根据控制后所述探测器的转移轨道和设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴，确定在所述目标点进行制动时的制动控制参数的步骤。

可选地，所述修正模块705具体用于：

本申请实施例中对模块的划分是示意性的，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，另外，在本申请各个实施例中的各功能模块可以集成在一个处理器中，也可以是单独物理存在，也可以两个或两个以上模块集成在一个模块中。各个模块相互之间的耦合可以是通过一些接口实现，这些接口通常是电性通信接口，但是也不排除可能是机械接口或其它的形式接口。因此，作为分离部件说明的模块可以是或者也可以不是物理上分开的，既可以位于一个地方，也可以分布到同一个或不同设备的不同位置上。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。

本申请实施例还提供了一种计算机可读存储介质，存储为执行上述处理器所需执行的计算机可执行指令，其包含用于执行上述处理器所需执行的程序。

在一些可能的实施方式中，本申请提供的控制探测器着陆地外天体的方法的各个方面还可以实现为一种程序产品的形式，其包括程序代码，当所述程序产品在电子设备上运行时，所述程序代码用于使所述电子设备执行本说明书上述描述的根据本申请各种示例性实施方式的控制探测器着陆地外天体的方法中的步骤。

所述程序产品可以采用一个或多个可读介质的任意组合。可读介质可以是可读信号介质或者可读存储介质。可读存储介质例如可以是——但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。

本申请的实施方式的用于控制探测器着陆地外天体的程序产品可以采用便携式紧凑盘只读存储器(CD-ROM)并包括程序代码，并可以在计算设备上运行。然而，本申请的程序产品不限于此，在本文件中，可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。

可读信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了可读程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括——但不限于——电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。可读信号介质还可以是可读存储介质以外的任何可读介质，该可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。

可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括——但不限于——无线、有线、光缆、RF等等，或者上述的任意合适的组合。

可以以一种或多种程序设计语言的任意组合来编写用于执行本申请操作的程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如Java、C++等，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算设备上执行、部分地在用户设备上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算设备上部分在远程计算设备上执行、或者完全在远程计算设备或服务器上执行。在涉及远程计算设备的情形中，远程计算设备可以通过任意种类的网络——包括局域网(LAN)或广域网(WAN)—连接到用户计算设备，或者，可以连接到外部计算设备(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。

应当注意，尽管在上文详细描述中提及了装置的若干单元或子单元，但是这种划分仅仅是示例性的并非强制性的。实际上，根据本申请的实施方式，上文描述的两个或更多单元的特征和功能可以在一个单元中具体化。反之，上文描述的一个单元的特征和功能可以进一步划分为由多个单元来具体化。

此外，尽管在附图中以特定顺序描述了本申请方法的操作，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些操作，或是必须执行全部所示的操作才能实现期望的结果。附加地或备选地，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，和/或将一个步骤分解为多个步骤执行。

本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请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，本申请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、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

本申请是参照根据本申请实施例的方法、装置(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。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

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

Claims

1.一种控制探测器着陆地外天体的方法，其特征在于，包括：

当所述着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求时，返回执行根据设定的到达目标点时的高度和轨道倾角，确定在设定的控制点对探测器的转移轨道进行控制时的中途修正控制参数的步骤；

当所述着陆位置偏差不大于设定的位置偏差要求、所述着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求时，返回执行根据控制后所述探测器的转移轨道和设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴，确定在所述目标点进行制动时的制动控制参数的步骤。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述设定的目标着陆位置和当前的着陆位置对到达所述目标点的轨道倾角进行修正，包括：

根据所述倾角偏差对设定的到达所述目标点的轨道倾角进行修正。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述着陆时间偏差对设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴进行修正，包括：

4.一种控制探测器着陆地外天体的装置，其特征在于，包括：

偏差处理模块，用于当所述着陆位置偏差大于设定的位置偏差要求时，返回执行根据设定的到达目标点时的高度和轨道倾角，确定在设定的控制点对探测器的转移轨道进行控制时的中途修正控制参数的步骤；以及用于当所述着陆位置偏差不大于设定的位置偏差要求、所述着陆时间偏差大于设定的时间偏差要求时，返回执行根据控制后所述探测器的转移轨道和设定的环所述地外天体运行的轨道半长轴，确定在所述目标点进行制动时的制动控制参数的步骤。

5.如权利要求4所述的装置，其特征在于，所述修正模块具体用于：

6.如权利要求4所述的装置，其特征在于，所述修正模块具体用于：

7.一种电子设备，其特征在于，包括：至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器，其中：

所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行如权利要求1至3任一权利要求所述的方法。

8.一种计算机可读介质，存储有计算机可执行指令，其特征在于，所述计算机可执行指令用于执行如权利要求1至3任一权利要求所述的方法。