一种深空探测器动力下降初始关键参数优化方法

摘要

本发明提供一种深空探测器动力下降初始关键参数优化方法，具体过程为：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。

主权项

一种深空探测器动力下降初始关键参数优化方法，其特征在于，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与计算的月理纬度之间的差量并以Δh和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和月理纬度步骤三、判断|Δh|<0.1km、且深空探测器的累计时间达到预设量是否都成立，若是则将当前的ΔT₀和ΔVx₀作为脉冲点火环月降轨参数，进入步骤五，若否则进入步骤四，其中Δh＝h‑h_p，h_p为目标近月点高度，为目标近月点月理纬度；步骤四、令N_T值加一，以h_p、为目标量，并采用微分校正法进行迭代计算，计算ΔT₀的迭代量Δt，点火速度增量的迭代量然后更新ΔT₀＝ΔT₀+Δt，更新返回步骤二；步骤五、设置点火时间长度初值为ΔT_f0；步骤六、根据步骤三得到的ΔT₀确定脉冲点火时刻T_i，并将其作为有限推力点火时间区间的中间时刻；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时刻T_ib＝T_i‑1/2ΔT_f0，计算至该时刻对应的瞬时轨道参数基于所述计算点火过程的轨道参数至时刻T_ie＝T_i+1/2ΔT_f0得到对应的瞬时轨道参数其中点火过程中点火方向为根据所述步骤三计算的ΔVx₀所确定的方向，并将所述外推N_T周期后计算对应近月点高度h和月理纬度步骤七、判断|Δh|<0.1km、且深空探测器的累计时间达到预设量是否都成立，若是则将当前的T_ib和ΔT_f0作为有限推力点火环月降轨参数，进入步骤九，若否则进入步骤八，其中Δh＝h‑h_p，步骤八、令N_T值加一，以h_p、为目标量，采用微分校正法进行迭代计算，计算点火时间ΔT_f0的迭代量Δt_f，更新ΔT_f0＝ΔT_f0+Δt_f，进而更新T_ib＝T_i‑1/2ΔT_f0，返回步骤六；步骤九、根据计算的ΔT_f0计算点火速度增量ΔV_f，获得最终的环月降轨参数包括：T_ib、ΔV_f和