嫦娥三号着陆器统计定位精度分析_曹建峰
嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略
嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略一、问题重述1.1引言嫦娥三号于2013年12月2日1时30分成功发射，12月6日抵达月球轨道。
嫦娥三号在着陆准备轨道上的运行质量为 2.4t，其安装在下部的主减速发动机能够产生1500N到7500N的可调节推力，其比冲（即单位质量的推进剂产生的推力）为2940m/s，可以满足调整速度的控制要求。
在其四周安装有姿态调整发动机，在给定主减速发动机的推力方向后，能够自动通过多个发动机的脉冲组合实现各种姿态的调整控制。
嫦娥三号的预定着陆点为19.51W，44.12N，海拔为-2641m。
嫦娥三号在高速飞行的情况下，要保证准确地在月球预定区域内实现软着陆,关键问题是着陆轨道与控制策略的设计。
其着陆轨道设计的基本要求：着陆准备轨道为近月点15km，远月点10的椭圆形轨道；着陆轨道为从近月点至着陆点，其软着陆过程共分为6个阶段，要求满足每个阶段在关键点所处的状态；尽量减少软着陆过程的燃料消耗。
1.2问题的提出（1）确定着陆准备轨道近月点和远月点的位置，以及嫦娥三号相应速度的大小与方向。
（2）确定嫦娥三号的着陆轨道和在6个阶段的最优控制策略。
（3）对于你们设计的着陆轨道和控制策略做相应的误差分析和敏感性分析。
二、问题分析问题一：问题要我们求着陆准备轨道近月点和远月点的位置，以及相应位置的速度大小与方向。
首先我们要明确如何在月球上表示两个点的位置？速度的方向我们又应该如何表达？考虑到题目已给出我们一个着陆点19.51W，44.12N，所以我们选择在月球上建立一个坐标系，再做一系列减小误差的措施，故上述问题就解决了。
至于速度的计算，显然会与第二问的最优策略有关，我们通过对最优控制策略的计算，逆推就能算得近月点与远月点的速度。
问题二：问题要我们确定嫦娥三号的着陆轨道和在六个阶段的最优控制策略，嫦娥三号沿着陆准备轨道下降到距离月面一定高度时，嫦娥三号发动机点火工作，开始动力下降段。
这个阶段的主要任务在于消除嫦娥三号速度的水平分量。
嫦娥三号软着陆避障阶段的最优控制策略浅析
嫦娥三号软着陆避障阶段的最优控制策略浅析引言嫦娥三号软着陆降落过程中要保证准确性与安全性，此阶段的精确控制尤为重要，本文结合粗避障和精避障两个阶段进行分析研究，在粗避障阶段采用合理化假设并逐步验证的方法，精避障阶段采用中心螺旋法，最终得出嫦娥三号在这两个避障阶段的最优控制策略，并进行误差分析。
1、粗避障阶段的最优控制策略为了使嫦娥三号在软着陆阶段高度可靠安全，着陆器需具备较强的自主障碍识别与规避能力，在粗避障阶段主要目的：在较大范围内去除明显危及嫦娥三号着陆安全的大尺度障碍，为精避障阶段提供较好的安全点选择区域，很大程度上减小出现软着陆过程中近距离无法规避障碍物的风险，提高安全着陆概率，考虑到其速度较大且要求成像快、计算快的情况，本文需要综合推进剂消耗来选择最优位置。
粗避障段的范围是距离月面2.4km到100m区间，要求避开大的陨石坑在设计着陆点上方100m处悬停，由此初步确定落月地点，同时成像敏感器能够持续大范围观测着陆区，此阶段飞行轨迹要尽可能满足特定姿态和下降轨迹要求，进一步接近到达目标着陆点的设计轨迹。
考虑到7500N主发动机羽流（从火箭发动机喷管喷射出来的羽毛状的高速高温燃气流）带来的半锥角约为的椎体，会导致一部分不可见区域，而成像敏感区视场角（以光学仪器的镜头为顶点，以被测目标的物象可通过镜头的最大范围的两条边缘构成的夹角）为，为了避免主发动机羽流对成像敏感器的影响且保证在粗避障阶段成像敏感器能够观测到月球表面着陆区，同时考虑到降落路径的不同会导致软着陆过程中耗时的不同，对推进剂的消耗也是不相同的，本文对嫦娥三号采用下降轨迹接近与水平面夹角的直线下降方式，且推力对嫦娥三号的作用力与其运动径向的方向夹角近似为，并对其进行验证。
以嫦娥三号为坐标原点，其水平和径向方向所在直线为X轴和Y轴，其运行速度方向与X轴夹角为，所受推力方向与Y轴夹角为，结合着陆器成像敏感区的视场角范围，根据嫦娥三号在坐标系中的具体位置，联系其所受推力的大致方向分析验证得到此时主发动机产生的椎体羽流对成像敏感区的影響是较小的，验证了假设的合理性。
嫦娥三号自主避障软着陆控制技术
嫦娥三号自主避障软着陆控制技术一、概述《嫦娥三号自主避障软着陆控制技术》一文旨在深度剖析中国嫦娥三号月球探测器在实现月面自主避障软着陆过程中所采用的一系列关键技术和创新策略。
作为中国探月工程二期的标志性任务，嫦娥三号的成功着陆不仅标志着中国成为世界上第三个实现月面软着陆的国家，更因其前所未有的自主避障能力，展现了我国在深空探测领域卓越的自主导航、控制与决策技术水平。
软着陆控制技术是确保嫦娥三号在月球复杂地形环境下安全降落的核心环节。
面对月球表面未知的岩石、陨石坑、陡坡等潜在威胁，嫦娥三号采用了先进的自主避障系统，该系统集成了高精度传感器、高速数据处理单元、智能规划算法以及精密执行机构，能够在实时飞行条件下自主识别潜在障碍，动态规划出安全的下降路径，并精准控制探测器的姿态和推进力，以确保在最后阶段实现厘米级的精确着陆。
文章首先回顾了嫦娥三号软着陆任务的整体架构与技术需求，阐述了软着陆过程中的各个关键阶段，包括主减速段、快速调整段、接近段、悬停段、避障段以及缓速段，详细解析了每个阶段的技术难点与应对策略。
特别强调的是，嫦娥三号在距离月面约100米高度时启动的精避障段，利用搭载的光学相机获取高分辨率图像，构建三维数字高程图，通过复杂的图像处理与地形分析算法，迅速识别出可能影响着陆安全的障碍物，并据此制定出最优的避障策略。
文章进一步深入探讨了嫦娥三号自主避障系统的组成与工作原理，揭示了其如何通过多源信息融合、实时障碍检测、避障路径规划与重规划、以及高精度姿态控制等先进技术手段，实现在复杂光照条件和极端温度变化下的稳定、高效运行。
还介绍了嫦娥三号在软着陆过程中所采用的故障诊断与容错控制机制，确保在面临异常情况时能够及时采取应急措施，保证任务的顺利完成。
《嫦娥三号自主避障软着陆控制技术》一文旨在全方位展现嫦娥三号在软着陆控制领域的技术创新与实践成就，通过对关键技术细节的剖析与案例解读，为后续深空探测任务的着陆控制技术发展提供宝贵的参考经验与技术启示。
嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略
嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略引言嫦娥三号（Chang'e-3）是中国国家航天局（CNSA）于2013年发射的探月任务。
作为中国首个实现月面软着陆的任务，嫦娥三号的轨道设计与控制策略至关重要。
本文将探讨嫦娥三号的软着陆轨道设计以及相应的控制策略。
一、轨道设计1.1 软着陆的定义软着陆是指在着陆过程中，飞船的速度和加速度较小，从而减小着陆冲击力，降低着陆事故的风险。
嫦娥三号软着陆的主要目标是保证飞船及上面搭载的月球车的安全着陆。
1.2 轨道选择嫦娥三号选择了椭圆轨道进行软着陆。
这是因为椭圆轨道在进入月球表面前可以实现速度和加速度的逐渐减小，从而使得软着陆更加稳定和可控。
1.3 轨道参数设计在确定椭圆轨道之后，嫦娥三号需要确定相应的轨道参数。
这些参数包括轨道离心率、轨道倾角和轨道高度等。
通过科学计算和仿真分析，嫦娥三号确定了具体的轨道参数，以便使得软着陆能够满足任务要求。
二、控制策略2.1 控制模式嫦娥三号软着陆的控制策略采取了主动控制模式。
这意味着在着陆过程中，飞船将根据实时数据进行主动调整，以保证软着陆的稳定和安全。
2.2 触发条件在软着陆的控制策略中，触发条件是十分重要的。
嫦娥三号采取了多个触发条件，包括高度、速度和倾斜度等。
当这些条件满足一定的阈值时，控制系统将自动开始软着陆程序。
2.3 控制手段嫦娥三号软着陆采用了多种控制手段，以确保着陆过程的精确控制。
其中包括推力控制、姿态控制和舵控制等。
这些控制手段能够对飞船的速度、姿态和角度进行实时调整，以实现软着陆的最佳效果。
2.4 控制算法为了实现软着陆的精确控制，嫦娥三号采用了高级的控制算法。
这些算法包括PID控制、模糊控制和神经网络控制等。
通过这些算法，嫦娥三号能够根据实时数据进行精确的控制，并及时作出调整，以确保软着陆的成功。
结论嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略在实现月面软着陆任务中起到了重要的作用。
通过适当的轨道设计和精确的控制策略，嫦娥三号成功实现了月球表面的软着陆，并为未来的探月任务提供了宝贵的经验。
基于降落图像匹配的嫦娥三号着陆点位置评估_万文辉_刘召芹_刘一良_刘斌_邸_省略
６
３卷 航 天 器 工 程 ２
星车 Ｄ 将探测车 ＯＭ 影像同卫星影像的 Ｓ Ｉ Ｆ Ｔ 匹配 ，
１ 引言
我国探月工 程 二 期 嫦 娥 三 号 探 测 器 于 ２ ０ １ ３年 经过１ ２天在 １ ２月２ 日 在 西 昌 卫 星 发 射 中 心 发 射， 轨运行 ， 于１ ４ 日在月球虹湾地区成功实现月面软着 陆 。 着陆过程中 ， 着陆器携带玉兔号月球车从近月 点１ ５ｋ ｍ 高度上启动 ７ ５ ０ ０Ｎ 变推力 发 动 机 实 现 着 着陆 陆器的减速 下 降 。 在 距 离 月 表 高 度 ２ｋ ｍ 时， 器启动调姿 发 动 机 调 整 着 陆 器 姿 态 并 在 １ ０ ０ｍ 高 度实现悬停避障 ， 自主选择地形平坦的着陆位置后 进入缓速下降段 ， 最终着陆器与玉兔号月球车安全 着陆于虹湾雨海 地 区 。 经 遥 测 ， 确定着陆点位置位 ， 。为了监视着陆过 西经１ 于月球北纬 ４ ４ ． １ ２ ° ９ ． ５ １ ° 程， 位于着陆器底部 的 降 落 相 机 获 取 了 大 量 的 降 落 序列影像 ， 记录 了 着 陆 器 下 降 着 陆 区 的 情 况 。 着 陆 后玉兔号月球车通过着陆器上的转移机构安全移动 至月表 ， 完成两器分离后实施月表巡视探测 。 为了 安 全 高 效 地 实 施 探 测 任 务 ， 须确定着陆点 位置及其地形地貌信息 ， 为规划后续两器分离 、 月表 巡视探测等任务 提 供 数 据 基 础 。 嫦 娥 一 号 、 二号卫 星已获取了月表高 分 辨 率 立 体 影 像 数 据 ， 并对着陆 区实施了三维制图 。 着陆点位置则通过无线电测量 获取了初始定位 结 果 。 然 而 ， 由于测控及坐标系统 转换的误差 ， 使得将 遥 测 的 着 陆 器 位 置 直 接 叠 加 在 卫星影像 上 时 存 在 较 大 的 偏 差 ， 误 差 可 达 数 百 米。 将着陆器高精度地 定 位 在 卫 星 影 像 上 ， 能够支持空 地一体化的探测 ， 对巡视探测任务的实施以及任务 完成后的综合分析都具有重要意义 。 在近期的深空 ） 探测任务中 ， 美国火星探路者号（ ａ ｒ ｓ Ｐ ａ ｔ ｈ ｆ ｉ ｎ ｄ ｅ ｒ Ｍ 探测器着陆点的定位是通过在着陆器影像及海盗号 ） （ 探测器影像上人工选取 ５ 对特征点进行方 ｉ ｋ ｉ ｎ Ｖ ｇ ［］ 位角 计 算 得 到 的 ， 定位精度１ ０ ０ ｍ１ 。火 星 车 探 测 中， 在火星 任务 （ ａ ｒ ｓ Ｅ ｘ ｌ ｏ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｒ ｏ ｖ ｅ ｒ Ｍ ｉ ｓ ｓ ｉ ｏ ｎ） Ｍ ｐ 车全景拼图上选取 远 处 山 峰 等 地 标 点 ， 通过后方交 会计算得到着陆点 位 置 ， 并在随后获取的火星轨道 ， 影像中观测 器摄影机 （ ａ ｒ ｓ Ｏ ｒ ｂ ｉ ｔ ｅ ｒ Ｃ ａ ｍ ｅ ｒ ａ ＭＯ Ｃ） Ｍ ］ ［ ３ ２ － 。 ， 于２ 到了火星车 精 化 了 定 位 结 果 ０ １ １年成功 （ 着陆的美国 “ 火星科学实验室 ” ａ ｒ ｓ Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ Ｌ ａ ｂ ｏ Ｍ － ） 好奇心号火星车上安置了一台像幅为 １ ｒ ａ ｔ ｏ ｒ ６ ０ ０× ｙ ／ ， 幅 秒获取 像素的降落相机 降落过程中以 １ ２ ０ ０ ． ５ ４ 了大量降落图像 ， 结合无线电定位结果 ， 实现了着陆 点精确定位
探月着陆器软着陆轨道设计与控制策略
DOI：10.16660/ki.1674-098X.2019.13.016探月着陆器软着陆轨道设计与控制策略①赵晓旭 高聪 于丰韬(华北理工大学理学院 河北唐山 063210)摘 要：嫦娥三号的软着陆，标志着我国实现了通过程序编码实现机器自主避障着陆地外星体的伟大成就，而着陆轨道与控制策略的制定与设计则是成功软着陆过程中极为重要因素。
本文以嫦娥三号探月着陆相关数据利用迭代计算，微分方程等方法，建立落月着陆轨道与控制策略的模型，并根据安全原则与燃耗最小原则对模型进行合理的轨道设计与着陆路径优化，为探月飞行器的软着陆与轨道设计提供方法。
关键词：软着陆 迭代法 微分方程 非线性规划 最优控制策略中图分类号：V463 文献标识码：A 文章编号：1674-098X(2019)05(a)-0016-02①作者简介：赵晓旭（1997，7—），男，汉族，河南遂平人，本科，研究方向：统计与数学建模。
月球是地球周围唯一的天然卫星，其表面蕴含着丰富的矿物资源，开采月球资源成为解决现今能源问题的一种方法。
由于月球上没有大气层的包裹，飞行器的着陆必须完全依赖发动机的制动。
1 软着陆轨道设计与控制模型建立与求解1.1 减速模型1.1.1 主减速阶段在确定了嫦娥三号卫星近、远月点速度大小与方向后，根据嫦娥三号着陆器参数建立动态微分方程：边界条件：x (t 0)=0，y (t 0)=15000+R ，v x (t 0)=v 0=1614.4，v y (t0)=0，由于主减速运时主推动器需全功率运行，即F 取最大推力7200N且推动器不会频繁改变角度，因此a (t )是一光滑函数。
可将求解控制函数a (t )问题转换为求解最优参数及最短时间问题。
我们采用迭代的方法计算可得最优参数P =(4.862*10-6，-1.079*10-4，，4.785*10-2），时间最短为445s，在主减速结束时刻的水平速度为26.2320m/s,竖直方向速度为53.5072m/s，消耗燃料质量为1132.7kg。
利用多普勒测量确定嫦娥四号着陆器精密定轨
第41卷第7期宇航学报Vol.41 No.7 2020 年7 月Journal of Astronautics July 2020利用多普勒测量确定嫦娥四号着陆器精密定轨曹建峰张宇陈略段建锋勒冰李&%'二(1.航天飞行动力学技术重点实验室，北京100094; 2.北京航大飞行控制中心，北京100094)摘要：针对嫦娥四号着陆器环月飞行阶段的轨道，开展基于多普勒测量数据的精密轨道计算与精度分析。
首先给出了多普勒测t t数据的精确观测建模方法。
然后，从着陆器姿控力影响，重叠弧段轨道比较，以及独立轨道比较几个方面开展计算与分析，结果表明：姿控喷气会对探测器产生细微的加速度，对轨道计算产生20 ~50 m的 影响;通过重叠弧段的比较，稳定飞行阶段多普勒数据独立解算轨道的精度优于30 m;与测距与VLBI测M联合解算轨道的比较,轨道之间的差异小于50 m关键词：嫦娥四号；多普勒；轨道计算中图分类号：V412.4 + 1文献标识码：A文章编号：1000-1328(2020)07-0920-06D O I：10. 3873/j. issn. 1000-1328.2020.07.010Orbit Determination of Chang5 E^4 Lander Using Doppler MeasurementCAO Jian-feng1'2,ZHANG Y u1'2,CHEN Lue12,DUAN Jian-feng1'2,JU Bing1'2,LI Xie1'2(1. Science and Technology on Aerospace Flight Dynamics Laboratory, Beijing 100094, China；2. Beijing Aerospace Control Center, Beijing 100094, China)A bstract：For the orbit of Chang* E-4lander around the Moon, the precision orbit determination and accuracy analysisis performed based upon Doppler measurements. The algorithm for high precision Doppler modeling is proposed. The Doppler measurements of Chang* during lunar flight phase are processed in this paper, including the following three aspects：the influence of attitude control, orbital overlap and comparison with independent orbit. The results show lhat the reaction jet attitude c(mtrol ran accelerate the ‘s pacecraft slightly and affect the orbitd c士ulation t)y ^ By overlap comparison, the accurac*y of independent orbit calculation with Doppler data during the stable flight phase is better than 30 m.Compared with the joint orbital calculation with ranging and VLBI measurements, the orbital difference is less than 50 m.Key w ords：Chang' K-4；Doppler；Orbit determination〇引言月球自转与公转速度相当，该特性使得月球始 终以固定的一面指向地球m。
利用搜索法对嫦娥三号着陆器和巡视器定位
利用搜索法对嫦娥三号着陆器和巡视器定位昌胜骐;黄勇;刘庆会;李培佳;胡小工【期刊名称】《宇航学报》【年(卷),期】2015(036)006【摘要】针对嫦娥三号巡视器相对定位时同波束甚长基线干涉测量(VLBI)差分相位时延存在纳秒量级模糊度的问题,提出利用搜索法对巡视器和着陆器的相对位置进行确定,并将该方法应用于着陆器的绝对位置的确定.首先介绍对嫦娥三号着陆器和巡视器测量的模式以及定位的原理,然后进行相应定位计算.利用该方法对着陆器定位结果与统计定位法结果比较,位置差100 m左右,与月球勘测轨道飞行器(LRO)航拍定位结果差异在75 m;该方法对巡视器在各停泊点的相对定位结果,与统计定位结果比较,位置差小于1 m.【总页数】6页(P624-629)【作者】昌胜骐;黄勇;刘庆会;李培佳;胡小工【作者单位】中国科学院上海天文台,上海200030;中国科学院大学研究生院,北京100049;中国科学院上海天文台,上海200030;中国科学院上海天文台,上海200030;中国科学院上海天文台,上海200030;中国科学院上海天文台,上海200030【正文语种】中文【中图分类】V448.2【相关文献】1.月面着陆器与巡视器同波束差分时延相对定位算法 [J], 樊敏;黄勇;李海涛;王宏;郝万宏;陈少伍2.利用着陆器立体视觉对月面巡视探测器定位 [J], 石德乐;叶培建;贾阳;王荣本;郭烈3.嫦娥三号巡视器-着陆器释放分离过程关键力学问题分析 [J], 邹怀武;杨文淼;刘殿富;肖杰;胡震宇4.嫦娥三号着陆器统计定位精度分析 [J], 曹建峰;胡松杰;张宇;陈明;谢剑锋5.嫦娥三号着陆器地形地貌相机拍摄的巡视器近景图 [J],因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
“嫦娥”着陆器悬停、避障、缓降试验中的姿态和位置测量
“嫦娥”着陆器悬停、避障、缓降试验中的姿态和位置测量刘建新;阮国伟
【期刊名称】《航天制造技术》
【年(卷),期】2012(000)006
【摘要】针对“嫦娥”着陆器悬停、缓降、避障试验过程中的姿态和位置测量需求，提出了全站仪、经纬仪及陀螺经纬仪三种测量方案。
分别给出了测量计算数学模型，分析了测量系统误差，并对每一测量方案优劣性进行了评估，确定了最佳测量方案。
【总页数】5页(P34-37,41)
【作者】刘建新;阮国伟
【作者单位】北京卫星环境工程研究所,北京 100094;北京卫星环境工程研究所,北京 100094
【正文语种】中文
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嫦娥三号探测器连续姿控的轨道动力学模型补偿及实现
嫦娥三号探测器连续姿控的轨道动力学模型补偿及实现
张宇;曹建峰;段建锋;陈明;段成林
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2015(036)005
【摘要】针对嫦娥三号探测器的连续姿控喷气对飞行轨道产生的扰动影响,在精密定轨中建立了经验力补偿模型,并使用最小二乘估计算法计算经验力模型参数与探测器轨道.通过重叠弧段轨道精度评估法对该模型补偿效果进行了验证,结果显示,定轨预报的星历误差以及拟合残差均有所改善,特别是环月轨道的定轨精度由百米量级提高到十米量级.
【总页数】7页(P489-495)
【作者】张宇;曹建峰;段建锋;陈明;段成林
【作者单位】北京航天飞行控制中心,北京100094;航天飞行动力学技术重点实验室,北京100094;北京航天飞行控制中心,北京100094;航天飞行动力学技术重点实验室,北京100094;北京航天飞行控制中心,北京100094;航天飞行动力学技术重点实验室,北京100094;北京航天飞行控制中心,北京100094;航天飞行动力学技术重点实验室,北京100094;北京航天飞行控制中心,北京100094;航天飞行动力学技术重点实验室,北京100094
【正文语种】中文
【中图分类】V412.4+1
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“嫦娥三号”着陆缓冲机构的研究成果及其应用
“嫦娥三号”着陆缓冲机构的研究成果及其应用杨建中;满剑锋;曾福明;朱汪;聂宏【期刊名称】《航天返回与遥感》【年(卷),期】2014(000)006【摘要】“嫦娥三号”着陆器于2013年12月14日通过着陆缓冲机构在月面稳定着陆，表明中国已经突破并掌握了地外天体表面着陆缓冲技术，包括适合地外星体表面环境的缓冲方法、着陆缓冲机构设计方法和地面试验验证方法等。
文章介绍了着陆缓冲方法的基本要求，对铝蜂窝缓冲特点进行了研究，提出了着陆缓冲机构关键几何参数确定及缓冲能力设计方法。
此外，文章还介绍了着陆缓冲机构地面试验的主要验证项目和验证方案。
这些研究成果不仅可以应用到未来火星等目标星体的着陆缓冲，而且在民用技术如桥梁的撞击防护、电梯抗坠毁及爆炸防护等领域中也具有十分广阔的应用前景。
了解这些研究成果对于后续深空软着陆探测及相关民用技术的发展具有重要的意义。
【总页数】8页(P20-27)【作者】杨建中;满剑锋;曾福明;朱汪;聂宏【作者单位】中国空间技术研究院总体部，北京100094; 南京航空航天大学航空宇航学院，南京210016;中国空间技术研究院总体部，北京100094;中国空间技术研究院总体部，北京100094;中国空间技术研究院总体部，北京100094;南京航空航天大学航空宇航学院，南京210016【正文语种】中文【中图分类】V423.4【相关文献】1.月球着陆器着陆缓冲机构设计方法研究 [J], 曾福明;杨建中;满剑锋;朱汪;徐青华;罗敏2.两种着陆模式下的着陆器缓冲机构构型优化 [J], 吴宏宇;王春洁;丁宗茂;丁建中;刘学翱3.月球探测器软着陆缓冲机构着陆性能分析 [J], 陈金宝;聂宏;赵金才;柏合民;博伟4.着陆姿态不确定下的着陆器缓冲机构优化设计 [J], 吴宏宇;王春洁;丁宗茂;丁建中;董洋;满剑锋5.月球着陆器着陆缓冲展开锁定机构设计与分析 [J], 王永滨;武士轻;牟金岗;刘欢;朱谦;冯蕊;唐明章;王立武;黄伟因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
嫦娥三号姿轨控过程中GRAIL重力场模型的应用
嫦娥三号姿轨控过程中GRAIL重力场模型的应用段建锋;张宇;陈明;曹建峰;王健【期刊名称】《飞行器测控学报》【年(卷),期】2014(033)004【摘要】嫦娥三号(CE-3)利用发动机力偶模式下喷气进行姿态控制,这对轨道的影响具有累积效应.GRAIL (Gravity Recovery And Interior Laboratory,重力恢复与内部实验室)月球重力场模型是美国国家航空航天局进行GRAIL探月计划的科学成果.为与LP(Lunar Prospector,月球勘探者)等月球重力场模型的定轨精度进行比较,利用重叠弧段法,分别选取CE-3环月段100 km×100 km圆轨道及100 km×15 km椭圆轨道各约1d的重叠弧段,使用LP重力场模型及GRAIL重力场模型进行定轨分析,比较重叠弧段精度.结果表明:使用GRAIL重力场模型可以明显降低定轨测距残差RMS(Root Mean Square,均方根)值,同时可以使重叠弧段精度提高1个量级.【总页数】6页(P342-347)【作者】段建锋;张宇;陈明;曹建峰;王健【作者单位】北京航天飞行控制中心北京·100094;航天飞行动力学技术重点实验室北京·100094;北京航天飞行控制中心北京·100094;航天飞行动力学技术重点实验室北京·100094;北京航天飞行控制中心北京·100094;航天飞行动力学技术重点实验室北京·100094;北京航天飞行控制中心北京·100094;航天飞行动力学技术重点实验室北京·100094;北京航天飞行控制中心北京·100094;航天飞行动力学技术重点实验室北京·100094【正文语种】中文【中图分类】V412.42【相关文献】1.轨／姿控发动机脉冲后效冲量快速算法的研究及应用 [J], 张伟;陈锋;马军强;刘帅2.自增压系统在轨姿控动力系统中的应用 [J], 邹宇;李平3.“用户故事”在姿轨控软件需求分析中的应用 [J], 林荣峰;蔡洪4.针栓喷管技术在固体姿轨控系统中的应用研究 [J], 万东;何国强;王占利;郑凯5.中科院上海技物所两台姿轨控单机成功应用于创新一号04星 [J],因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
嫦娥三号着陆器动力下降的制导导航与控制
相对于美国和前苏联的月球着陆器, CE-3 着陆 器有其自身的特点. 着陆器总质量约 4 t, 携带推进 剂约 2 t, 动力下降制导律的设计要重点考虑推进剂 消耗问题. 本文提出主减速制动阶段自适应动力显 式制导, 在保证燃耗接近最优的同时, 提高系统对质 量和推力等的适应性. 为了提高导航系统的可靠性, 系统配置了激光测距敏感器和微波测距测速敏感器, 在多冗余测距、测速信息处理方面, 提出了多波束容 错导航来提高导航精度. 不同于 Apollo 飞船, 系统配 置的 7500 N 变推力发动机, 其推力方向不可调节, 不能提供垂直推力方向的姿控力矩. 本文提出一种 分区四元数控制方法, 抵消发动机干扰力矩的同时, 实现了制导目标姿态的高精度跟踪. CE-3 着陆器软 着陆在月球指定区域, 各项指标优于需求, 验证了上
3.5 避障段制导
避障段的主要任务是精确避障和下降. 根据悬 停段给出的安全着陆点相对位置信息, 水平机动到 选择的安全着陆点上方, 控制终端水平速度为 0 m/s; 着陆器下降到着陆点上方约 30 m, 终端相对月面下 降速度为−1.5 m/s. 避障段制导律与悬停段制导律类 似, 水平方向控制速度和位置, 垂直方向控制高度、 速度和加速度. 避障段初始, 在垂直方向上设计了基 于时间的高度、速度、加速度跟踪目标轨迹, 避障下 降过程中实时跟踪该目标轨迹, 可以更好地控制避 障段的终端状态.
中国科学: 技术科学 2014 年 第 44 卷 第 4 期
嫦娥三号着陆器动力下降的自主导航
嫦娥三号着陆器动力下降的自主导航张洪华;李骥;关轶峰;黄翔宇【期刊名称】《控制理论与应用》【年(卷),期】2014(0)12【摘要】The powered descent phase of Chang’E–3 lunar lander is fully autonomous. The navigation system obtains the lander’s movement information such as position, velocity and attitude, and introduces them to the guidance and control system. To meet the requirement that landing on the lunar surface with terrain uncertain, an integrated navigation scheme is contrived, which combines a multiplicity of data types including a strap-down inertial measurement unit, a laser altimeter and a capable radar altimeter and velocimeter. The information from laser and radar altimeters are fused to correct the alti-tude output of INS, and the data from multi-beam doppler velocity radar are combined to decrease the velocity calculation error of INS. To simplify the algorithm, filters with variable gains which are calculated by predesigned functions are used to replace normal extend Kalman filters. And the validation of measurements from altimeters and radars are verified by some altitude-varing thresholds before they are introduced to these filters. The flight results demonstrate that this navigation method is reliable and effective to the Chang’E–3 lunar landing mission.%嫦娥三号着陆器的月球动力下降过程是完全自主的，导航系统需要向制导与控制系统实时提供着陆器的位置、速度和姿态信息。
数学建模嫦娥三号运行轨迹及着陆点分析
2014高教社杯全国大学生数学建模竞赛编号专用页赛区评阅编号（由赛区组委会评阅前进行编号）：全国统一编号（由赛区组委会送交全国前编号）：全国评阅编号（由全国组委会评阅前进行编号）：嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略摘要：根据题目附录和文献[4]中提供的嫦娥三号的运行参数，利用角动量守恒及向量几何的方法，分别确定了近日点、远日点的位置向量和速度向量。
与文献[4]的真实数据比较发现吻合良好。
本文重点关注优化减速控制与着陆点避障两方面：前者燃耗最大，后者决定着陆成败。
首先，在多重坐标变换基础上，建立了飞行器制动的动力学方程。
并以燃耗为最优化性能指标、近月点状态为初始条件、着陆点状态为终端条件，利用极值原理求解飞行器的着陆轨迹，及其最优控制参数。
其次，对避障阶段采集的高程图采取水平剖分、比较高程方差的方法，解出最优降落点。
关键词：软着陆；最优轨道；避障1、问题重述嫦娥三号于2013年12月2日1时30分成功发射，12月6日抵达月球轨道，于北京时间12月14号在月球表面实施软着陆。
嫦娥三号在着陆准备轨道上的运行质量为2.4t，安装在其下部的主减速发动机能够产生1500N到7500N的可调节推力，其比冲（即单位质量的推进剂产生的推力）为2940m/s，可以满足调整速度的控制要求。
嫦娥三号四周安装了姿态调整的发动机，在给定主减速发动机的推力方向后，能够自动通过多个发动机的脉冲组合实现各种姿态的调整控制。
嫦娥三号的预定着陆点为19.51W，44.12N，海拔为-2641m。
嫦娥三号在高速飞行的情况下，为了保证嫦娥三号能准确地在月球预定区域内实现软着陆，关键的问题是着陆轨道与控制策略的设计。
其着陆轨道设计的基本要求如下：着陆准备轨道为近月点15km，远月点100km的椭圆形轨道；着陆轨道为从近月点至着陆点，其软着陆过程共分为6个阶段，要求满足每个阶段在关键点所处的状态；尽量减少软着陆过程的燃料消耗。
根据上述的基本要求，建立数学模型解决下面的问题：（1）计算其着陆准备轨道近月点和远月点的位置，以及嫦娥三号相应速度的大小与方向。
嫦娥三号极紫外相机几何定位方法及其应用
嫦娥三号极紫外相机几何定位方法及其应用
严韦;任鑫;刘建军;封剑青
【期刊名称】《光子学报》
【年(卷),期】2016(0)7
【摘要】针对嫦娥三号极紫外相机影像由于缺少控制点约束而无法沿用地球遥感影像几何定位方法的现状,研究了极紫外相机的工作原理、涉及的坐标系统及其转换关系,提出了一种基于星上遥测参数和严格坐标转换关系的几何定位方法,进行了影像数据几何定位及定位精度分析.研究结果表明,该方法能够解算影像拍摄时刻极紫外相机光轴在太阳磁层坐标系中的指向,以及着陆器在该坐标系中的位置,精确定位影像中地球质心的位置,校正相机光轴指向在原始影像中对应的位置,确保极紫外相机探测数据的科学应用价值,实现嫦娥三号空间环境探测的科学目标.
【总页数】6页(P113-118)
【关键词】嫦娥三号;极紫外相机;等离子体层;坐标转换;几何定位;影像校正
【作者】严韦;任鑫;刘建军;封剑青
【作者单位】中国科学院国家天文台;中国科学院月球与深空探测重点实验室【正文语种】中文
【中图分类】P226.3
【相关文献】
1.基于几何特征的圆心定位方法研究与应用 [J], 王术彬;杨嘉骏;王晓波;付聪;李慧霞
2.几何校正自动化中的相机自动定位方法 [J], 赵恒;钟晓燕;王邦平;李晓峰
3.DLT方法在遥感相机几何定标中的应用 [J], 郑逢杰;余涛;陈兴峰;谢东海;袁国体;兰进京
4.极座标引线定位方法与应用 [J], 刘纳新;郭际荣;张克勇
5.矿体定位预测的构造几何方法及其应用（简介） [J], 张均
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嫦娥三号着陆器下降序列影像匹配方法研究
嫦娥三号着陆器下降序列影像匹配方法研究
严瑾;徐辛超;张继超
【期刊名称】《测绘与空间地理信息》
【年(卷),期】2018(041)010
【摘要】通过对嫦娥三号着陆器下降序列影像特点进行研究,联系国内外影像匹配算法的发展历史与优化趋势,针对所获取的嫦娥三号下降序列影像缩放旋转平移变换多样的特点,比较各种图像匹配的方法,选择一种尺度不变特征转换算法(Scale Invariant Feature form),简称SIFT算法.根据SIFT算法的主要过程,用MATLAB 软件对算法代码进行实现,经过调试后对嫦娥三号下降序列影像进行匹配,设计实验从匹配的正确率、匹配的时间和匹配的精度3个层面对匹配方法的性能进行分析,试验结果表明此算法适用于嫦娥三号下降序列影像的匹配.该算法适用于下降序列影响的匹配中,得到的数据为航天探测的后续操作提供精准的数据基础.
【总页数】5页(P140-144)
【作者】严瑾;徐辛超;张继超
【作者单位】辽宁工程技术大学测绘与地理科学学院,辽宁阜新123000;辽宁工程技术大学测绘与地理科学学院,辽宁阜新123000;辽宁工程技术大学测绘与地理科学学院,辽宁阜新123000
【正文语种】中文
【中图分类】P236
【相关文献】
1.嫦娥三号巡视器-着陆器释放分离过程关键力学问题分析 [J], 邹怀武;杨文淼;刘殿富;肖杰;胡震宇
2.月球着陆器最终下降段的制导与控制方法研究 [J], 胡锦昌;张洪华
3.嫦娥三号着陆器动力下降的自主导航 [J], 张洪华;李骥;关轶峰;黄翔宇
4.一种改进下降序列影像匹配方法 [J], 徐辛超;付晨;徐爱功
5.月球着陆器最终下降段的有界控制方法研究 [J], 胡锦昌;张洪华
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嫦娥3号软着陆轨道设计
嫦娥3号软着陆轨道设计袁训锋;李磊;魏蕾【期刊名称】《商洛学院学报》【年(卷),期】2015(29)2【摘要】The soft landing orbital design is one of the key technologies in lunar exploration. Based on Problem A of Contemporary Undergraduate Mathematical Contest in Modeling 2014 for college students, for the Changˊe-3 soft landing orbital designˊs problem, using the Keplerˊs law and velocity of perilune and apolune, with the kinetic equation of soft landing, and the amount of fuel consumption as the optimization conditions, Matlab to Changˊe-3 optimization soft landing orbit is utilized to proceed simulation. The results show that the optimization orbit of the design can better meet the requivement of the constraint equation. It will bring about reference for the exploration of soft landing orbit.%软着陆轨道设计是月球探测中的关键技术之一。
基于2014高教社杯全国大学生数学建模竞赛A题，针对嫦娥3号软着陆轨道设计问题，运用开普勒定律和能量守恒定律准确获得近月点、远月点的位置和速度；根据软着陆的动力学方程，以消耗燃料量为最优化条件，利用Matlab对嫦娥3号的最优软着陆轨道进行仿真。
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嫦娥三号着陆器统计定位精度分析
２ ２ ２ ２ ２ ， ， ， ， 胡松杰１， 张 宇１， 陈 明１， 谢剑锋１， 曹建峰１，
＊
（ ） １．航天飞行动力学技术重点实验室 · 北京 ·１ ０ ０ ０ ９ ４； ２．北京航天飞行控制中心 · 北京 ·１ ０ ０ ０ ９ ４
“ 摘 要： 嫦娥三号 ” 将在月球放置着陆器 ， 实现月 面 软 着 陆 ， 因 此， 需 要 对 着 陆 器 进 行 精 确 定 位。本 文 简 述 了 月 球 着陆器的统计定位方法与协方差分析理论 ， 分析了 影 响 统 计 定 位 精 度 的 主 要 误 差 源 。 基 于 现 有 测 控 条 件 ， 从跟踪 弧段和测量数据组合 ２ 个方面 ， 对“ 嫦娥三号 ” 着陆器的定位精度进行了分析 。 针 对 短 弧 条 件 下 单 站 测 距 数 据 定 位 不稳键的问题 ， 提出了结合月面高程约束的定位方法 。 协方差分析结果表明 ： 高程数据的使用可以实现 单 站３ ０ｍ ｉ ｎ （ ， 测距优于 １ｋ 甚长基线 当观测数据累积至 ３ｄ时 ， 单站测量与 Ｖ ｍ 的定位精度 ； Ｌ Ｂ Ｉ Ｖ ｅ ｒ Ｌ ｏ ｎ Ｂ ａ ｓ ｅ ｌ ｉ ｎ ｅ Ｉ ｎ ｔ ｅ ｒ ｆ ｅ ｒ ｏ ｍ ｅ ｔ ｒ ｙ ｇ ｙ 干涉测量 ） 的不同组合可以实现同等量级 、 优于百 ｍ 的定位精度 ； 测量系统差是制约定位精度的主要因素 ， 完全标校 测量的系统偏差则能实现 １ ０ｍ 左右的定位精度 。 关键词 ： 嫦娥三号 ； 月球着陆器 ； 统计定位 ； 协方差分析 ； 定位精度分析 中图分类号 ： ６． ３ 文献标志码 ： Ａ Ｖ ４ ７ ： ／ ６ ３ ２ ６ Ｉ １ ０． ７ ６ ４ ２ ０． ２ ０ １ ４ ４ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ６ ７ ４ Ｄ Ｏ ５ ２ ０ ０ ４ ０ － － － － ｊ （ ） 文章编号 ： １ ６ ７ ４ ０ ２ ０ １ ４ ０ ３ ４ ５ ６ ２ ０ ２ ４ ０ ６ － － －
１２ １２ １２ １２ １２ ， ， Ｃ ＡＯ Ｊ ＨＵ Ｓ ｏ Ｚ ＨＡＮＧ ＣＨＥ Ｘ Ｉ Ｅ Ｊ ｉ ａ ｎ ｆ ｅ ｎ ｎ ｉ ｅ Ｙ ｕ Ｎ Ｍ ｉ ｎ ｉ ａ ｎ ｆ ｅ ｎ ｇ ， ｇ ｊｇ ， ｇ ， ， ， ， ，
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： ］ 曹建峰 ， 胡松杰 ， 张宇 ， 等 ．嫦 娥 三 号 着 陆 器 统 计 定 位 精 度 分 析 ［ 引用格式 ： ４， ３ ３（ ３） ２ ４ ４ Ｃ ａ ｏ Ｊ ．飞 行 器 测 控 学 报 ， ２ ０ １ ２ ４ ９． － ，Ｈ ， ， ［ ］ Ｊ ｉ ａ ｎ ｆ ｅ ｎ ｕ Ｓ ｏ ｎ ｉ ｅ Ｚ ｈ ａ ｎ Ｙ ｕ ｅ ｔ ａ ｌ ．Ａ ｎ ａ ｌ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ａ ｃ ｃ ｕ ｒ ａ ｃ ｏ ｆ ｓ ｔ ａ ｔ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｏ ｓ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ｉ ｎ ｆ ｏ ｒ Ｃ ｈ ａ ｎ ｅ ３Ｌ ｕ ｎ ａ ｒ Ｌ ａ ｎ ｄ ｅ ｒ Ｊ ． － ｇ ｇ ｊ ｇ ｙ ｙ ｐ ｇ ｇ’ ， （ ） ： Ｊ ｏ ｕ ｒ ｎ ａ ｌ ｏ ｆ Ｓ ａ ｃ ｅ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｔ Ｔ＆Ｃ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ２ ０ １ ４， ３ ３ ３ ２ ４ ４ ２ ４ ９． － ｐ ｇ ｙ
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； ； 修回日期 ： 网络出版时间 ： １ ２ ３ １ ０ ２ １ ７ ０ ５ ２ ９ ０： ３ ３ ４ ４ ３： ５ ５ ２ ０ １ ２ ０ １ ２ ０ １ ＊ 收稿日期 ： １ － － － － － － ／ ／ ／ ： 网络出版地址 ： ｃ ｎ ｋ ｉ ． ｎ ｅ ｔ ｋ ｃ ｍ ｓ ｄ ｅ ｔ ａ ｉ ｌ １ １． ４ ２ ３ ０． ＴＶ． ２ ０ １ ４ ０ ５ ２ ９． １ ０ ３ ３． ０ ０ １． ｈ ｔ ｍ ｌ ｈ ｔ ｔ ∥ｗｗｗ． ｐ ） 基金项目 ： 国家自然科学基金 （ １ １ １ ７ ３ ０ ０ ５， Ｎ ｏ ． １ １ ３ ７ ３ ０ １ ３， Ｎ ｏ ． １ １ ２ ０ ３ ０ ０ ３， Ｎ ｏ ． １ １ ３ ０ ３ ０ ０ １ Ｎ ｏ ． ， ： 第一作者简介 ： 男， 博士 ， 工程师 ， 曹建峰 （ 主要研究方向为行星际轨道计算及其科学应用研究 ； ａ ｉ ２—） ｌ ｆ ｃ ａ ｏ ｆ ｏ ｘ ｍ ａ ｉ ｌ ． ｃ ｏ ｍ １ ９ ８ Ｅ－ｍ ＠ ｊ