乔衍迪,张泽旭,2,邓涵之,徐田来,2

(1.哈尔滨工业大学深空探测基础研究中心，哈尔滨 150001；2. 陕西省组合与智能导航重点实验室，西安 710000；3. 济南大学自动化与电气工程学院，济南 250022)

0 引 言

近年来，包括中美在内的多个国家组织均推出了自己的探月计划，月球探测重新成为深空探测任务的焦点。月球探测器软着陆过程主要分为动力下降段、姿态调整段和垂直下降段三个阶段，其中动力下降段要求探测器距离从距月面15 km下降到3 km，探测器的速度从1.7 km/s降至0附近，为保证后续姿态调整段具有充分的高度与速度余量，要求动力下降段的末制导具有高精度的速度和高度。但是，从月球轨道离轨进行霍曼转移，进入动力下降段容易出现高度控制偏差，本文充分考虑动力下降段的起始高度波动影响，提出一种高精度参数化制导方法，在燃料更省的基础上实现高精度动力下降段末制导。

随着航天技术的发展，对月球探测器实现自主高精度制导的需求更加迫切。月球软着陆制导方法主要分为三类：重力转弯制导法、标称轨道制导法和显式制导法，国内外对各种制导方法已经开展了多年深入的研究工作。重力转弯制导法原理简单，多出现在20世纪低成本探月任务设计中。标称轨迹法即设计一条着陆轨迹，探测器根据位置和速度信息跟踪理想轨迹实现软着陆。文献[1-2]将月球软着陆轨迹进行离散化，再利用序列二次规划方法(Sequential quadratic programming,SQP)进行数值求解。文献[3]针对软着陆与采样返回轨道进行B样条数值逼近，在复杂约束下得到了高精度着陆轨迹，但是标称轨迹法对于初始偏差敏感，不一定能够实现完美跟踪。……