1．嫦娥三号软着陆过程简介1.1 着陆准备轨道：着陆准备轨道即在进行改变探测器速度前的准备阶段。

此时探测器还在椭圆轨道上，轨道的近月点是15km远月点是100kn。

为确定探测器着陆点的位置，我们需确定近月点在月心坐标系的位置和软着陆轨道形态。

1.2 主减速段：主减速段主要任务即将探测器的飞行速度降到57m/s。

该段区间是距离月球表面15km到3km采用惯性、激光、微波测距测速制导；使用主发动机来提供动力，姿态发动机来改变主发动机即加速度的方向。

1.3 快速调整段：快速调整段的主要是利用姿态发动机，调整探测器姿态，使其在距离月面3km到2.4km这段区间内完成将水平速度减为0m/s的任务，即使主减速发动机的推力竖直向下进入粗避障阶段。

1.4 粗避障段：粗避障段的范围是距离月面2.4km到100m区间，其主要是分析星光下光学敏感成像图片，启动姿态发动机，粗步避开大的陨石坑，实现在设计着陆点上方100m处悬停，并初步确定落月地点。

1.5 精避障段：精细避障段的区间是距离月面100m到30m要求嫦娥三号悬停在距离月面100m 处，对着陆点附近区域100m范围内拍摄图像，并获得三维数字高程图。

分析三维数字高程图，避开较大的陨石坑，确定最佳着陆地点，实现在着陆点上方30m处水平方向速度为0m/s。

1.6 缓速下降阶段：缓速下降段主要是保证着陆月面的速度和姿态控制精度,要以较小的设定速度匀速垂直下降, 消除水平速度和加速度, 保持着陆器水平位置, 之后关闭发动机。

缓速下降阶段的区间是距离月面30m到4m要求着陆器在距离月面4m处的速度为0m/s，即实现在距离月面4m处相对月面静止，之后关闭发动机，使嫦娥三号自由落体到精确有落月点。

嫦娥三号软着陆各阶段的轨迹如图（）所示2.各阶段控制策略2.1主减速段设探测器在近月点处的速度为 V,垂直方向速度为V y ,速度方向与水平方向的夹 角为B 调整发动机方向，使发动机方向沿着垂直轴方向并保持加速度大小不变， 故探测器在此阶段只在垂直方向有加速度，探测器在垂直方向运动了 12000米, 速度减至为56m/s ，因此要满足方程，由此可以解出加速度a 和主减速阶段所需要的时间t2.2快速调整段利用姿态发动机，调整探测器姿态，使其在距离月面 3km 到2.4km 这段区间内完成将水平速度减为0m/s 的任务，即使主减速发动机的推力竖直向下进入粗 避障阶段。

保持探测器垂直方向上的加速度不变，探测器水平方向速度减为0, 垂直方向运动了 600米，因此要满足方程rv y --at 12000 2、(V y - at )2 (v cos 汀57v 0 cos e — a xt ' = 0 彳 1 2，其中a x 为探测器在水平方向的加速度，t ' （V y - at ）t' - 2a y t '2 二 600 为快速调整阶段所经历的时间。

2.3粗避障段在该阶段，要求保证光学成像敏感器能够对着陆区成像并完成粗避障， 因 此接近段制导必须能够满足制导目标的位置、速度、姿态以及初始高度和速度等 多项约束。

我们首先来分析着陆器此时的加速度与速度方向。

考虑到成像敏感器能够 持续观测预定着陆区，而我们查阅资料得，7500N 主发动机羽流带来的不可见区 域为半锥角约25°的锥体，而成像敏感器视场为 30°，所以我们在保证成像敏 感器能够充分观察到全视角并使成像敏感器的视线尽量短的情况下， 着陆器需要 以40°的偏置角进入，为进一步保证着陆器能够观察到着陆区，我们确定采用 下降轨迹接近与水平面夹角 45°的直线下降方式进入下一阶段。

因而为满足以 上角度设置，着陆器合加速度和速度方向必须相反.因此，推力、月球引力加速 度和速度需要满足一定的几何关系。

x 表示从月心指向着陆器（径向），z 表示为 航向（速度方向）。

根据力学知识，我们科推导出:其中，V xf 和V zf 分别为接近段终端时x 方向与z 方向的速度，V x0和V z0分别为接近段入口处x 方向与z 方向速度。

贝U ，标称的接近段时间为：T a = V xf - V x 0 / a x根据我们之前的讨论，采用下降轨迹接近与水平面夹角 45°的直线下降方 式，因此，B =45。

参考相关资料，并综合考虑光学成像敏感器视场、推力大小、下降高度和接近段时间等约束条件，我们取 a =9。

于是，根据推力、月球 引力加速度和速度等约束以及接近段入口高度条件， 就可以计算出接近段的入口 速度和全程加速度等约束。

由于设计的接近制导目标加速度全程保持不变 ，则制a F = g mcos ： - tan : sin : 其中，a 为推力方向与引力方向的夹角；B 为速度方向和水平方向的夹角。

利用正交分解可得：a x =a F cos 「g m ,a z =-a F Sin如果保证加速度在x 方向与z 轴方向 的加速度不变，那么我们不难得到下 降高度和航程为：s x v 2xf V x0 ,s zf2a导加速度为零，于是制导剩余时间t go 的约束方程可以简化为；2a tGz t go - 3/tGz V GZ t go 4 仏 - Q - 0其中，r tGz , V GZ 和a tGz 分别为制导系的航向位置、速度和加速度制导目标 ，r Gz 和 V GZ 分别为制导系的航向位置和速度。

观察得到该式为关于g to 的二次方程，避免 了原多项式制导求解t go 时的迭代计算。

设计的制导加速度指令表达为：2 a c^ 12 r tG - r G / t go - 6 V tG V G / t go其中，r , t G v 和t G a 分别为制导系的位置、速度和加速度制导目标，G 和 G v 分别为制导系的位置和速度。

所以，一旦当探测器确定好着陆点，我们只需 将预设的着陆点设置成制导目标中的着陆点， 再通过姿态发动机实现粗避障，也 就是说在探测器在在悬停之前就与着陆点在同意竖直线上。

我们可以通过标称制导参数的设计，考虑到在每个制导周期中，标称的接近段时间减制导周期得到期 望的制导剩余时间，我们便可以计算期望的高度和速度；然后将计算得到的值与 制导算法给出的制导剩余时间、导航算法确定的高度和速度相比，如果两者之差 超过设定的阈值，则停止接近制导，切换到悬停制导，避免了多约束条件下接近 制导无法转出等问题，提高了制导的容错能力。

之后进入悬停阶段，此时主要目的是利用三维成像敏感器对着陆区域进行 高精度三维成像，给出安全着陆点相对成像时刻着陆器星下点的位置信息。

在原 有高度作为悬停高度，根据二力平衡知识，由变推力发动机与着陆器重力相等， 两者相抵消，可保证着陆器处于速度为零、姿态稳定的悬停状态。

悬停阶段的制 导目标为：高度取进入悬停段导航高度，，3个方向目标速度为零，高度方向加 速度为零；成像前水平方向只控速度，开始成像后水平方向增加位置保持控制。

查阅资料可得，嫦娥三号在悬停阶段，采用了外环控制与内环控制两部分。

其中 外环控制利用主发动机和姿态机动实现，内环控制利用水平发动机实现。

（1）外环控制外环控制主要包括高度方向上的控制与水平方向上的控制。

高度方向采用PID 控制方式，指令加速度为：参考文献PID 控制原理及参数整定方法，金奇，邓志杰，《重庆工学院学报（自 然科学版）》2008年05期a cmd 」=% 匕 _ r ）+ Cpx （% - V ^ + C Dx （耳 _ %）十 9 m式中,c Px , c Ix 和C DX 为高度方向PID 参数,r c 为制导目标高度,r 为导航高度, V rc 和V r 分别为高度方向的指令速度和导航速度，a c 和a r 分别为高度方向的指令和 导航加速度，g m 为月球引力加速度。

高度方向控制也可仅控制速度和加速度而不 控制高度，只需令C IX =0.因此，该控制能适应悬停、避障和缓速下降段制导的需 要。

水平方向上，只在着陆器水平速度出现超差（如大于1.5 m/s ）的情况下引入.只控制速度及加速度，而不控制位置，这是为了尽可能快地消除水平速度，减小 不安全着陆因素•水平方向加速度指令为式中,c Ph 和C Dh 为水平方向PID 参数，v和a 分别为着陆器相对月面的水平速度和加速度。

ml _ h v I _ h a综合高度和水平方向的加速度，就可以确定外环合加速度制导指令。

（2）内环制导内环制导主要控制水平方向，由于水平机动发动机为一个定值，所以引入姿态相平面控制思想，在水平面上对于位置与速度的相平面控制思想。

具体算法如下：a. 计算着陆点相对探测器的未知矢量S ERR = A（q）（r Il 一耳）r LI为精障碍识别和安全着陆区选取算法确定的安全着陆点（惯性系），q为着陆器的惯性姿态四元数，A为从惯性系到本体系的转换矩阵。

b. 计算探测器相对当前着陆点的速度（表示在本体系下，即着陆器相对月面的速度）虬厂A（q）（V|-|^ r；）其中，=lm为月球自转角速度（惯性系），v；为着陆器在惯性坐标系下的速度.c. 对本体系y方向和z方向分别进行位置和速度相平面控制。

以i（i=y,z）分量为例, 对应的位置和速度误差分量为S ERR,i和S ERR」，相平面控制算法具体结构下所示。

该方法也可用于仅控制水平速度而不控制水平位置，只需要令S ERR i = 0。

因此, 该算法可以适应悬停、避障以及缓速下降段水平制导的需要。

通过粗避障阶段，利用外环加内环制导方式控制着陆器下降到着陆点上方约30 m时相对月面下降速度为1.5 m/s,终端水平速度零。

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.对于外环制导，在避障段初始化时，需要根据完成安全着陆点平移机动所需要的最大时间t m举在轨自主规划了垂向的加速度a c,速度v rc和高度r c等目标制导指令，避障下降过程中实时跟踪目标指令，可更好地控制避障段的终端状态。

根据主发动机最小推力（F min考虑一定余量）计算着陆器能实现的最大下降加速^度a dmaxa d max =(mass g m 一 F min )/ mass其中，mass 为着陆器质量，根据下降时间（t ma ）和高度（h ）约束确定加速和减速2 段加速度（a i ,a 2）与最大下降速度V m 之间的关系：如果加速和减速两段的加速度大小相等（即a 2=a i ）,则可得到如下关系：2t v 2± - 4hv2h （V v ） -（vj V 2）t 二 0max m m t 0 t 0 max 由此可解得最大下降速度V m ,于是加速度大小可得到V 0max 如果a>a dmax ,则取a i =a dmax ，可解算出2av t (a ivj - a“ v j - ay j - 2a 2h 1 t 1 max 0 1 1 1 0 1a 22@1, V 。