月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统

摘要

月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统由三维平动模拟模块、三维转动模拟模块、控制计算机、仿真计算机以及地面测试和总控计算机系统组成。三维平动模拟模块和三维转动模拟模块采用实物模型，其中，三维平动模拟模块用来模拟着陆器相对于月面的轨道运动，其上的月面沙盘屏用来模拟月球的地表特征；三维转动模拟模块则用来模拟着陆器的姿态运动。而其他成熟的常规敏感器和执行机构以及着陆器动力学和运动学等则通过计算机建立精确的数学模型来代替。同数学仿真相比，该系统可使GNC方案和算法得到更真实有效地验证，而与全实物仿真系统相比又具有研制费用低、简单易行等优点。

说明书

技术领域

本发明涉及一种月球软着陆制导、导航与控制(GNC)半物理仿真试验系统，可用于对月球软着陆GNC方案和算法的验证。

背景技术

二十世纪六七十年代，美国的Apollo和Surveyor以及苏联的Luna先后多次实现了月球软着陆探测任务。进入二十一世纪，世界航天领域再次掀起月球探测高潮，如何设计一套月球软着陆制导、导航与控制方案并使其得以有效验证便成为月球软着陆成功与否的关键。随着数学仿真技术的进一步发展，目前基于常规敏感器的地球卫星的GNC算法大都可以通过数学仿真得以有效验证。而对于以月球为中心引力体的软着陆探测来说，其重力场与周围环境以及导航手段等都与地球卫星有显著差异。因此，需要考虑通过半实物或者全实物仿真系统来对GNC方案和算法加以验证。Bellman和Matranga为Apollo计划设计了一种称为LLRV(Lunar Landing Research Vehicle)的全实物仿真验证系统。该系统通过一个喷气发动机提供5/6的自身重力以模拟月球重力环境，由其他推力发动机充当软着陆制动发动机，用来验证几百米以下最终着陆过程的GNC方案。但由于该系统的主要任务是为宇航员提供一个地面手动操作训练平台，因而其包括重量和推力系统在内的很多部件都与Apollo登月舱不同；显然，该试验系统也不同于自主实现的月球软着陆GNC方案验证。在研制费用方面，当时两个LLRV的研制费用就高达360万美元，且在随后的改进型LLTV研制中，三个LLTV的研制费用更高达750万美元。而在关键技术攻关和方案设计已完成的前提下，LLRV的制造也用了14个月。预计于2007年发射的日本“月神”(SELenological and Engineering Explorer，SELENE)软着陆计划同样采用了一个全实物的飞行验证平台(Fly Test Bed，FTB)来对GNC算法和硬件进行验证。该试验系统借鉴了Apollo的LLRV方案，通过一个喷气发动机模拟月球重力环境，其验证范围也是距离月面几百米以下的最终着陆过程。该试验验证了包括测距、测速以及IMU等导航敏感器，但却没有验证悬停过程的三维成像及平移避障控制策略。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统，该系统将最为关键的外部导航敏感器作为真实部件置于控制系统回路中，而其他的常规敏感器和执行机构以及着陆器动力学与运动学则采用成熟的数学模型来代替，在降低研制费用的同时可使GNC方案得到更真实有效地验证。

本发明的技术解决方案是：月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统，其特征在于包括：三维平动模拟模块、三维转动模拟模块、控制计算机4、仿真计算机11及地面测试和总控计算机系统5，其中：

三维平动模拟模块，用于模拟月球的地表特征，并根据地面测试和总控计算机系统5发出的控制指令模拟着陆器相对月面的三维平动；

三维转动模拟模块，用于模拟着陆器的飞行姿态，根据控制计算机4传来的上断电指令进行工作，对着陆器的六自由度运动进行测量，获取着陆器相对月面的视线距离和速度信息，着陆器自身的姿态角和姿态角速度信息以及月面的三维图像信息；将所述距离、速度和图像信息传给控制计算机4，同时将所述姿态角和姿态角速度信息传给仿真计算机11；根据地面测试和总控计算机系统5发出的控制指令进行三维转动；

控制计算机4，接收地面测试和总控计算机系统5发出的遥控指令，控制三维转动模拟模块工作并获取距离、速度和图像测量信息，从仿真计算机11获取比力和陀螺角速度测量信息，根据所述测量信息进行GNC计算，得到推进系统控制指令并传给仿真计算机11；将获取的测量信息和计算得出的控制信息作为遥测数据传给地面测试和总控计算机系统5；

仿真计算机11，接收地面测试和总控计算机系统5发出的遥控指令，从三维转动模拟模块获取姿态角和姿态角速度信息，经陀螺测量模型计算得出陀螺角速度测量信息，从控制计算机4接收推进系统控制指令，经仿真计算得出比力信息、推进系统参数和位置姿态信息，将所述比力和陀螺角速度测量信息传给控制计算机4，将所述推进系统参数和位置姿态信息传给地面测试和总控计算机系统5；

地面测试和总控计算机系统5，向控制计算机4和仿真计算机11发出遥控指令，从控制计算机4接收遥测数据并进行数据的存储、共享和实时显示，从仿真计算机11接收推进系统参数和位置姿态信息，并根据其中的位置姿态信息给出平动和转动控制指令，控制三维平动模拟模块和三维转动模拟模块按要求进行运动。

所述的三维平动模拟模块由着陆月面模拟器和三维平动运动装置3组成；着陆月面模拟器包括光线模拟器1和月面沙盘屏2，光线模拟器1用于模拟月面的光照条件，月面沙盘屏2用于模拟月面的地表特征，着陆月面模拟器置于三维平动运动装置3上。

所述的三维转动模拟模块由外部导航敏感器和三轴机械转台10组成，外部导航敏感器包括测距测速目标模拟器6、测距仪7、测速仪8和激光成像敏感器9，测距测速目标模拟器6用于接收测距仪6和测速仪7的波束，并经延迟和多普勒平移后将波束返回给测距仪6和测速仪7，激光成像敏感器9用于对月面沙盘屏2进行三维成像；外部导航敏感器置于三轴机械转台10上，通过控制三轴机械转台10的运动模拟着陆器的飞行姿态。

所述的控制计算机4接收地面测试和总控计算机系统5的指令，控制三维转动模拟模块内的外部导航敏感器工作，由测距仪7、测速仪8及测距测速目标模拟器6测量获取着陆器相对于月面的真实视线距离和速度信息，由激光成像敏感器9对月面沙盘屏2进行三维成像，获取月面的三维图像信息，同时控制计算机4从仿真计算机11获得比力和陀螺角速度测量信息，根据所述距离、速度、图像、比力和陀螺角速度信息采用GNC算法进行导航计算，得到推进系统控制指令并传给仿真计算机11；将获取的测量信息和计算得出的控制信息作为遥测数据传给地面测试和总控计算机系统5；。

所述的GNC算法包含自主导航模块，轨迹制导模块和姿态控制模块；自主导航模块接收仿真计算机11传来的比力和陀螺角速度测量信息，进行惯导计算后获得着陆器的位置、速度、姿态、姿态角速度六自由度信息，并将所述六自由度信息传给轨迹制导模块，将所述姿态和姿态角速度信息传给姿态控制模块，同时自主导航模块还接收三维转动模拟模块中的外部导航敏感器测得的视线距离、速度和月面图像信息，对所述测量信息分别进行高度解算、速度解算和着陆区域选择计算后，将计算结果传给轨迹制导模块；轨迹制导模块接收自主导航模块经过惯导计算和高度、速度解算以及着陆区域选择计算获得的信息，并根据计算机指令选择制导模式进行相应的制导律计算；姿态控制模块接收自主导航模块传来的经惯导计算得到的姿态和姿态角速度信息，并根据不同的姿态控制需求进行姿态控制律计算；根据轨迹制导模块和姿态控制模块中制导控制律的计算结果即可得出用于轨道和姿态控制的推进系统控制指令。

所述轨迹制导模块的制导模式包含重力转弯标称轨迹制导模式、变推力制导模式、Bang-Bang与相平面制导模式，以及标称轨迹制导模式。

所述姿态控制模块的姿态控制方式采用相平面控制。

所述的仿真计算机11接收地面测试和总控计算机系统5的遥控指令，从三轴机械转台10获取姿态角和姿态角速度信息，经动力学与运动学仿真模型计算后得到模拟陀螺的角速度测量信息；仿真计算机11还从控制计算机4接收推进系统控制指令，经动力学与运动学仿真模型计算后得到推进系统参数和着陆器的位置姿态信息，同时还可得到比力测量信息；仿真计算机11将所述比力和陀螺角速度测量信息传给控制计算机4，将所述推进系统参数和位置姿态信息传给地面测试和总控计算机系统5。

所述动力学与运动学仿真模型包括执行机构数学模型、动力学与运动学模型、轨道缩比计算模型以及常规敏感器测量模型。执行机构数学模型接收控制计算机4给出的推进系统控制指令，经仿真计算后得出推进系统参数并传给动力学与运动学模型和地面测试和总控计算机系统5；动力学与运动学模型结合推进系统参数，经计算得出着陆器的位置、速度、姿态角、姿态角速度六自由度信息，并将所述六自由度信息传给地面测试和总控计算机系统5，同时将位置和速度信息传给轨道缩比计算模型和常规敏感器测量模型；轨道缩比计算模型对位置和速度信息进行缩比计算后，将缩比后的位置和速度信息传给地面测试和总控计算机系统5；常规敏感器测量模型接收动力学与运动学模型给出的位置和速度信息，经加速度计测量模型计算后得到比力测量信息，同时，常规敏感器测量模型还接收三轴机械转台10给出的姿态角和姿态角速度信息，经陀螺测量模型计算得到陀螺角速度测量信息，并将所述比力和陀螺角速度测量信息传给控制计算机4。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)与数学仿真相比，将包括测距、测速和成像在内的外部导航敏感器等关键部件采用真实部件，有效模拟着陆器相对于月面的三维平动和三维转动，使软着陆过程GNC算法的验证更全面有效；

(2)同全实物仿真相比，将成熟的常规敏感器和执行机构以及着陆器动力学运动学计算等采用精确的数学模型代替，比全实物仿真简单易行；

(3)增加了成像敏感器对月面进行三维高分辨率成像，为着陆器的安全避障和着陆奠定了基础。

附图说明

图1为本发明的系统组成框图；

图2为本发明的月面沙盘屏尺寸及月面模拟图；

图3为本发明的三维平动运动装置图；

图4为本发明的控制计算机GNC算法数据流程图；

图5为本发明的仿真计算机仿真模型数据流程图。

具体实施方式

一、关键部件具体设计与实施

(1)三轴机械转台10

三轴机械转台10用于模拟着陆器的三轴姿态运动，转台运动的姿态角和姿态角速度信息经仿真计算机11中的陀螺测量模型计算后模拟陀螺的姿态输出。本发明实施例将利用本单位已有的法国进口三轴机械转台。

(2)外部导航敏感器

外部导航敏感器包括测距测速目标模拟器6、测距仪7、测速仪8和激光成像敏感器9。

由于受仿真实验室空间的限制，测距仪7和测速仪8无法对月面沙盘屏进行直接测量。本发明通过增加一个测距测速目标模拟器6对测距仪7和测速仪8发出的雷达波束进行接收，并通过延时和多普勒平移处理后再发送给测距仪7和测速仪8，从而完成相应的距离和速度测量。测距测速目标模拟器6根据测距仪7和测速仪8的安装要求进行布局。

激光成像敏感器9主要用于距月面100m悬停时对月面成像。

本发明实施例采用微波测距测速、激光雷达成像的外部导航敏感器组合方案，成像时采用1∶10的缩比，即在10m处对月面沙盘屏2进行三维高分辨率成像。

(3)月面沙盘屏2

月面沙盘屏2的主要用途是为激光成像敏感器9提供模拟的着陆月面特征信息。其尺寸设计的依据是：使成像范围尽量大、平移前的成像范围与平移后尽量保持一致以及有尽量大的平移空间。

成像敏感器的视场为30°×30°，在100m处成像所覆盖的月面区域为53.6m×53.6m。本发明实施例采用1∶10的缩比，成像所覆盖的月面沙盘屏2的尺寸应为5.36m×5.36m。若成像敏感器光轴位于转台台面中心，则在10m高度，成像敏感器可在距离光轴上下左右各2.68m内形成完整的三维图像。如图2所示的尺寸设定，左右两个方向在平移前后都满足不小于2.68m的要求，可成完整的左右图像；上方向，通过滚轴的方式滚动沙盘屏，可在模拟沙盘屏上下平移的前提下保证其上下尺寸不变，因此上方尺寸也满足不小于2.68m的要求。目前只有沙盘屏下方尺寸由于受场地限制而难以满足要求，但这并不影响控制系统从三维成像中获取信息。

设定沙盘向右向下平移，向右平移距离为1.5米，向下平移距离为1米，两个方向的平移控制可同时进行。

(4)三维平动运动装置3

本发明中，用月面沙盘屏2相对三轴机械转台10的平动来模拟实际飞行中着陆器相对于月面的平动运动。此三维平动由三维平动运动装置3来实现。

本发明实施例中，三维平动运动装置3将采用导轨的形式。如图3所示，沿转台轴线方向铺设15m左右的纵向导轨两条，在纵向导轨上铺设10m左右的横向导轨，通过横向导轨在纵向导轨上的前后移动来模拟着陆器相对月面的垂直下降。月面沙盘屏2位于横向导轨上，可沿横向导轨左右移动，以此模拟实际水平面内的一维运动；水平面内另一方向的平移可通过月面沙盘屏2下方的滚轴来实现。

(5)控制计算机4及GNC算法

控制计算机4是月球软着陆GNC半物理仿真试验系统的核心设备。控制计算机4执行GNC算法，在其他设备的配合下应具有制导、导航和控制功能。考虑到三轴转台对有效载荷重量和体积的限制，将控制计算机4由转台移到地面上。本发明实施例中，控制计算机4采用工控机代替。

GNC算法是运行在控制计算机4上的应用程序，应具有如下的工作模式和功能：姿态调整段重力转弯+标称轨迹制导模式、着陆段标称轨迹制导模式、悬停过程变推力制导模式、着陆区域选择、平移轨道控制、姿态跟踪和稳定控制等。

本发明实施例的GNC算法数据流程如图4所示。包含自主导航模块，轨迹制导模块和姿态控制模块。自主导航模块接收仿真计算机11传来的比力和陀螺角速度测量信息，进行惯导计算后获得着陆器的位置、速度、姿态、姿态角速度六自由度信息，并将所述六自由度信息传给轨迹制导模块，将所述姿态和姿态角速度信息传给姿态控制模块，同时自主导航模块还接收三维转动模拟模块中的外部导航敏感器测得的视线距离、速度和月面图像信息，对所述测量信息分别进行高度解算、速度解算和着陆区域选择计算后，将计算结果传给轨迹制导模块；轨迹制导模块接收自主导航模块经过惯导计算和高度、速度解算以及着陆区域选择计算获得的信息，并根据计算机指令选择制导模式进行相应的制导律计算；姿态控制模块接收自主导航模块传来的经惯导计算得到的姿态和姿态角速度信息，并根据不同的姿态控制需求进行姿态控制律计算；根据轨迹制导模块和姿态控制模块中制导控制律的计算结果即可得出用于轨道和姿态控制的推进系统控制指令。

本发明实施例采用的惯导计算公式如下：

(a)姿态和姿态角速度计算

其中，和分别为计算后的着陆器本体姿态角速度矢量和姿态角的四元素表示(矢量部分和标量部分)；为陀螺测量角速度。该计算忽略月球自转角速度。

(b)位置和速度计算

其中，分别为计算后的着陆器相对月面的位置和速度矢量；为加速度计测量的比力矢量；矩阵A为从本体系到月平系的坐标变换阵，其变量分别为姿态四元素的矢量和标量部分，与“姿态和姿态角速度计算”中的表示相同；g_m为月球表面重力加速度矢量。

本发明实施例采用的高度解算公式如下：

其中，为着陆器距月面高度的估算值；V，S分别为由测距仪三条波束与月面形成的六面体的体积和底面(月面上)面积；l₁^b，l₂^b，l₃^b分别为测距仪不共面的三条波束矢量，其中上标b代表该矢量表示在着陆器本体坐标系下，由测距仪可直接测得三条波束的视线长度，而波束在着陆器本体系下的角度关系是已知的。

本发明实施例采用的速度解算公式如下：

${\tilde{v}}_i=\<l_i^b\·v^b>$

其中，<·>表示两个矢量的点积；下标i表示雷达波束(i＝1，2，3)；上标b和矢量l_i^b的意义与“测距仪高度解算，，中相同；v^b表示着陆器相对于月面的速度矢量，为未知；表示由测速仪测得的、合速度v^b在波束i方向的速度分量，为已知。将雷达三波束的测量值分别带入上式构成一个方程组，解这个方程组即可求得合速度。

本发明实施例中着陆区域的选择方法如下：

月面成像敏感器可以在一次成像中给出月面着陆区域各点的高度信息。设着陆器着陆后所占月面面积为S，着陆区域选择的初步方案是：以S为单位、以当前着陆点为起点进行逆时针(顺时针)搜索。对每一块S大小的区域，要判断着陆条件--着陆区域内凸起高度和着陆区域的坡度是否满足要求，直至搜索到安全的着陆区域。

本发明实施例采用的制导控制律工作模式和计算公式如下：

(a)姿态调整段--重力转弯标称轨迹制导

$u_{\mathrm{Fc}}=\frac{1}{g_m\cos \mathrm{\&Psi;}}[g_m(1-\frac{\mathrm{\&tau;}{\sin }^2\mathrm{\&Psi;}}{v+\mathrm{\&tau;}})+{\stackrel{\&CenterDot;\&CenterDot;}{h}}_D-[k_p(h-h_D)+k_d(\stackrel{\&CenterDot;}{h}-{\stackrel{\&CenterDot;}{h}}_D)\left]\right]$

其中，u_Fc为主发动机推重比制导指令；h，分别表示实际飞行的距月面高度和垂直速度；h_D，分别表示标称轨迹中着陆器的标称高度、标称垂直速度和垂直加速度分量；v为合速度的大小；Ψ为下降速度方向与当地垂线方向的夹角；k_p，k_d分别为比例和微分系数；τ为一给定的小常数；g_m为月球表面重力加速度。

(b)悬停平移过程：垂直方向--变推力制导；水平方向--Bang-Bang+相平面制导

垂直方向上，控制主推力发动机使其推力始终与着陆器重力大小相等，方向相反；水平方向上，利用平移推力器首先采用先加速后减速的正负开关控制策略，在接近目标位置时再切换到关于位置和速度的相平面控制策略。该相平面控制策略下，平移推力器只有“正开”、“负开”和“关”三个状态，于是在位置和速度相平面上形成了四条开关线(两条开线、两条关线)，将相平面分成四个区域，控制计算机根据着陆器所在相平面的不同区域开关平移推力器，从而控制着陆器接近目标点。

(c)最终着陆段--标称轨迹制导

$u_{\mathrm{Fc}}=\frac{1}{g_m}[g_m+{\stackrel{\&CenterDot;\&CenterDot;}{h}}_D-(k_p(h-h_D)+k_d(\stackrel{\&CenterDot;}{h}-{\stackrel{\&CenterDot;}{h}}_D))]$

上式中的参数含义与(a)中相同。

最终着陆段制导模式是姿态调整段制导模式的特例，即在姿态调整段制导律的基础上要求Ψ＝0，此即表示着陆器沿垂直方向下降。

(d)姿态控制模式--三轴姿态稳定相平面控制

本发明实施例中，距月面150m以下的姿态控制皆采用关于姿态角和姿态角速度的相平面控制策略。该相平面控制策略与上述(b)中的位置-速度相平面控制策略类似。用于姿态控制的推力器只有“正开”、“负开”和“关”三个状态，于是在姿态角和姿态角速度相平面上形成了四条开关线(两条开线、两条关线)，将相平面分成四个区域，控制计算机根据着陆器所在相平面的不同区域开关姿控推力器，从而控制着陆器姿态稳定在标称姿态附近。

(6)仿真计算机11及动力学与运动学仿真模型

仿真计算机11主要负责轨道和姿态动力学与运动学仿真等任务，具体应具备如下功能：着陆器下降过程轨道和姿态动力学及运动学仿真；IMU等常规敏感器数学仿真；推进系统等执行机构数学仿真；轨道运动缩比计算；与地面测试和总控计算机之间的资源共享。本发明实施例中，仿真计算机11采用高性能的PC机。

仿真计算机11的功能由动力学与运动学仿真模型完成，动力学与运动学仿真模型应包括轨道/姿态动力学与运动学模型、IMU测量模型、执行机构(包括主推力发动机、平移推力器和姿态控制推力器)数学模型以及轨道缩比计算模型等。

本发明实施例动力学与运动学仿真模型的数据流程如图5所示。包括执行机构数学模型、动力学与运动学模型、轨道缩比计算模型以及常规敏感器测量模型；执行机构数学模型接收控制计算机4给出的推进系统控制指令，经仿真计算后得出推进系统参数并传给动力学与运动学模型和地面测试和总控计算机系统5；动力学与运动学模型结合推进系统参数，经计算得出着陆器位置、速度、姿态角、姿态角速度六自由度信息，并将所述六自由度信息传给地面测试和总控计算机系统5，同时将位置和速度信息传给轨道缩比计算模型和常规敏感器测量模型；轨道缩比计算模型对位置和速度信息进行缩比计算后，将缩比后的位置和速度信息传给地面测试和总控计算机系统5；常规敏感器测量模型接收动力学与运动学模型给出的位置和速度信息，经加速度计测量模型计算后得到比力测量信息，同时，常规敏感器测量模型还接收三轴机械转台10给出的姿态角和姿态角速度信息，经陀螺测量模型计算得到陀螺角速度测量信息，并将所述比力和陀螺角速度测量信息传给控制计算机4。

本发明实施例采用的执行机构模型如下：

(a)姿控推力器模型

忽略推力器的开启和关闭延迟，仿真中可采用如下的简单模型：

F_atti(t)＝F_0atti[I(t)-I(t-T)]

其中，F_atti(t)表示姿控推力器的实际输出；F_0atti表示姿控推力器的标称推力大小；I(·)表示阶跃函数，T为喷气指令脉冲的时间宽度。

(b)轨控变推力发动机模型

忽略推力器的开启和关闭延迟，考虑影响较大的推力器控制精度，仿真时可采用如下的简单模型：

F_obt(t)＝(1+δ)F_0obt

其中，F_obt(t)表示轨控发动机的实际输出；F_0obt表示轨控发动机的标称推力大小；δ为轨控发动机的推力控制精度。

本发明实施例采用的动力学与运动学模型如下：

(a)陀螺测量模型

$\widetilde{\mathrm{\&omega;}}={\mathrm{\&omega;}}_r+{\mathrm{\&omega;}}_0+{\mathrm{\&omega;}}_1$

其中，为陀螺测量角速度；ω_r为着陆器实际姿态角速度，仿真试验中，此即为由姿态运动学模型计算得到的姿态角速度；ω₀，ω₁分别为陀螺的常值漂移和随机漂移，可标定。

(b)加速度计测量模型

$\tilde{f}=(1+k)(f_r+\&dtri;+w)$

其中，为加速度计测量的比力值；f_r为着陆器实际比力；k为刻度因数误差；为加速度计的零偏；w为测量噪声。

本发明实施例采用的动力学与运动学模型如下：

(a)轨道动力学模型

$\stackrel{\&CenterDot;\&CenterDot;}{r}=F-\frac{{\mathrm{\&mu;}}_m}{r^3}\&CenterDot;r+F_{\mathrm{\&epsiv;}}-{\mathrm{\&mu;}}_e\&CenterDot;(\frac{1}{r_e^3}\&CenterDot;r_e+\frac{1}{{\mathrm{\&Delta;}}_e^3}\&CenterDot;{\mathrm{\&Delta;}}_e)-{\mathrm{\&mu;}}_s\&CenterDot;(\frac{1}{r_s^3}\&CenterDot;r_s+\frac{1}{{\mathrm{\&Delta;}}_s^3}\&CenterDot;{\mathrm{\&Delta;}}_s)+f$

其中，μ_m，μ_e，μ_s分别为月心、地心和日心引力常数；Δ_e＝r-r_e，Δ_s＝r-r_s，r、r_e和r_s分别为着陆器质心到月心、月心到地心和月心到日心的矢径。右边第一项F为推进系统的主动制动力，第二项为月球的中心引力，第三项为月球的非球形引力摄动，第四项和第五项分别为地球和太阳的引力摄动。这几项是近月航天器飞行的主要摄动源。f为除上述三项摄动之外的其他外部摄动力。

(b)轨道运动学模型

$\stackrel{\&CenterDot;}{r}=v$

(c)姿态动力学模型

$I\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&omega;}}+\mathrm{\&omega;}\&times;\mathrm{I\&omega;}=T_c+T_d$

其中，I为着陆器的转动惯量阵，ω为着陆器在惯性空间下的姿态角速度矢量，T_c和T_d分别为控制力矩和干扰力矩。本发明中，T_c主要是指喷气力矩，T_d包括喷气干扰力矩、重力梯度力矩、太阳辐射压力矩等。

该姿态动力学模型为最简单的刚体模型。对于本发明，由于燃料消耗量相对较大，因此应充分考虑液体晃动对着陆器姿态的影响。

(d)姿态运动学模型

上式为四元素表示的着陆器姿态运动学方程。其中，ω_b为着陆器在体坐标系下的姿态角速度矢量，其与3)中ω的关系是：ω＝ω_b+ω_o，这里ω_o表示着陆器的下降轨道在惯性系下的角速度矢量。ε和η分别表示四元素的矢量和标量部分，

其中，a和分别为用于坐标系旋转的欧拉轴和欧拉角。

(7)地面测试和总控计算机系统5

地面测试和总控计算机系统5用于试验系统的管理、数据采集、处理和控制，该系统形成计算机网络，可以完成数据的显示、存储和管理。本发明实施例中，地面测试和总控计算机系统5采用高性能的PC机代替。地面测试和总控计算机软件安装在计算机网络各个节点PC机上，以组态模块形式实现如下功能：对试验系统的管理和控制；对试验数据的采集、处理、存储和实时显示；与仿真计算机11的资源共享。

二、工作流程

本发明的工作流程如下：

(1)初始时刻，三维平动运动装置3具有一定的初始相对位置和速度，三轴机械转台10具有一定的初始姿态角和姿态角速度，它们用来模拟着陆器具有的相对位置和姿态信息；

(2)(a)控制计算机4根据地面测试和总控计算机系统5的遥控指令开启测距仪7、测速仪8和测距测速目标模拟器6，同时开启激光成像敏感器9；

(b)由测距仪7、测速仪8及测距测速目标模拟器6测得着陆器相对月面的距离和速度信息，由激光成像敏感器9对月面沙盘屏2进行三维成像，获取三维图像信息；

(c)仿真计算机11根据三轴机械转台10给出的当前姿态角和姿态角速度信息，通过常规敏感器测量模型之一的陀螺测量模型计算后，模拟陀螺给出着陆器姿态角速度测量信息；

(d)利用仿真计算机11中常规敏感器测量模型之一的加速度计测量模型计算获得着陆器的比力测量信息；

(e)将上述距离、速度、图像、比力和姿态角速度测量信息传给控制计算机4；

(3)控制计算机4根据传来的距离、速度、图像、比力和姿态角速度测量信息，通过相应的导航、制导和控制计算，最终得到主推力制导指令(主发动机推重比)、着陆区域选择指令(平移方向)、平移推力器制导指令(平移推力器工作时间)以及姿态稳定控制指令(姿控推力器工作时间)，并将上述推进系统控制指令传给仿真计算机11；

(4)根据控制计算机4给出的推进系统控制指令，仿真计算机11开始进行着陆器的动力学和运动学计算及常规敏感器导航计算，获得下一时刻着陆器的位置、速度、姿态角和姿态角速度六自由度信息，然后对所述六自由度信息进行缩比计算，将缩比前后的位置姿态信息传给地面测试和总控计算机系统5，进行数据存储、共享和实时显示；

(5)根据仿真计算机11传来的位置和姿态信息，地面测试和总控计算机系统5将缩比后的位置和速度控制指令以及角度和角速度控制指令分别传输给三维平动运动装置3和三轴机械转台10，驱动两个装置按各自指令运动，同时地面测试和总控计算机系统5还将缩比前的位置和速度控制指令传输给测距测速目标模拟器6，用于下一时刻的距离和速度测量；

(6)下一控制周期将重复(2)～(5)的步骤，从而构成闭环GNC半物理仿真试验系统。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。