着陆器的着陆点确定方法及装置、电子设备、存储介质

摘要

本发明公开了一种着陆器的着陆点确定方法及装置、电子设备、存储介质。其中，该方法包括：获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息；基于轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型；根据深空网测轨数据、目标星体的着陆点初始化信息以及时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。本发明解决了相关技术中无法得到着陆器在着陆点得精确位置信息的技术问题。

说明书

技术领域

本发明涉及信息处理技术领域，具体而言，涉及一种着陆器的着陆点确定方法及装置、电子设备、存储介质。

背景技术

随着对远离地球的深空星体的研究不断进步，需要向不同星体发送巡视器、着陆器、探测器等，例如，在进行火星探测时，需要控制着陆器准确到达火星着陆点，然后探测器通过制动然后释放着陆巡视器，着陆巡视器实施火星表面软着陆，其中，对火面着陆点以及对火面巡视器进行定位是火面导航中的一个重要环节，尤其是在复杂的火面环境下，需要对探测器定位作为基准，其位置确定精度直接影响到着陆器或巡视器以后整个探测任务的执行和导航定位的性能。

相关技术中，由于各种星体得复杂环境以及不同探测器、着陆器在运行过程中出线的轨道变更、信号干扰等因素，往往无法得到着陆器在着陆点得精确位置信息，影响后续探测器的星体探测工作。

针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

本发明实施例提供了一种着陆器的着陆点确定方法及装置、电子设备、存储介质，以至少解决相关技术中无法得到着陆器在着陆点得精确位置信息的技术问题。

根据本发明实施例的一个方面，提供了一种着陆器的着陆点确定方法，包括：获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，其中，所述同波束干涉测量SBI时延是通过所述着陆器与观测站之间的多个距离参数以及所述轨道器与观测站之间的多个距离参数得到的；基于所述轨道器的轨道信息、所述同波束干涉测量SBI时延和所述初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型，其中，所述观测模型用于采集所述轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；根据所述深空网测轨数据、所述目标星体的着陆点初始化信息以及所述时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，并对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定所述着陆器在目标星体上的着陆点位置。

可选地，获取轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和着陆器的初始着陆区域信息的步骤，包括：采集所述轨道器在预定轨道上的运行参数集合和时延参数集合，以确定所述轨道器的轨道信息，其中，所述运行参数集合包括：测距、测速和测角，所述时延参数集合包括：时延、时延率、赤经和赤纬；采集第一观测站与所述着陆器的第一距离参数、第二观测站与所述着陆器的第二距离参数、所述第一观测站与所述轨道器的第三距离参数和所述第二观测站与所述轨道器的第四距离参数，并基于所述第一距离参数、所述第二距离参数、所述第三距离参数、所述第四距离参数以及光速参数，确定着陆器的同波束干涉测量SBI时延。

可选地，在建立时空参考系和深空网的观测模型之后，还包括：控制所述观测模型采集所述着陆器在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、所述轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的观测数据；获取由大气折射和应答机时延引起的对所述观测数据的修正值，得到观测修正值；综合所述着陆器在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、所述观测数据以及所述观测修正值，得到所述深空网测轨数据。

可选地，对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程的步骤，包括：采集质心系下所述着陆器的第一位置信息、目标星体惯性系下所述着陆器的第二位置信息、所述目标星体固联系下所述着陆器的第三位置信息；基于所述第一位置信息、所述第二位置信息、所述第三位置信息以及基于所述时空参考系的坐标转换参数，确定方程偏导数；结合所述方程偏导数、对所述着陆器在目标星体上的着陆点位置的预估参数以及观测白噪声，对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到所述线性微分方程。

可选地，在对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程之后，还包括：对计算所述着陆点位置时的目标数据的数据类型、测轨弧段、参数解算策略进行初始化设置。

可选地，对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定所述着陆器在目标星体上的着陆点位置的步骤，包括：将所述方程偏导数和预先计算的状态偏导数代入展开的所述线性微分方程中，根据加权的最小二乘原理，进行微分迭代，以确定所述着陆器在目标星体上的着陆点位置。

可选地，在对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定所述着陆器在目标星体上的着陆点位置之后，还包括：采用预先配置的着陆点定位结算策略，对所述着陆器在目标星体上的着陆点位置进行参数验证和定位精度验证，得到定位验证结果。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种着陆器的着陆点确定装置，包括：获取单元，用于获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，其中，所述同波束干涉测量SBI时延是通过所述着陆器与观测站之间的多个距离参数以及所述轨道器与观测站之间的多个距离参数得到的；建立单元，用于基于所述轨道器的轨道信息、所述同波束干涉测量SBI时延和所述初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型，其中，所述观测模型用于采集所述轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；构建单元，用于根据所述深空网测轨数据、所述目标星体的着陆点初始化信息以及所述时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，并对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；确定单元，用于对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定所述着陆器在目标星体上的着陆点位置。

可选地，所述获取单元包括：第一采集模块，用于采集所述轨道器在预定轨道上的运行参数集合和时延参数集合，以确定所述轨道器的轨道信息，其中，所述运行参数集合包括：测距、测速和测角，所述时延参数集合包括：时延、时延率、赤经和赤纬；第二采集模块，用于采集第一观测站与所述着陆器的第一距离参数、第二观测站与所述着陆器的第二距离参数、所述第一观测站与所述轨道器的第三距离参数和所述第二观测站与所述轨道器的第四距离参数，并基于所述第一距离参数、所述第二距离参数、所述第三距离参数、所述第四距离参数以及光速参数，确定着陆器的同波束干涉测量SBI时延。

可选地，着陆器的着陆点确定装置还包括：第三采集模块，用于在建立时空参考系和深空网的观测模型之后，控制所述观测模型采集所述着陆器在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、所述轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的观测数据；第一获取模块，用于获取由大气折射和应答机时延引起的对所述观测数据的修正值，得到观测修正值；第一确定模块，用于综合所述着陆器在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、所述观测数据以及所述观测修正值，得到所述深空网测轨数据。

可选地，所述构建单元包括：第四采集模块，用于采集质心系下所述着陆器的第一位置信息、目标星体惯性系下所述着陆器的第二位置信息、所述目标星体固联系下所述着陆器的第三位置信息；第二确定模块，用于基于所述第一位置信息、所述第二位置信息、所述第三位置信息以及基于所述时空参考系的坐标转换参数，确定方程偏导数；第三确定模块，用于结合所述方程偏导数、对所述着陆器在目标星体上的着陆点位置的预估参数以及观测白噪声，对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到所述线性微分方程。

可选地，着陆器的着陆点确定装置还包括：初始化设置模块，用于在对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程之后，对计算所述着陆点位置时的目标数据的数据类型、测轨弧段、参数解算策略进行初始化设置。

可选地，所述确定单元包括：代入模块，用于将所述方程偏导数和预先计算的状态偏导数代入展开的所述线性微分方程中，根据加权的最小二乘原理，进行微分迭代，以确定所述着陆器在目标星体上的着陆点位置。

可选地，着陆器的着陆点确定装置还包括：验证模块，用于在对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定所述着陆器在目标星体上的着陆点位置之后，采用预先配置的着陆点定位结算策略，对所述着陆器在目标星体上的着陆点位置进行参数验证和定位精度验证，得到定位验证结果。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种电子设备，包括：处理器；以及存储器，用于存储所述处理器的可执行指令；其中，所述处理器配置为经由执行所述可执行指令来执行上述任意一项所述的着陆器的着陆点确定方法。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质包括存储的计算机程序，其中，在所述计算机程序运行时控制所述计算机可读存储介质所在设备执行上述任意一项所述的着陆器的着陆点确定方法。

本发明实施例中，先获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过着陆器与观测站之间的多个距离参数以及轨道器与观测站之间的多个距离参数得到的，基于轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型，其中，观测模型用于采集轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据，根据深空网测轨数据、目标星体的着陆点初始化信息以及时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。在该实施例中，可以根据轨道器轨道信息、SBI时延和初始着陆点信息为基础，建立了基于目标星体着陆点计算的时空参考系和深空网的观测模型，并对线性微分方程进行微分迭代，针对轨道器的精确轨道和SBI的稀疏测量设计着陆点定位计算策略，可以快速获得目标星体得着陆点的精确位置信息，从而解决相关技术中无法得到着陆器在着陆点得精确位置信息的技术问题。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是根据本发明实施例的一种可选的着陆器的着陆点确定方法的流程图；

图2是根据本发明实施例的一种可选的时间系统转换流程图；

图3是根据本发明实施例的一种可选的转换坐标系统的流程图；

图4是根据本发明实施例的一种可选的着陆器的着陆点确定装置的示意图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

本发明实施例可以应用于各种深空星体探测系统/应用中，探测的目标星体包括但不限于：月球、火星、土星等。本发明下述各实施例中，以探测火星为为例进行示意说明，对火面着陆点以及对巡视器进行定位，在复杂的火面环境下，需要对探测器定位作为基准，其位置确定精度直接影响到着陆器或巡视器以后整个探测任务的执行和导航定位的性能。

根据本发明实施例，提供了一种着陆器的着陆点确定方法实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

图1是根据本发明实施例的一种可选的着陆器的着陆点确定方法的流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：

步骤S102，获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过着陆器与观测站之间的多个距离参数以及轨道器与观测站之间的多个距离参数得到的；

步骤S104，基于轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型，其中，观测模型用于采集轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；

步骤S106，根据深空网测轨数据、目标星体的着陆点初始化信息以及时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；

步骤S108，对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。

通过上述步骤，可以获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过着陆器与观测站之间的多个距离参数以及轨道器与观测站之间的多个距离参数得到的；基于轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型，其中，观测模型用于采集轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；根据深空网测轨数据、目标星体的着陆点初始化信息以及时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。在该实施例中，可以根据轨道器轨道信息、SBI时延和初始着陆点信息为基础，建立了基于目标星体着陆点计算的时空参考系和深空网的观测模型，并对线性微分方程进行微分迭代，针对轨道器的精确轨道和SBI的稀疏测量设计着陆点定位计算策略，可以快速获得目标星体得着陆点的精确位置信息，从而解决相关技术中无法得到着陆器在着陆点得精确位置信息的技术问题。

本发明实施例中，在进行轨道位置确定和着陆点位置确定时，利用深空网对火星着陆器的无线电测量进行建模，需要先建立相应的时间系统、坐标系统及系统转换方式。其中，着陆点定位计算所涉及的时间系统包括：世界时(UT)，原子时(TAI)，地球动力学时(TT)，(太阳)质心动力学时(TDB)时和协调世界时(UTC)。图2是根据本发明实施例的一种可选的时间系统转换流程图，示意了由北京时转换至协调世界时，协调世界时转换为原子时，结合原子时和协调世界时可以转换为世界时，同时通过原子时可以转换地球动力学时，通过地球动力学时可以转换为太阳质心动力学时。

本实施例中的着陆点定位计算所涉及的坐标系统包括：地球固联系，大地坐标系，测站地平系，地心惯性系，太阳系质心惯性系(简称质心系)，目标星体惯性系，目标星体固联系和目标星体地理系，其中，地心惯性系定义为：坐标原点是地心，XY坐标面接近历元J2000.0时刻的平赤道，x轴接近指向该历元的平春分点。其它惯性系均为坐标原点的平移，参考平面和指向均不变。目标星体固联系定义为：基于IAU定向参数模型的目标星体固联坐标系，主方向定义为本初子午线与参考平面的交点。IAU指定在目标星体平赤道平面上自西向东，从Q点开始至本初子午线角度为W。本初子午面选取为通过位于南半球的Airy-O环形坑几何中心的经圈。目标星体地理系定义为：以目标星体参考椭球体圆心为原点，基准面采用目标星体参考椭球体球面，目标星体赤道面为基本平面，其X轴、Y轴、Z轴与火固系相应的三轴平行。图3是根据本发明实施例的一种可选的转换坐标系统的流程图，如图3所示，可由地球固联系转换为大地坐标系，由大地坐标系转换为测站地平系；同时，可由地球固联系转换为地心惯性系，由地心惯性系转换为目标星体惯性系，由目标星体惯性系转换为目标星体固联系，由目标星体固联系转换为目标星体地理系；同时，地心惯性系结合目标星体惯性系转换得到质心系。

可选的，本实施例中目标星体参考椭球体球面为正球体，即扁率为0。

下面结合上述各实施步骤来详细说明本申请。

步骤S102，获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过着陆器与观测站之间的多个距离参数以及轨道器与观测站之间的多个距离参数得到的。

可选的，获取轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和着陆器的初始着陆区域信息的步骤，包括：采集轨道器在预定轨道上的运行参数集合和时延参数集合，以确定轨道器的轨道信息，其中，运行参数集合包括：测距、测速和测角，时延参数集合包括：时延、时延率、赤经和赤纬；采集第一观测站与着陆器的第一距离参数、第二观测站与着陆器的第二距离参数、第一观测站与轨道器的第三距离参数和第二观测站与轨道器的第四距离参数，并基于第一距离参数、第二距离参数、第三距离参数、第四距离参数以及光速参数，确定着陆器的同波束干涉测量SBI时延。

着陆点在只有着陆器SBI(Same Beam Interferometry)时延测量的情况下，需要对轨道器的轨道同时进行计算，轨道器的测量中可以包括UXB(Unified X-band)测量：测距、测速和测角，以及VLBI(Very Long Baseline Interferometry)的时延参数：时延、时延率、赤经和赤纬。在理论观测量计算中，时间系统采用质心动力学时，坐标系统均在质心系下计算。

可选的，本实施例中的SBI干涉测量时延Δτ的观测模型可以表示为：

Δτ＝[(ρ

其中，ρ

本实施例中，在地球上可以预先部署由多个观测站(或者简称为测站、测控站)、地面应用站，每个观测站的坐标并不相同。每个观测站可以对环绕器、着陆器、探测器等运行的轨道和着陆位置进行监测。

步骤S104，基于轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型，其中，观测模型用于采集轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据。

可选的，在建立时空参考系和深空网的观测模型之后，还包括：控制观测模型采集着陆器在观测站的坐标系下的位置信息、观测站的坐标量、观测站之间系统差、轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的观测数据；获取由大气折射和应答机时延引起的对观测数据的修正值，得到观测修正值；综合着陆器在观测站的坐标系下的位置信息、观测站的坐标量、观测站之间系统差、观测数据以及观测修正值，得到深空网测轨数据。

统计定位的基本过程是对来自观测模型的一组参数之估值进行微分改正(或者是微分迭代)，以便测量的观测数据和该模型计算的对应量之差值的加权平方和为最小。

在观测量由几何关系确定时，观测方程式可以表示为：

其中，t观测数据的时间标记；

δt时间常系统差；

b观测常系统差(观测站之间系统差)；

RF

待估计的模型参数为

步骤S106，根据深空网测轨数据、目标星体的着陆点初始化信息以及时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程。

可选的，对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程的步骤，包括：采集质心系下着陆器的第一位置信息、目标星体惯性系下着陆器的第二位置信息、目标星体固联系下着陆器的第三位置信息；基于第一位置信息、第二位置信息、第三位置信息以及基于时空参考系的坐标转换参数，确定方程偏导数；结合方程偏导数、对着陆器在目标星体上的着陆点位置的预估参数以及观测白噪声，对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程。

对于观测方程式(2)的泰勒展开为如下公式(3)：

式(2)以预测观测值附近的一阶泰勒阶数展开式，确定了实际观测值和计算值偏差的模型，展开式建立了观测数据残差中着陆器以及观测的系统误差之间的关系，并建立了所需要的线性回归方程组。其中，q为实际观测数据，qc为按(3)式在初始状态历元的计算观测值，σ为待估计参数，e为观测白噪声。

着陆点定位计算中，着陆点位置可以表示为目标星体固联系r＝(x y z)，也可以表示为目标星体地理系经纬高r＝(l b h)，这里采用后一种表述。待估计参数σ包括着陆点位置和观测系统差b，那么总的估计参数表示为公式(4)：

σ＝[r b]

观测方程进一步表示为：

y＝q-q

式(6)的偏导数可以表示为：

其中，r

r

r

r

其中，r

其线性无偏最小方差估值可以表示为：

式(13)中R

本实施例中，在对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程之后，还包括：对计算着陆点位置时的目标数据的数据类型、测轨弧段、参数解算策略进行初始化设置。

下面通过表1示意说明着陆点定位时的参数解算策略：

表1火星着陆点统计定位解算策略

本实施例中，SBI测量定位的精度又依赖环绕器定轨的位置精度，设计两种着陆点定位的解算策略，通过两种方法定性分析，策略1为环绕器轨道与着陆点位置联合解算，其中由于卸载比较频繁，每天平均多次卸载(卸载喷气速度增量约1mm/s)，测量系统差根据不同测站和不同测量弧段区分，单环绕器的求解参数较多，如果一同求解着陆点位置可能导致求解参数增加，解算统计方程的效率降低甚至方程会产生奇异而导致求解异常，所以采用策略2计算着陆点位置。

根据我国深空网测轨数据和着陆点初始化信息，完成时空参考系转换、数据类型、测轨弧段、参数解算等初始化设置，进而对构建测站与火星着陆点之间的观测方程。

对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程，完成理论观测量、O-C残差、观测偏导数和状态偏导数计算，并代入展开的方程中，根据加权的最小二乘原理，进行微分迭代完成着陆点的位置信息及其它模型参数的求解。

步骤S108，对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。

可选的，对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置的步骤，包括：将方程偏导数和预先计算的状态偏导数代入展开的线性微分方程中，根据加权的最小二乘原理，进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。

可选的，在对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置之后，还包括：采用预先配置的着陆点定位结算策略，对着陆器在目标星体上的着陆点位置进行参数验证和定位精度验证，得到定位验证结果。

由于不同的目标星体在各地区、各个方向上的地势、环境差异较大，在统计定位过程中，目标星体地理系的平坦度、高度需要预先获取到，在计算中可以对高度增加较强的先验约束，在稀疏测量条件下只对经度和纬度进行求解，从而获取较精确的着陆点信息。

本实施例适用于后续载人登火以及其它地外天体的着陆点定位计算。

通过上述实施例，可以针对各种目标星体的探测无线电测量着陆器特性设计相应的时空参考系；根据我国深空网跟踪模式以及目标星体着陆点测量特性设计的观测模型；根据各种模型综合设计着陆点定位的方法。根据我国深空网测轨数据和目标星体着陆点初始化信息，完成时空参考系转换、数据类型、测轨弧段、参数解算等初始化设置，进而对构建测站与目标星体着陆点之间的观测方程，并对方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程，完成理论观测量、O-C残差、观测偏导数和状态偏导数计算，并代入展开的方程中，根据加权的最小二乘原理，进行微分迭代完成目标星体着陆点的位置信息及其它模型参数的求解。

下面结合另一种可选的实施例来说明本发明。

图4是根据本发明实施例的一种可选的着陆器的着陆点确定装置的示意图，如图4所示，该确定装置可以包括：获取单元41、建立单元43、构建单元45、确定单元47，其中，

获取单元41，用于获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过着陆器与观测站之间的多个距离参数以及轨道器与观测站之间的多个距离参数得到的；

建立单元43，用于基于轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型，其中，观测模型用于采集轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；

构建单元45，用于根据深空网测轨数据、目标星体的着陆点初始化信息以及时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；

确定单元47，用于对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。

上述着陆器的着陆点确定装置，可以通过获取单元41获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过着陆器与观测站之间的多个距离参数以及轨道器与观测站之间的多个距离参数得到的；通过建立单元43基于轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型，其中，观测模型用于采集轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；通过构建单元45根据深空网测轨数据、目标星体的着陆点初始化信息以及时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；通过确定单元47对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。在该实施例中，可以根据轨道器轨道信息、SBI时延和初始着陆点信息为基础，建立了基于目标星体着陆点计算的时空参考系和深空网的观测模型，并对线性微分方程进行微分迭代，针对轨道器的精确轨道和SBI的稀疏测量设计着陆点定位计算策略，可以快速获得目标星体得着陆点的精确位置信息，从而解决相关技术中无法得到着陆器在着陆点得精确位置信息的技术问题。

可选的，获取单元包括：第一采集模块，用于采集轨道器在预定轨道上的运行参数集合和时延参数集合，以确定轨道器的轨道信息，其中，运行参数集合包括：测距、测速和测角，时延参数集合包括：时延、时延率、赤经和赤纬；第二采集模块，用于采集第一观测站与着陆器的第一距离参数、第二观测站与着陆器的第二距离参数、第一观测站与轨道器的第三距离参数和第二观测站与轨道器的第四距离参数，并基于第一距离参数、第二距离参数、第三距离参数、第四距离参数以及光速参数，确定着陆器的同波束干涉测量SBI时延。

可选的，着陆器的着陆点确定装置还包括：第三采集模块，用于在建立时空参考系和深空网的观测模型之后，控制观测模型采集着陆器在观测站的坐标系下的位置信息、观测站的坐标量、观测站之间系统差、轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的观测数据；第一获取模块，用于获取由大气折射和应答机时延引起的对观测数据的修正值，得到观测修正值；第一确定模块，用于综合着陆器在观测站的坐标系下的位置信息、观测站的坐标量、观测站之间系统差、观测数据以及观测修正值，得到深空网测轨数据。

可选的，构建单元包括：第四采集模块，用于采集质心系下着陆器的第一位置信息、目标星体惯性系下着陆器的第二位置信息、目标星体固联系下着陆器的第三位置信息；第二确定模块，用于基于第一位置信息、第二位置信息、第三位置信息以及基于时空参考系的坐标转换参数，确定方程偏导数；第三确定模块，用于结合方程偏导数、对着陆器在目标星体上的着陆点位置的预估参数以及观测白噪声，对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程。

可选的，着陆器的着陆点确定装置还包括：初始化设置模块，用于在对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程之后，对计算着陆点位置时的目标数据的数据类型、测轨弧段、参数解算策略进行初始化设置。

可选的，确定单元包括：代入模块，用于将方程偏导数和预先计算的状态偏导数代入展开的线性微分方程中，根据加权的最小二乘原理，进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。

可选的，着陆器的着陆点确定装置还包括：验证模块，用于在对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置之后，采用预先配置的着陆点定位结算策略，对着陆器在目标星体上的着陆点位置进行参数验证和定位精度验证，得到定位验证结果。

上述的着陆器的着陆点确定装置还可以包括处理器和存储器，上述获取单元41、建立单元43、构建单元45、确定单元47等均作为程序单元存储在存储器中，由处理器执行存储在存储器中的上述程序单元来实现相应的功能。

上述处理器中包含内核，由内核去存储器中调取相应的程序单元。内核可以设置一个或以上，通过调整内核参数来对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。

上述存储器可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flash RAM)，存储器包括至少一个存储芯片。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种电子设备，包括：处理器；以及存储器，用于存储处理器的可执行指令；其中，处理器配置为经由执行可执行指令来执行上述任意一项的着陆器的着陆点确定方法。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质包括存储的计算机程序，其中，在计算机程序运行时控制计算机可读存储介质所在设备执行上述任意一项的着陆器的着陆点确定方法。

本申请还提供了一种计算机程序产品，当在数据处理设备上执行时，适于执行初始化有如下方法步骤的程序：获取轨道器的轨道信息、着陆器的同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过着陆器与观测站之间的多个距离参数以及轨道器与观测站之间的多个距离参数得到的；基于轨道器的轨道信息、同波束干涉测量SBI时延和初始着陆区域信息，建立时空参考系和深空网的观测模型，其中，观测模型用于采集轨道器在从发射点运动至目标星体过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；根据深空网测轨数据、目标星体的着陆点初始化信息以及时空参考系，构建观测站与初始着陆区域之间的观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定着陆器在目标星体上的着陆点位置。

上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。

在本发明的上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的技术内容，可通过其它的方式实现。其中，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，可以为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，单元或模块的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。

所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。