【正文】 figure fna2=~fna1。 level = graythresh(a)。 Pth=sum(count(1:Th+1))。%%每一個像素的分布概率 count for i=1:L if count(i)~=0 st=i1。 imshow(BW) title(39。) 18 附錄二：運用 Matlab 編寫的圖像分割與統(tǒng)計源程序 clear all。)。 七、參考文獻 [1] 朱立東 ，《衛(wèi)星通信導(dǎo)論》，出版社：電子工業(yè)出版社， 20xx 年。 考慮到著陸的安全性，在著陸段初始要進行段時間的懸停以對著陸區(qū)域進行成像勘察，且由于著陸時間很短，因此應(yīng)保證著陸器平緩下降，盡量避免受制動發(fā)動機的開關(guān)沖擊。因此，本文在平面月球二維模型 [5]的基礎(chǔ)上進行簡化，建立了一維動力學(xué)模型，得出了該階段不同過程加速度的計算方法，在考慮著陸的安全性的前提下，設(shè)計了 緩速下降階段 的控制方案。此時，雖然有效性較高，但是可靠性降低了。將整個預(yù)定著陸區(qū)域圖像進行分割，每個分割區(qū)為可能的著陸區(qū)，然后計算每個分割區(qū)的危險地勢比例，進行比例，得出各個區(qū)域的安全系數(shù)排名，安全系數(shù)最高和較高的作為備選的著陸區(qū)。通過最大類間方差法，不用人工設(shè)置閾值，程序自動確定閾值，然后對圖像進行閾值分割即二值化，二值化后的圖像結(jié)果如 (c)所示。由于存在多個滿足條件的區(qū)域可以保證著陸器安全著陸，本文又采用了一種 基于螺旋搜索 [4]的著陸點選擇方法 ，該方法可以在存在多個滿足條件的安全著陸區(qū)域的情況下，兼顧能量消耗最少的原則，選擇距離當(dāng)前位置較近的區(qū)域?qū)嵤┲?。以下關(guān)于誤差的分析均采用蒙特卡洛打靶 [3]， 打靶次數(shù)為 500 次，假設(shè)各誤差均符合正態(tài)分布。該方法不利于在探測器上實現(xiàn)自主控制。原點 O 位于著陸器質(zhì)心， Z0 軸由月心指向著陸器質(zhì)心， X0 軸位于當(dāng)?shù)厮矫鎯?nèi)且指向著陸器前進方向。該段主要任務(wù)是消除水平速度，保證著陸器 姿態(tài)垂直月面。 遠(yuǎn)地點速度： V1=)1( )1( ea eL ???=， 方向與月心和遠(yuǎn)月點的連線方向垂直，且與近月點速度方向相反。步驟則計算結(jié)束；否則返回且若 。此處）；否則返回步驟則轉(zhuǎn)步驟且若 。cos111???zRyRxLL?? (8) 圖 1 軟著陸 軌 道 示意圖 式中： LR 為月球半徑， LR =1737km； ? 為初始點到著陸點的月心角。 (3) pzpypxLzLyLx aaarzgrygrxg ,。加速度可表示為： taaax 10 ?? ； tbbay 10 ?? ； (1) tccaz 10 ?? 式中： 101010 , ccbbaa 為常系數(shù)； t 為時間。 2. 著陸器降落到 月面是個單程任務(wù)，級它無須返回地球或在此飛起到達某一環(huán)月軌道。 其著陸軌道設(shè)計的基本要求： 著陸準(zhǔn)備軌道為近月點 15km，遠(yuǎn)月點 100km的橢圓形軌道 ，并從近月點開始著陸。 方案三是針對緩速下降階段提出的。 其中，方案一是針對 主減速和快速調(diào)整段提出的。由于在主減速和快速調(diào)整段中，著陸器距離月面相對較高且著陸器走過的月面距離較長，將月球視為平面建立模型會帶來較大的偏差。由于在 緩速下降段中，著陸器距離月面很近，且著陸器幾乎沿豎直方向下降。整個軟著陸過程共分為 6 個階段，要滿足各個階段在關(guān)鍵點處所處的狀態(tài)，并在此基礎(chǔ)上確定其著陸軌道 和 各個階段的最優(yōu)控制策略，以進行精準(zhǔn)控制，從而實現(xiàn)成功著陸。 3. 著陸地點由著陸器在環(huán)月軌道上的變軌點所決定。 軟著陸軌道任一時刻的位置和速度分別為： .。/,/,/ 333 ??? ?????? 為推力加速度，是時間的函數(shù)，且 222 pzpypxp aaaa ??? (4) r= 222 zyx ?? ； 若 探 測 器 質(zhì) 量 為 m, 發(fā) 動 機 比 沖 為 eI ,則 發(fā) 動 機 推 力 ： F= map (5) F 的方向可由計算的推力加速度求得。給定飛行時間區(qū)間 [0t ,2t ]和著陸區(qū)域 [ 0? , 2? ]，最小速度增量計算步驟如下： 1） 計算飛行時間 at = )( 022 ttt ?? 。令時當(dāng) ????? ???????? 25, ,。令時當(dāng) 1, ,。 最優(yōu)控制策略的方案設(shè)計及誤差分析和敏感性分析 嫦娥三號著陸軌道 6 個階段的任務(wù)和參數(shù)分析 1)著陸準(zhǔn)備軌道：近月點 15km，遠(yuǎn)月點 100km，將在近月點處以拋物線開始動力下降，初始速度 。 最后，在距月面約 4m處，關(guān)閉發(fā)動機和推力器，著陸器自由下降到月面。 （ 3）著陸器坐標(biāo)系 ZbYOX bb 。 文獻 [2]利用當(dāng)前狀態(tài)進行推力角控制量的單步優(yōu)化控制。 著陸器在月面 2 個方向上打靶的著陸點散布情況如圖 2 所示。 模型三：基于最大類間方差法 的故障檢測法 方差是圖像中灰度分布均勻性的一種度量，方差值越大說明兩類圖像之間的差別 9 越大，類間方差最大代表了分錯的概率最小，分割的效果也就最好。 (c)中黑色陰影區(qū)域是故障區(qū)域，像素值為 0；白色區(qū)域是安全著陸區(qū)，像素值為 1。結(jié)合節(jié)省能量的原則，從備選著陸區(qū)里選出一個最合適的，其他作為冗余。為了進一步提高著陸安全可靠性，設(shè)置閾值為 1%，則區(qū)域 2,3,4,9,21,23,24,25 符合要求。該控制方法對初始位置和速度偏差的影響不 敏感，因此也無法對初始偏差造成的著陸誤差進行修正。 該控制方法對初始位置和速度偏差的影響不敏感，因此該方法也無法對初始偏差造成的著陸誤差進行修正。 [2] Ueno S, Yamaguchi. 3dimensional nearminimum fuel guidance law of a lunar landing module,AIAA Guidence, Navigation, and Control Conference and Exhibit, Portland, OR, 1999:AIAA993983。 figure imshow(I) title(39。 I=imread(39。根據(jù)動態(tài)閾值做二值化 39。 break。 %%%第一類的平均相對熵為 for i=0:Th av1=av1count(i+1)/Pth*log(count(i+1)/Pth+)。 quan = im2bw(a,level)。