嫦娥三號(hào)軟著陸軌道設(shè)計(jì)與控制策略畢業(yè)論文-全文預(yù)覽
【正文】 優(yōu)化模型，通過改進(jìn)的函數(shù)逼近法，將月球軟著陸軌跡問題轉(zhuǎn)化為參數(shù)優(yōu)化問題。 數(shù)學(xué)仿真分析表明 : (1) 月球軟著陸最 終避障段 , 若只依靠高度和速度修正 , 不能抑制導(dǎo)航系統(tǒng)水平位置誤差的發(fā)散 ,導(dǎo)致著陸器偏離目標(biāo)著陸點(diǎn) , 不能實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確和安全的著陸 。 誤差分析 假設(shè)導(dǎo)航系統(tǒng)采用常規(guī)慣性測量單元，位置誤差能保持在 102數(shù)量級(jí)，速度在 101數(shù)量級(jí)，加速度為 105g 數(shù)量級(jí)。 通過這種方法，可得到一組反映月球軟著陸主制動(dòng)段終端總誤差向量 fp 和兩個(gè)傳感器誤差向量 ,bc bsqq以及初始狀態(tài)偏差向量 ip 之間關(guān)系的誤差敏感系數(shù)矩陣。這一步稱為標(biāo)準(zhǔn)運(yùn)行。 7）個(gè)元素 jq 來表示。 模型五：傳感器誤差模型 由于只研究誤差對(duì)制導(dǎo)律的影響，所以這里假設(shè)需要測量的量均可由導(dǎo)航系統(tǒng)直接測得，誤差大小均考慮為典型誤差值。 。由于這一階段的飛行器的橫向速度分量遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于其徑向速度分量，所以這一階段發(fā)動(dòng)機(jī)的推力主要 15 是用來減小飛行器的橫向速度，如圖 525 中所示，橫向速度始終近線性減小直到相對(duì)月面速度變?yōu)榱?。分析三維數(shù)字高程圖，避開較大的隕石坑，確定最佳著陸地點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)在著陸點(diǎn)上方 30m處水平方向速度為 0m/s。所以確定 7 個(gè)推力的方向角的變化范圍為 : o0 ? i? o90 ,i=1,2,… ,7 （ 19） 對(duì)于終端時(shí)刻 ft ，很據(jù)齊奧爾科夫斯基公式和軟著陸初始條件，可由下式估計(jì)： )/) ) (/)e x p ( (1( 0 FmIIVVt ospspff ??? （ 20） （式中 fV 和 0V 分別表示著陸器的終端速度和初始速度，經(jīng)計(jì)算確定 ft 搜索范圍為（單位秒）： 500 ft 800 (21) 十進(jìn)制蟻群算法中的相關(guān)參數(shù)設(shè)置如表 532 所示： 實(shí)驗(yàn)的結(jié)果分析： ? 5 5 0? Q K 50 num_clccCLC ———— num_antt 1000 表 532 DACA 算法相關(guān)參數(shù) 12 我們能通過仿真實(shí)驗(yàn)大致得出 0? =， 1? = , 2? =； 得出兩階線性方程的表達(dá)式為： )(t? = tt ?? （ 22） 可知在主減速階段：運(yùn)動(dòng)的軌跡方程大致用式（ 22）表示，運(yùn)動(dòng)軌跡大致為拋物線； 在快速調(diào)整段的主要是調(diào)整探測器姿態(tài)，需要從距離月面 3km 到 處將水平速度減為0m/s，這需要調(diào)節(jié)四周的姿態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)使主減速發(fā)動(dòng)機(jī)的推力豎直向下，之后進(jìn)入粗避障階段；粗避障段的范圍是距 離月面 到 100m區(qū)間，其主要是要求避開大的隕石坑，實(shí)現(xiàn)在設(shè)計(jì)著陸點(diǎn)上方 100m處懸停，同樣需要調(diào)整姿態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)，并初步確定落月地點(diǎn)。 （ 4）判斷是否滿足終止條件，不滿足則重復(fù)（ 1）至（ 3）步過程；滿足則結(jié)束計(jì)算輸出結(jié)果。 （ 2）根據(jù)式（ 14）計(jì)算每只螞蟻的轉(zhuǎn)移概率，然后依據(jù)賭輪原則為每只螞蟻選擇下一個(gè)路徑城市。那么利用者 7 個(gè)節(jié)點(diǎn)的推力方向角及對(duì)應(yīng)時(shí)刻對(duì)式（ 17）進(jìn)行擬合，可以求得多項(xiàng)式的系數(shù) i? （ i=0,1,2），進(jìn)而得到整個(gè)著陸軌跡的推力方向角曲線 )(t? 。每個(gè)節(jié)點(diǎn)的時(shí)刻可以由下式得到： ti=t0+i（ tft0） /n， （ i=0,1，優(yōu)化的 性能指標(biāo)為在滿足上述初始條件和終端條件的前提下，使得著陸過程中消耗燃料最少，即 ? ??? ftt dttmJ 0 )( （ 16） 模型三的求解過程及分析 對(duì)此類蟻群算法的求解較為復(fù)雜，首先介紹以下求解的理論知識(shí)： 本文也采用直接法進(jìn)行軌跡優(yōu)化，由于優(yōu)化變量 )(t? 的搜索空間是一個(gè)泛函空間，無法直接應(yīng)用優(yōu)化算法，因此首先要將這個(gè) 軌跡優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化參數(shù)優(yōu)化問題。 9 對(duì)問題二模型的建立與求解 模型三：基于蟻群算法的軟著陸軌跡優(yōu)化模型 基于模型三的假設(shè)和分析，從 15km 左右的軌道高度軟著 陸到月球表面的時(shí)間比較短，一般在幾百秒的范圍內(nèi)，可以假設(shè)如月球引力非球項(xiàng)、日月引力攝動(dòng)等影響因素均可以忽略，所以這一過程可以二體模型下描述。 ? =（ 0 0 0 0 0 1） T , 2/3??an 。G為萬有引力常數(shù)，由附件 1 得月球平均半徑 R =。 D A F L 月球表面 15km 3km 圖 521 著陸軌道運(yùn)動(dòng)軌跡大致示意圖 7 方程（ 3）中的右函數(shù) )。 問題一模型的建立與求解 模型一：月球衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)的主要攝動(dòng)源及力模型的建立 據(jù)查閱資料，我們把平均高度 h=100300km 的月球衛(wèi)星定為低軌。又由于在測量數(shù)據(jù)中，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的初始速度誤差是造成軟著陸避障和精確定點(diǎn)軟著陸的主要誤差源 , 它會(huì)造成位置誤差隨時(shí)間的累積而不斷變大 . 我們通過建立誤差分析系統(tǒng)和誤差敏感系數(shù)矩陣分別分析問題（ 2）中設(shè)計(jì)的著陸軌道和最優(yōu)控制策略。 由于月球表面附近沒有大氣，所以在飛行器的動(dòng)力學(xué)模型中沒有大氣阻力項(xiàng)。 3. 對(duì)于問題 2 中我們設(shè)計(jì)的著陸軌道和控制策略，結(jié)合附件 3 和附件 4 的高程圖，做相應(yīng)的誤差分析和敏感性分析。 嫦娥三號(hào)在高速飛行的情況下，要保證準(zhǔn)確地在月球預(yù)定區(qū)域內(nèi)實(shí)現(xiàn)軟著陸，關(guān)鍵問題是著陸軌道與控制策略的設(shè)計(jì)。然后又通過誤差分析系統(tǒng)的建立， 誤差敏感系數(shù)矩陣 的求取方法和步驟的分析，得出設(shè)計(jì)的設(shè)計(jì)的著 陸軌道和控制策略的誤差分析和敏感性分析結(jié)論 關(guān)鍵詞：逆推法 開普勒第二定律 機(jī)械能守恒 蟻群分析 最優(yōu)控制策略 二體模型 關(guān)系函數(shù) 誤差敏感系數(shù)矩陣 一、 問題重述 3 嫦娥三號(hào)于 2020 年 12月 2日 1時(shí) 30分 成功發(fā)射， 12 月 6 日 抵達(dá) 月球軌道 。通過六個(gè)階段的狀態(tài)，確定線性方程。本題要求我們根據(jù)嫦娥三號(hào)的預(yù)定著落點(diǎn)和六個(gè)階段關(guān)鍵
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