【正文】 （AHP）、數(shù)據(jù)統(tǒng)計擬合以及整數(shù)線性規(guī)劃相結(jié)合的手段，這樣既借鑒了層次分析法綜合評價的優(yōu)勢，又克服了該法中主觀因素的不確定性，使模型更具有科學(xué)性，要確定著陸準(zhǔn)備軌道近月點和遠(yuǎn)日點的位置，以及嫦娥三號相應(yīng)速度的大小和方向。我們鄭重承諾，嚴(yán)格遵守競賽規(guī)則，以保證競賽的公正、公平性。我們知道，抄襲別人的成果是違反競賽規(guī)則的, 如果引用別人的成果或其他公開的資料（包括網(wǎng)上查到的資料），必須按照規(guī)定的參考文獻(xiàn)的表述方式在正文引用處和參考文獻(xiàn)中明確列出。我們借助多種數(shù)學(xué)軟件的優(yōu)勢挖掘出大量數(shù)據(jù)潛在的信息，并將其合理運(yùn)用，在此基礎(chǔ)上，以最優(yōu)控制策略為最大目標(biāo)，長遠(yuǎn)發(fā)展為原則，制定出信息不足條件下的量化綜合評價體系。嫦娥三號如何實現(xiàn)軟著陸以及能否成功成為外界關(guān)注焦點。在實施軟著陸之前，嫦娥三號還將在這條近月點高度約15公里、遠(yuǎn)月點高度約100公里的橢圓軌道上繼續(xù)飛行。在整個“落月”過程中，“動力下降”被業(yè)內(nèi)形容為最驚心動魄的環(huán)節(jié)。問題三：對于你們設(shè)計的著陸軌道和控制策略做相應(yīng)的誤差分析和敏感性分析。再定義月固坐標(biāo)系，以月球赤道面為參考平面，指向赤道面與起始子午面的交線方向，指向月球自轉(zhuǎn)角速度方向，軸按右手坐標(biāo)系確定。為月球自轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的月固坐標(biāo)系相對慣性坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)角，不妨假設(shè)初始時刻月固坐標(biāo)系與慣性坐標(biāo)系重合。因此，考慮到這一點， 本文將軟著陸的末速度要求以懲罰岡子的形式加入 到指標(biāo)中如下式所示，主要目的是降低最優(yōu)控制問 題求解的復(fù)雜度，該懲罰因子可以通過反復(fù)的數(shù)值 仿真運(yùn)算，按經(jīng)驗設(shè)定。文獻(xiàn)[10]中給出一種約束變換技術(shù)，使得該類問題得到解決。因此本文所討論的軟著陸耗燃最優(yōu)問題轉(zhuǎn)化為：在系統(tǒng)(1)滿足約束函數(shù)G的情況下，求取適當(dāng)?shù)目刂谱兞俊笆怪笜?biāo)函數(shù)(2)達(dá)到最小。 顯然，對于每個給定的P，這都是一個有限維的參數(shù)優(yōu)化問題。將上式兩邊對求導(dǎo)可得 其中 不妨令 ，則得到如下增廣系統(tǒng) 即 其中O,P,Q與分別為O,P,Q與經(jīng)過變形后的形式 指標(biāo)函數(shù)變?yōu)榧s束條件變?yōu)? 其中，由于僅僅已知探測器在軟著陸起始點到月心的距離和探測器的起始速度，原來質(zhì)量，而軟著陸起始點與另兩個空間位置信息角的初始值未知，因而令 為系統(tǒng)待定 參數(shù)。 此外，假如令系統(tǒng)(1)中的推力F為已知的恒 定推力，令控制變量，則本文問題變?yōu)楹愣ㄍ屏ο萝浿懽顑?yōu)控制問題，依然可以利用本文方法解決，而依據(jù)極大值原理結(jié)合傳統(tǒng)的打靶 法則只能解決恒定推力的情況，因I而相比之下本文方法適用性更廣。此為可得，從而有最優(yōu)初始點坐標(biāo)。圖4為軟著陸最優(yōu)軌線，顯示了角以及探測器距離月心的距離隨時間變化的曲線，圖5是探測器質(zhì)量變化曲線。用衛(wèi)星或飛船的運(yùn)動軌跡所在的平面去切地球會得到一圓面。以地心為圓心，地球半徑與遠(yuǎn)地點之和為半徑作圓，如圖5所示。下面我們進(jìn)行橢圓軌道的監(jiān)控站數(shù)精確計算。根據(jù)物理學(xué)、力學(xué)知識及開普勒三大定律可得到右側(cè)的向徑，a為橢圓的長半軸，e為離心率，f為向徑與橢圓水平長軸的夾角，r為球心到橢圓上的向徑。當(dāng)衛(wèi)星運(yùn)行角速度是地球自轉(zhuǎn) 速度的兩倍是衛(wèi)星沿運(yùn)行古道運(yùn)行兩圈后星下點軌跡回到起點。在實際測控范圍與衛(wèi)星軌道面的相交圓D中取圓內(nèi)接正方形并用內(nèi)接正方形覆蓋所要測控的區(qū)域。圖8 圓內(nèi)接六邊形覆蓋法 對問題三資料的查取與分析通過上網(wǎng)查閱資料，搜集了我國神州7號飛船運(yùn)行資料和相關(guān)測控站點的分部信息，、近地點高度200公里、遠(yuǎn)地點高度350公里的橢圓軌道上，實施變軌后，進(jìn)入343公里的圓軌道。N2酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心176。N4和田站176。N6陜西渭南衛(wèi)星測控站176。N8納米比亞站176。N10馬林迪站176。S12遠(yuǎn)望一號測控船176。S14遠(yuǎn)望三號測控船176。N16遠(yuǎn)望五號測控船176。對此。模型的評價及其改進(jìn)、模型的評價優(yōu)點：模型有特殊到一般，由簡單到復(fù)雜，充分考慮了衛(wèi)星或飛船運(yùn)行軌道為橢圓時的測算方式，靈活巧妙地計算出了需要最少測控站的區(qū)間，減小了數(shù)據(jù)誤差。并且應(yīng)用此模型對神舟六號與神舟七號飛船的測控站的數(shù)目進(jìn)行了驗證，所得結(jié)果與實際相近。、模型的改進(jìn)關(guān)于問題二：在地球自轉(zhuǎn)的影響下衛(wèi)星運(yùn)行過程中星下線的軌跡是地球表面的一些曲線，計算測控站的數(shù)量比較困難。,39。hold on。%衛(wèi)星或飛船到地球的平均距離w1=1。sita2=0。on39。r39。.39。text(17,18,39。color39。marker39。markersize39。)。k39。.39。text(17,14,39。color39。marker39。markersize39。xlim39。p1=plot(r1*cos(sita1),r1*sin(sita1),39。,39。,39。%畫衛(wèi)星或飛船繞地球公轉(zhuǎn)軌道p2x=r1*cos(sita1)+r2*cos(sita2)。,39。,39。xdata39。color39。%畫衛(wèi)星或飛船的運(yùn)動軌跡while 1set(p1,39。,r1*sin(sita1))。ydata39。set(p2,39。,ptempy)。xdata39。%設(shè)置衛(wèi)星或飛船運(yùn)動軌跡的顯示過程sita1=sita1+w1*pausetime。39。topomap139。)axis equalbox onset(gca,39。,[90 90], ... 39。,[90 60 30 0 30 60 90])。y3=58*sin(*x+*pi)。y7=58*sin(*x+*pi)。,x,y2,39。,x,y4,39。,x,y6,39。,x,y8,39。plot(x,z1,39。)附件3：圓內(nèi)接六邊形全覆蓋圖Matlab程序load iris_datasetnet = newsom(irisInputs,[16 3])。y2=+*sin(x+*pi)。y6=+*sin(x+*pi)。z2=0*。g39。y39。g39。r39。k39。s2=ss1。s4=s3.*e。E176。E176。E176。E176。W176。E176。W17