嫦娥三號(hào)軟著陸軌道設(shè)計(jì)與控制策略數(shù)學(xué)建模賽題論文-資料下載頁
2024-08-27 14:01本頁面
【導(dǎo)讀】定最優(yōu)控制策略以及著陸軌道。構(gòu)成多項(xiàng)式制導(dǎo)公式。著陸速度與時(shí)間的圖像，徑向距離與時(shí)間的圖像，并對(duì)圖像做出解釋。分析以及敏感性分析。運(yùn)載火箭從西昌衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射。由于沒有月球軟著陸的經(jīng)歷，確。料消耗將是面臨的實(shí)際問題。附件2:給出了嫦娥三號(hào)軟著陸過程;附件4:給出了距月面100m處的數(shù)字高程圖;確定嫦娥三號(hào)在6個(gè)階段的最優(yōu)控制策略。線運(yùn)動(dòng)，垂直于徑向方向做勻減速直線運(yùn)動(dòng)，末速度為0。直徑向方向所走路程。可根據(jù)問題一中的假設(shè)解答出在該點(diǎn)處的速率方向。月球軟著陸動(dòng)力學(xué)方程。求解時(shí)，先計(jì)算徑向最優(yōu)軌跡模型，在計(jì)算。式，著陸器速度與時(shí)間的函數(shù)關(guān)系式。并對(duì)其進(jìn)行一些必要的分析。在主減速階段將。3000米時(shí)就已經(jīng)在虹灣區(qū)，只要一直保持直線下降就能落入預(yù)定降落點(diǎn)。,LR為月球平均半徑。
【正文】 了較高要求 (見后面的仿真分析 )。 說明： (1)從該制導(dǎo)律 的求解過程可以看出，它是建立在一些假設(shè)的基礎(chǔ)之上的，這些假設(shè)所帶來的誤差會(huì)在著陸器接近月球的過程中逐漸減小。 (2)本制導(dǎo)律是一種燃耗次優(yōu)制導(dǎo)律。它的求解是建立在最優(yōu)控制的基礎(chǔ)之上的，但在求解過程中對(duì)剩余時(shí)間作了近似估計(jì)。 (3)本制導(dǎo)律對(duì)著陸器終端位置沒有約束，只對(duì)月心到著陸器質(zhì)心之間的徑向距離作了約束，故初始速度的變化對(duì)著陸器終端位置的影響很大，這就對(duì)著陸器初始速度的測量精度提出了較高要求。當(dāng)然，我們也可以根據(jù)無著陸位置約束這一點(diǎn)來對(duì)終端著陸位置進(jìn)行調(diào)整，可在一定范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)軟著陸 (4)由 (316)式可以看出，它只是剩余時(shí)間的近似估計(jì)表達(dá)式。16 當(dāng)著陸器到達(dá)終端位置時(shí)，剩余時(shí)間為零，這就是圖中 角在最末端出現(xiàn)突變的主要原因，由角的計(jì)算公式可以很容易看出。考慮到這點(diǎn)，參考 Apollo 系列飛船軟著陸的處理方法，我們可以將著陸目標(biāo)點(diǎn)選在剩余時(shí)間 got 。為零之前到達(dá)，以避免制導(dǎo)律產(chǎn)生無窮大指令，影響軟著陸效果。 問題四： ： 推力器參數(shù)： 1500FN? ， 300spIs? ， /Eg m s? ， sp EC I g? 。 月球引力常數(shù)： 2312 / sm??? ， 月球半徑： kmRL 1738? ； 初始參數(shù)： kmr 17530 ? ， 00?? 度， 50?? 度， smu /00 ? ， smv /16920 ? ， 00?w ， kgm 6000 ? ； 終端參數(shù)： kmrf 1740? （探測器終止于離月面 2km 的高度）， smuf /0? ，smvf /0? ， smwf /0? ： 由第三題我們建立的一系列多項(xiàng)式方程，通過對(duì)多項(xiàng)式方程的求解，我們解答出不同位置時(shí)的飛行器著陸速度以及到著陸點(diǎn)的時(shí)間不同，通過調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，或者調(diào)整制動(dòng)推力角的大小來解答出到達(dá)著陸點(diǎn)的最優(yōu)策略。對(duì)此，我們進(jìn)行仿真處理，做出時(shí)間與徑向距離的圖像，時(shí)間與著陸器速度的圖像。 17 ： 18 通過這兩張圖我們可以看出，飛行器著陸用了 500 秒左右時(shí)間，著陸器的速度與時(shí)間為非線性變化關(guān)系。發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏差對(duì)徑向著陸軌跡和水平速度影響較大，直接影響著著陸器的總制動(dòng)時(shí)間和末端的著陸位置，也就是說直接影響著燃料的消耗和能否達(dá)到期望目標(biāo)位置。 五．誤差分析 在實(shí)際過程中，導(dǎo)航測量誤差和系統(tǒng)參數(shù)偏差是影響軟著陸制導(dǎo)精度的主要原因。然而，對(duì)閉環(huán)控制系統(tǒng)而言，測量誤差可以通過濾波來消除，對(duì)系統(tǒng)的影響相對(duì)來說較小。而系統(tǒng)參數(shù)，如制動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和比沖等都是不可測量量，它們都是事先標(biāo)定給出的，在實(shí)際飛行過程中，這些參數(shù)會(huì)由于某些因素的影響而產(chǎn)生一定的偏差。 在主制動(dòng)段，影響制導(dǎo)精度的誤差源主要有偏離標(biāo)準(zhǔn)飛行軌跡的初始條件誤差和導(dǎo)航與控制傳感器誤差。初始條件誤差由主制動(dòng)段以前的任務(wù)決定，傳感器誤差則由導(dǎo)航系統(tǒng)和傳感器本身決定。此外，影響制導(dǎo)精度的因素還包括月球自轉(zhuǎn)、月球不規(guī)則攝動(dòng)等誤差。 19 參考文獻(xiàn) [1]劉浩敏，月球軟著陸主制動(dòng)段制導(dǎo)與控制方法研究 [D] ，哈爾濱工業(yè)大學(xué) ， 2020； [2]姜啟源等，數(shù)學(xué)模型（第四版） [M]，北京：高等教育出版社， 2020； [3]孫文瑜等 ,最優(yōu)化方法（第二版） [M]，北京高等教育出版社， 2020； [4] 王大軼，月球軟著陸的制導(dǎo)與控制研究 [D]，哈爾濱工業(yè)大學(xué)博士學(xué)位論文 ,44~64， 2020； [5]黃圳圭，航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué) [M]，國防科技大學(xué)出版社， 34~51，1997 ； [6]姚瓊薈，黃繼起，吳漢松 .變結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng) [M]，重慶大學(xué)出版社 , 21~32， 1997。
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