嫦娥三號(hào)軟著陸軌道設(shè)計(jì)與控制策略畢業(yè)論文(參考版)
2024-09-01 16:30本頁(yè)面
【正文】 mesh(X,Y,gg)。 [x,y]=size(gg)。 gg=double(g)。C:\Users\phoenix\Desktop\A\附件 4 距月面 100m 處的數(shù)字高程圖 .tif39。 [2] 姜啟源 謝金星 葉俊，《數(shù)學(xué)建?！?，高等 教育出版社， 2020 年。模型三中十進(jìn)制蟻群算法具有良好的全局和局部搜索能力，可以應(yīng)用到其它的優(yōu)化問題中。 對(duì)于 問題一 建立兩個(gè) 模型 ，模型一 主要攝動(dòng)源及力模型列方程中運(yùn)用了類比地球衛(wèi)星情形 ， 可以推廣到其它行星與衛(wèi)星之間；其次，逆推法思想在其它研究求解中也值得借鑒。 任何數(shù)學(xué)模型都是建立在比較理想的條件下，而對(duì)于一些細(xì)節(jié)問題可能沒法考慮，因此這與真實(shí)情況會(huì)有偏差，所以我們?cè)谀Ｐ透倪M(jìn)方面給出的建議：每次在建模前盡可能的考慮影響建模的主要因素，合理提出假設(shè)。 19 3對(duì)問題三的系統(tǒng)誤差分析模型，能較好的反映出誤差的來源和影響大小，以及等高圖能使讀者清楚著陸器是否該做水平位置，避免障礙 。 2 對(duì)問題二的 基于蟻群算法的軟著陸軌跡優(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。 (3) 采用序列特征點(diǎn)圖像匹配修正的定點(diǎn)著陸導(dǎo)航方法簡(jiǎn)捷有效 , 能夠滿足避障和定點(diǎn)軟著陸高精度導(dǎo)航的需要 , 可用于月球軟著陸工程實(shí)踐 . 六、模型評(píng)價(jià)與推廣 改進(jìn) 模型的優(yōu)點(diǎn) 月球衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)的主要攝動(dòng)源及力模型，著陸 器繞月飛行，與地球衛(wèi)星情況類似，采用簡(jiǎn)化了的時(shí)間、單位、長(zhǎng)度表示法，使衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)方程表示較為簡(jiǎn)便，且考慮比較完善。 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 。有前面的數(shù)值仿真實(shí)驗(yàn)知要是 Chua‘ s 混沌系統(tǒng)保持其類隨機(jī)性，仿真步長(zhǎng)選在（ ,）較為合適，用基周期來表達(dá)即為（ 1/29940 T0， 1/5 T0）。 誤差分析 假設(shè)導(dǎo)航系統(tǒng)采用常規(guī)慣性測(cè)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)。 終端誤差向量能用這種形式表示的假設(shè)條件是動(dòng)力學(xué)的線性化必須在標(biāo)準(zhǔn)軌跡區(qū)域內(nèi)。 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。 第三步：將第二步運(yùn)行的系統(tǒng)輸出和標(biāo)準(zhǔn)運(yùn)行的系統(tǒng)輸出進(jìn)行比較即可確定各誤差源的影響。這一步稱為標(biāo)準(zhǔn)運(yùn)行。 誤差分析系統(tǒng)建立與結(jié)論分析 有前面的分析可知，觀測(cè)量的實(shí)際輸出值收到初始狀態(tài)偏差、傳感器測(cè)量誤差以及傳感器刻度因素誤差的影響，故誤差分析系統(tǒng)模擬程序的實(shí)際輸入應(yīng)包含以下幾部分：標(biāo)準(zhǔn)初始狀態(tài)向量、初始狀態(tài)偏差、傳感器測(cè)量誤差、 傳感器刻度因素誤差系數(shù)、傳感器時(shí)間常數(shù)、期望終端狀態(tài)； 誤差敏感系數(shù)矩陣求取 在誤差輸入的情況下，首先根據(jù)圖 1生成一個(gè)模擬真?zhèn)€閉環(huán)制導(dǎo)控制系統(tǒng)的數(shù)字仿真程序，然后運(yùn)行該程序，對(duì)比程序輸出即可得到誤差敏感系數(shù)矩陣。 7）個(gè)元素 jq 來表示。定義待測(cè)量量 Q 為 16 ? ?TQ X Y Z U V W Z? （ 24） 其估計(jì)值記為 Q ，則傳感器誤差定義為 q Q Q?? （ 25） 那么，單個(gè)測(cè)量量的估計(jì)誤差模型可用誤差向量 q 的第 j（ j=1,2 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(cè)量的量均可由導(dǎo)航系統(tǒng)直接測(cè)得，誤差大小均考慮為典型誤差值。 模型四：初始狀態(tài)誤差模型 記著陸器的實(shí)際初始狀態(tài)為 iX ，標(biāo)準(zhǔn)初始狀態(tài)為 nX ，則定義初始狀態(tài)偏差ix 為 inix X X?? （ 23） 對(duì)于主制動(dòng)段這一特定的飛行過程，這些偏差都是確定的；而針對(duì)整個(gè)月球探測(cè)任務(wù)，這些偏差就變得具有隨機(jī)性。 。通過高程圖分析著陸器下落 過程中應(yīng)避免障礙物，選擇較為平坦的地區(qū)。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)榱恪? ： 13 圖 525 橫向速度的變化曲線 圖 526 徑向速度的變化曲線 14 圖 527 月心距 時(shí)間變化曲線 圖 528 推力方向角變化曲線 由燃料最優(yōu)軟著路方案的仿真結(jié)果可知，以燃料最優(yōu)為性能指標(biāo)的軟著 陸軌道是一條始終進(jìn)行制動(dòng)的軌道。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。 2300m 的范圍進(jìn)行拍照，獲得數(shù)字高程如圖所示 （ 相關(guān)數(shù)據(jù)文件 見 附件 3）， 并嫦娥三號(hào) 在月面的垂直投影位于預(yù)定著陸區(qū)域的中心位置。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
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