月面軟著陸的制導(dǎo)與控制方法研究.pdf

1、月面軟著陸是人類(lèi)進(jìn)行月球探測(cè)面臨的一個(gè)關(guān)鍵性問(wèn)題，而導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制又是月面軟著陸的關(guān)鍵性技術(shù)。本文以國(guó)家自然科學(xué)基金重點(diǎn)資助項(xiàng)目“月球探測(cè)系統(tǒng)的建模、傳感、導(dǎo)航和控制基礎(chǔ)理論及關(guān)鍵技術(shù)研究”為背景，在系統(tǒng)總結(jié)這一領(lǐng)域研究現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上，應(yīng)用最優(yōu)控制與非線性控制方法，依照最優(yōu)性、穩(wěn)定性的要求，針對(duì)登月飛行器定點(diǎn)軟著陸的制導(dǎo)與控制，進(jìn)行了深入研究。
　　本文研究重點(diǎn)是設(shè)計(jì)飛行器軟著陸過(guò)程的動(dòng)力下降段和最終著陸段的制導(dǎo)律和控制律。主要分

2、為兩大部分：第一部分是動(dòng)力下降段的燃料最優(yōu)制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)，第二部分是最終著陸段姿軌聯(lián)合控制律的設(shè)計(jì)。
　　首先，針對(duì)月面定點(diǎn)軟著陸問(wèn)題，在考慮月球自轉(zhuǎn)和登月飛行器側(cè)向移動(dòng)的基礎(chǔ)上，基于落點(diǎn)坐標(biāo)系建立了登月飛行器動(dòng)力下降段三維動(dòng)力學(xué)模型。隨后，根據(jù)飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)特性，建立了姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型。并在此基礎(chǔ)上，分析了姿態(tài)與軌道耦合關(guān)系，建立了飛行器姿軌耦合動(dòng)力學(xué)模型。
　　其次，考慮到控制信號(hào)的幅值限制、狀態(tài)約束和終端約束等要

3、求，對(duì)動(dòng)力下降段的燃料最優(yōu)控制問(wèn)題進(jìn)行了研究。利用約束變換技術(shù)將該問(wèn)題轉(zhuǎn)化為標(biāo)準(zhǔn)的具有不等式約束和終端約束的非線性最優(yōu)控制問(wèn)題。然后利用時(shí)間尺度變換技術(shù)和強(qiáng)化技術(shù)將標(biāo)準(zhǔn)的規(guī)范型最優(yōu)控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為靜態(tài)參數(shù)優(yōu)化問(wèn)題，隨后采用經(jīng)典的優(yōu)化方法，利用優(yōu)化軟件MISER3.2可以得到最優(yōu)連續(xù)解的一組分段線性逼近解，即分段參數(shù)化控制器，并給出了仿真結(jié)果。
　　基于獲得的參數(shù)化最優(yōu)解，得到軌控發(fā)動(dòng)機(jī)最優(yōu)推力大小和最優(yōu)推力方向。由于軌控發(fā)動(dòng)機(jī)固聯(lián)于

4、飛行器機(jī)體，推力方向通過(guò)姿態(tài)調(diào)整實(shí)現(xiàn)。因此，為保證在動(dòng)力下降過(guò)程中軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料最優(yōu)推力方向，設(shè)計(jì)了姿態(tài)跟蹤控制律。通過(guò)仿真，驗(yàn)證了姿態(tài)跟蹤控制律的有效性，并分析了由于姿態(tài)跟蹤存在的延遲性對(duì)動(dòng)力下降過(guò)程帶來(lái)的影響。
　　最后，為進(jìn)一步提高軟著陸的著陸精度和機(jī)動(dòng)性，針對(duì)飛行器軟著陸的最終著陸段，基于姿態(tài)軌道耦合動(dòng)力學(xué)模型，提出了姿態(tài)軌道聯(lián)合控制律，并證明了閉環(huán)系統(tǒng)的漸進(jìn)穩(wěn)定性。最后通過(guò)仿真，與傳統(tǒng)的最終著陸方法進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了所提