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月球飞船动力下降制导技术研究

薛志飞  
【摘要】:动力下降段是软着陆任务中十分重要的环节,而制导控制技术是实现精确着陆的关键技术之一,直接决定整个任务的成败。因此本文对月球飞船动力下降段制导控制技术进行了研究,主要工作内容和成果如下:首先,对飞船动力下降过程进行了详细分析,并定义了相应的坐标系,基于受力分析和运动分析,建立了动力学模型。其次,提出了动力下降段最优标称轨迹制导方法,包含最优标称轨迹设计和标称轨迹跟踪两部分。最优标称轨迹设计问题可归结为以燃耗最优为性能指标的最优控制问题,可利用直接配点法将此最优控制问题转化为非线性规划问题进行求解。在标称轨迹跟踪部分,控制算法包含两部分,一是求解非线性规划问题时得到的标称控制序列,二是闭环校正控制部分,两者对应叠加得到实际控制指令。仿真结果表明,本文所提最优标称轨迹制导方法能有效地使飞船在存在初始偏差时软着陆在期望落点附近,且燃耗少。再次,为了提高制导律对初始误差和过程干扰的鲁棒性,设计了下降段预测制导方法。基于开普勒轨道力学,由飞船当前飞行状态预测其落月位置和速度,以及相应的剩余飞行时间。设计了切向和法向解耦的闭环制导律。切向制导律根据预测的落点速度偏差和剩余飞行时间形成切向推力控制量,来控制飞船速度大小,以消除落点速度偏差;法向制导律根据预测的落点位置偏差形成法向推力控制量,来改变飞船速度方向,以消除落点位置偏差。仿真结果表明,本文所提预测制导方法在线计算量小,易于实现,且着陆精度高。最后,应我国探月需求,进一步对月面巡视探测制导控制方法进行了研究,提出了一种简单的标称轨迹制导方法。仿真结果表明,所设计的控制算法可有效地消除由于初始导航偏差和飞行过程中质量变化所致的飞行状态偏差,实现对标称轨迹的复现跟踪。


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