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嫦娥三號軟著陸軌道設計與控制策略數學建模賽題論文-資料下載頁

2026-08-09 14:01本頁面

【導讀】定最優控制策略以及著陸軌道。構成多項式制導公式。著陸速度與時間的圖像，徑向距離與時間的圖像，并對圖像做出解釋。分析以及敏感性分析。運載火箭從西昌衛星發射中心發射。由于沒有月球軟著陸的經歷，確。料消耗將是面臨的實際問題。附件2:給出了嫦娥三號軟著陸過程;附件4:給出了距月面100m處的數字高程圖;確定嫦娥三號在6個階段的最優控制策略。線運動，垂直于徑向方向做勻減速直線運動，末速度為0。直徑向方向所走路程。可根據問題一中的假設解答出在該點處的速率方向。月球軟著陸動力學方程。求解時，先計算徑向最優軌跡模型，在計算。式，著陸器速度與時間的函數關系式。并對其進行一些必要的分析。在主減速階段將。3000米時就已經在虹灣區，只要一直保持直線下降就能落入預定降落點。,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)從該制導律的求解過程可以看出，它是建立在一些假設的基礎之上的，這些假設所帶來的誤差會在著陸器接近月球的過程中逐漸減小。 (2)本制導律是一種燃耗次優制導律。它的求解是建立在最優控制的基礎之上的，但在求解過程中對剩余時間作了近似估計。 (3)本制導律對著陸器終端位置沒有約束，只對月心到著陸器質心之間的徑向距離作了約束，故初始速度的變化對著陸器終端位置的影響很大，這就對著陸器初始速度的測量精度提出了較高要求。當然，我們也可以根據無著陸位置約束這一點來對終端著陸位置進行調整，可在一定范圍內實現定點軟著陸 (4)由 (316)式可以看出，它只是剩余時間的近似估計表達式。16 當著陸器到達終端位置時，剩余時間為零，這就是圖中角在最末端出現突變的主要原因，由角的計算公式可以很容易看出。考慮到這點，參考 Apollo 系列飛船軟著陸的處理方法，我們可以將著陸目標點選在剩余時間 got 。為零之前到達，以避免制導律產生無窮大指令，影響軟著陸效果。問題四：：推力器參數： 1500FN? ， 300spIs? ， /Eg m s? ， sp EC I g? 。月球引力常數： 2312 / sm??? ，月球半徑： kmRL 1738? ；初始參數： kmr 17530 ? ， 00?? 度， 50?? 度， smu /00 ? ， smv /16920 ? ， 00?w ， kgm 6000 ? ；終端參數： 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式方程，通過對多項式方程的求解，我們解答出不同位置時的飛行器著陸速度以及到著陸點的時間不同，通過調整發動機的推力，或者調整制動推力角的大小來解答出到達著陸點的最優策略。對此，我們進行仿真處理，做出時間與徑向距離的圖像，時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 秒左右時間，著陸器的速度與時間為非線性變化關系。發動機推力偏差對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時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到期望目標位置。五．誤差分析在實際過程中，導航測量誤差和系統參數偏差是影響軟著陸制導精度的主要原因。然而，對閉環控制系統而言，測量誤差可以通過濾波來消除，對系統的影響相對來說較小。而系統參數，如制動發動機的推力和比沖等都是不可測量量，它們都是事先標定給出的，在實際飛行過程中，這些參數會由于某些因素的影響而產生一定的偏差。在主制動段，影響制導精度的誤差源主要有偏離標準飛行軌跡的初始條件誤差和導航與控制傳感器誤差。初始條件誤差由主制動段以前的任務決定，傳感器誤差則由導航系統和傳感器本身決定。此外，影響制導精度的因素還包括月球自轉、月球不規則攝動等誤差。 19 參考文獻 [1]劉浩敏，月球軟著陸主制動段制導與控制方法研究 [D] ，哈爾濱工業大學， 2020； [2]姜啟源等，數學模型（第四版） [M]，北京：高等教育出版社， 2020； [3]孫文瑜等 ,最優化方法（第二版） [M]，北京高等教育出版社， 2020； [4] 王大軼，月球軟著陸的制導與控制研究 [D]，哈爾濱工業大學博士學位論文 ,44~64， 2020； [5]黃圳圭，航天器姿態動力學 [M]，國防科技大學出版社， 34~51，1997 ； [6]姚瓊薈，黃繼起，吳漢松 .變結構控制系統 [M]，重慶大學出版社 , 21~32， 1997。

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