登月飞行器软着陆发动机持续工作初始点选择研究_王劼
月球探测器推力控制轨道优化设计
月球探测器推力控制轨道优化设计一、概述随着人类对宇宙探索的不断深入,月球作为地球的近邻,已成为众多航天任务的重要目标。
月球探测器作为执行这些任务的关键工具,其推力控制轨道优化设计显得尤为重要。
推力控制是月球探测器轨道设计中的核心环节,直接关系到探测器的能源利用、任务执行效率和安全性。
对月球探测器推力控制轨道进行优化设计,不仅有助于提升探测器的性能,也是实现高效、安全、经济的月球探测任务的关键。
本文旨在探讨月球探测器推力控制轨道的优化设计方法。
我们将介绍月球探测器的轨道特性及其面临的挑战,包括重力场模型、大气扰动、太阳辐射压等因素对轨道的影响。
接着,我们将分析推力控制的基本原理及其在轨道设计中的应用,包括推力大小和方向的控制、轨道转移策略等。
在此基础上,我们将提出一种基于多目标优化的推力控制轨道设计方法,旨在实现探测器能源利用的最大化、任务执行时间的最短化以及轨道安全性的提升。
通过本文的研究,我们期望为月球探测器的轨道设计提供一种新的优化思路和方法,为未来的月球探测任务提供技术支持和参考。
同时,我们也期望通过这一研究,推动航天工程领域在轨道设计、推力控制等方面的理论创新和技术进步。
1. 探月任务的重要性与意义探月任务是人类探索宇宙、认识自然、拓展生存空间的重要里程碑。
自20世纪60年代人类首次登月以来,月球探测任务不仅在科学探索上取得了巨大成就,更在推动科技进步、提升国家综合实力、激发人类探索精神等方面发挥了重要作用。
月球探测任务的重要性与意义体现在以下几个方面:月球探测任务对于科学探索具有深远意义。
月球作为地球的唯一天然卫星,拥有独特的地理、地质和天文条件,是研究太阳系形成和演化、地球起源和演化的重要窗口。
通过对月球的深入探测和研究,我们可以更深入地了解月球的构造、地质特征、矿产资源、大气环境等,为认识宇宙的奥秘提供宝贵的数据和线索。
月球探测任务在推动科技进步方面发挥着重要作用。
月球探测需要先进的航天技术、通信技术、材料科学、能源技术等多领域的支持。
月球软着陆飞行动力学和制导控制建模与仿真
⎧tan−1 (Y X ),
X > 0,Y > 0,
αL
=
⎪⎪ ⎨
tan
−1
(Y
X ) + π,
X < 0,
⎪ ⎪⎩
tan
−1
(Y
X ) + 2π,
X > 0,Y < 0,
βL = cos−1 (Z r).
(7)
由(7)式即可求得赤经和赤纬的变化量: ΔαL = αLf −αL0, ΔβL=βLfБайду номын сангаас−βL0. 于是, 由下式即得软着陆初始下 降点的经纬度λL0 和ϕL0, 如下
收稿日期: 2008-08-01; 接受日期: 2008-11-01
摘要 着重对月球软着陆制动段、接近段和着陆段的飞行动力学模型进行了研究, 同时基 于动力学模型对各阶段制导律进行了优化设计. 制动段飞行时间和距离较长, 拟采用均匀球 体模型, 该模型也是软着陆全过程下降轨迹分析和动力学仿真的基础; 制导律设计中考虑到 该段燃料消耗很大, 主要以燃料最优为设计指标. 接近段距离月面较近, 且经姿态调整后接 近垂直下降, 拟采用平面月球模型; 制导律设计采用基于重力转弯技术的最优开关制导律. 着陆段几乎垂直下降, 动力学模型可在平面月球模型的基础上简化为一维垂直下降模型, 制 导律设计拟在垂直方向采用简单的程序制导方式. 最后, 在考虑测量、推力误差以及环境干 扰等影响下对着陆精度进行了初步仿真分析, 结果表明, 给出的软着陆三阶段动力学模型和 制导律是可行的.
首先需要获得软着陆过程赤经赤纬的变化. 这 里需要利用软着陆下降轨迹设计的一个结论: 软着 陆下降轨迹平面在环月停泊轨道平面内.
月球探测器软着陆的制导问题研究共3篇
月球探测器软着陆的制导问题研究共3篇月球探测器软着陆的制导问题研究1月球探测器软着陆的制导问题研究随着科技的不断发展,人类对太空探索的兴趣也日益浓厚。
其中,月球探测任务更是备受瞩目。
为了让探测器能够成功着陆月球表面,制导技术显得尤为关键。
软着陆技术是目前探测器着陆技术中最为先进的一种。
它在着陆瞬间通过缓慢减速实现了探测器与地面的缓慢接触,从而保证了探测器的安全性。
而软着陆的制导技术就是实现这一目标的重要手段。
其目的不仅是让探测器稳定、准确地降落,而且是要让它在避免月球表面的险地、火山口及撕裂带等地形障碍的同时,实现着陆的精确控制。
软着陆的制导技术主要包括两大类:一类是开环控制,另一类则是闭环控制。
其中,开环控制是指探测器在着陆时不考虑外界干扰的情况下,根据预设的着陆轨迹进行制导;而闭环控制则是指探测器在着陆时考虑到外界干扰的情况下,通过不断修正着陆轨迹,使得探测器能够安全着陆。
在实际软着陆任务中,由于月面地形的不稳定性以及硬着陆时探测器结构的缺陷,实现闭环控制显得尤为重要。
为了能够实现闭环控制,我们需要提高探测器所搭载的制导系统的准确度。
而制导系统的准确度则受制于传感器的精度、预估模型的准确性以及控制算法的鲁棒性。
在传感器方面,目前主要采用光学、惯性导航和雷达遥测等多种技术。
光学技术主要是通过光学成像方式获取地形信息,从而确定探测器的位置。
而惯性导航技术则是通过获取探测器的速度和位置等信息,结合探测器的动力学方程,进行制导预估。
雷达遥测技术则是通过探测器发射雷达波,获取反射波的时间差从而确定探测器的位置。
在这些传感器中,光学技术的精度较高,具有较好的定位精度,因此在软着陆任务中得到了广泛应用。
在预估模型方面,制导系统需要通过地形信息和传感器获取的探测器状态信息,建立合理的系统动力学模型,从而估计探测器的位置和速度等参数。
在预估过程中需要考虑到月球自转和季节变化等因素,从而提高模型的准确度。
控制算法方面,软着陆探测器主要采用PID控制算法和模糊控制算法等技术。
月球软着陆自主导航、制导与控制问题研究共3篇
月球软着陆自主导航、制导与控制问题研究共3篇月球软着陆自主导航、制导与控制问题研究1月球软着陆自主导航、制导与控制问题研究随着人类探索宇宙的步伐不断加快,月球作为我们最近的天体之一,成为了人类深入了解太阳系和宇宙的一个窗口。
而在月球科学考察中,如何实现月球软着陆成为了一个重要问题。
针对月球自主导航、制导与控制问题的研究,可以为未来月球探测任务提供重要的技术支撑。
月球的自主导航主要是针对月球探测器在起飞、降落以及控制等方面进行研究。
在月球起飞时,需要掌握发动机的运行情况以及控制即将起飞的探测器的角度和速度。
因此,对于发动机性能的准确掌握以及准确定位是关键。
在降落阶段,导航控制系统需要根据探测器与月球地面的实时距离和速度来进行自主导航和控制。
同时,还需要考虑地形高差的变化、喷气推力方向的变化、气动阻力的变化等多种因素,并进行反馈控制来保证安全着陆。
针对月球的自主制导问题,需要从月球表面环境的特点出发进行考虑。
由于月球环境对探测器的影响,比如重力、气压、温度等因素与地球截然不同,因此需要对控制系统有更高的要求。
在控制系统里,要把握好制导精度和控制周期两个指标。
对于制导精度,可通过制导传感器实时获取距离和角度等相关信息,来快速、准确地反馈给控制器,从而改变探测器的飞行轨迹和朝向。
同时,必须使用快速响应的推进器,确保探测器的运动能够及时地跟随制导信号。
在控制周期上,需要尽量减少探测器与月球地面失去联系的时间,确保各个控制环节的协调配合,使得控制系统能够对探测器进行有效的导航和控制。
月球软着陆的控制是整个探测任务中最关键的一个环节。
由于月球表面环境影响较大,如月球表面的粗糙度、地形的高差等,软着陆的难度比较大。
需要在控制系统中通过对摩擦力抵消和推力信号控制等动力学控制策略的运用,实现探测器从空中到柔软着陆的顺畅过渡。
此外,还需要考虑到增量控制、反馈控制以及模型预测控制等多种质量控制策略,以帮助探测器实现更稳定、可靠的控制。
1定常推力登月飞行器最优软着陆轨道研究
mc I =
2
归一化
在轨道优化过程中, 归一化处理是一种较为普
[5]
遍采用的方法
。由于状态变量的量级相差较大,
在轨道积分的过程中会导致有效位数的损失。归一 化处理可以克服这一缺点, 提高计算精度。另外, 由 — 40 —
王
等: 定常推力登月飞行器最优软着陆轨道研究
采用的序列二次规划 ( SOP) 方法是目前最为有效的 求解非线性规划方法之一, 其具体算法描述文中不 再赘述。
耗为飞行器总质量的 45.31% 。
5
结 论
本文完成了推力幅值恒定的登月飞行器燃料最
优软着陆轨道的研究, 给出了飞行状态和控制变量 的仿真结果。飞行器在实际飞行过程中可能还会对 着陆飞行极角有一定限制, 但这不影响本文所述算 法的有效性, 只需要相应地增加优化程序中的约束 个数即可。文中算法的有效性可以通过将所得的控 制 (推力的大小和方向角) 代入未归一化的动力学方 — 41 —
球项、 日月引力摄动等影响因素均可忽略不计。因 此, 使用较为简单的二体模型就可以很好地描述这 一问题。
图!
极坐标形式二体问题示意图
如图 1 所示, 在惯性坐标系中, 以月心为原点的极坐
[3, 4] 标形式受控飞行器动力学方程为 :
(863-2-5-3-116) 及中国博士后科学基金资助项目。 ! 863 计划 博士生; 研究方向: 飞行器动力学与控制优化理论及应用; 联系人。 1974 年生, " 男, (收稿日期: 2000-09-15)
\
r ! , I = I , I = ref = r / ref Iref ref 1ref rref mra = mref rref
T T m ,T = Tref ,Tref = 以下形式:
月球探测器软着陆有限推力控制轨道优化设计共3篇
月球探测器软着陆有限推力控制轨道优化设计共3篇月球探测器软着陆有限推力控制轨道优化设计1月球探测器软着陆有限推力控制轨道优化设计近年来,人类对月球的探测工作日益深入,其中软着陆技术作为月球探测的重要环节之一受到了广泛关注。
软着陆技术的基本原理是利用推力控制让探测器缓慢降落,以避免探测器着陆时受到过大的冲击。
然而在实际操作中,探测器的推力控制往往面临着多种挑战。
本文将探讨如何在有限推力控制下实现月球探测器软着陆。
月球探测器着陆过程中内部推进系统所提供的推力都是有限的,因此软着陆需要通过对控制轨道的优化来保证探测器的着陆平稳。
探测器着陆的过程可以看作是一个多目标优化问题,主要有以下几个方面需要考虑:首先,需要对着陆区域进行有限制的搜索并找出一个合适的着陆点。
这需要针对不同探测任务确定不同的搜索标准,如着陆点的地形条件、光照强度等。
其次,需要优化着陆器的下降轨迹以应对地形和重力场等外部扰动,从而实现探测器的平稳着陆。
优化过程需要考虑以下几个因素:防止探测器在下降过程中与障碍物或坑洞碰撞;避免探测器受到不稳定的环境干扰;保证探测器在着陆前有足够的水平速度,从而避免在着陆时产生过大的冲击。
最后,需要在保证探测器着陆平稳的前提下,优化探测器最终降落点的位置,使其能够顺利完成预定的科学任务。
因此,着陆点的选择也是一个具有挑战性的问题。
为了解决这些问题,通常采取数学模型和计算设计的方法。
其中,最常用的方法是建立一套数学模型去描述探测器下降的轨迹,并利用优化算法求解最优解。
例如可以采用流形法或者神经网络算法实现优化控制,或者采用模糊控制或者PID控制等方法来实现探测器的控制。
此外,还可以利用大量的基础数据和仿真数据来对着陆过程进行模拟,以达到最优控制的效果。
在探测器软着陆的过程中,资金和时间限制都是重要考虑因素。
因为这个原因,优化设计需要采用最简单、经济的方案,并且能够在最短的时间内实现硬着陆。
在着陆任务过程中,软着陆技术需要运用混合控制策略来实现较高的成功率和精度。
月球软着陆接近段最优开关制导律设计分析
月球软着陆接 近段最优 开关制导律设计分析
王鹏基 ,张 熵 ,曲广 吉
( 中国空间技术研究院总体部,北京,10 8 ) 0 0 6
摘要:对月球软着陆接近段的最优开关制导律进行了研究,并对飞行轨迹进行 了 分析。在接近段近乎垂直下降的基础上,
利用最 大值原理获得 了最优开 关制导律 ,并根据 实际飞行情况采用质量 不变假设 ,从 而得 到 了开关切换量的解析形式 ,利于
lw s b an d b ema i m rn i l . o e v r a c r n ep a t a g t, e c n t n — s sh p t e i d p e d t e a i t i e y t x mu p cp e M r o e , c o d gt t r c c f h s t o s tma y o ssi a o t d a o h i i oh i li h a h s n h
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2 0 年 第 4期 07 总第 2 0期 9
文章编 号 :1( 7 8 (070.0 1 0 0-1220 )400 . 4 0
导 弹 与 航 天 运 载 技 术
MIS S 雎 AND P S ACE VEHC雎
No4 2 l7 . c 0 S m .9 u No2 0
s mec n l so sa d t e n taet ev l t fte g i a c w. o o cu i n d mo s t ai y o u d n o r h i d h n el a
Ke o d : u a o —a d n ; y W r s L n s f l i g Ap r a h p a e M a i m r i l ; r t n po c h s ; x mu p ncp e Op ma wi h n u d n e S mu a o da ay i i i t l s t i g g i a c ; i lt n a l ss c i n n
月球精确定点软着陆轨道设计及初始点选取
月球精确定点软着陆轨道设计及初始点选取
单永正;段广仁;张烽
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2009(030)006
【摘要】研究了一种应用参数化控制求解月球探测器精确定点软着陆最优控制问题的方法.首先用约束变换技术将不等式约束进行了近似处理,而后利用若干个分段的常数去逼近最优解,再根据强化技术通过时间轴上的变换,将每一段参数的持续时间转变为一组新的参数,于是最优控制问题被转化为一系列参数优化问题.最后应用经典的参数优化方法即可求得最优控制函数的一个近似解,通过增加参数个数,重复优化得到逼近连续最优解的参数化解.同时在优化过程中考虑了制动初始点的选取对结果的影响.仿真结果表明了所提设计方法是简单、有效的.
【总页数】6页(P2099-2104)
【作者】单永正;段广仁;张烽
【作者单位】哈尔滨工业大学控制理论与制导技术研究中心,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学控制理论与制导技术研究中心,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学控制理论与制导技术研究中心,哈尔滨,150001
【正文语种】中文
【中图分类】V249
【相关文献】
1.月球探测器软着陆精确建模及最优轨道设计 [J], 周净扬;周荻
2.载人月球软着陆任务紧急中止轨道分析与设计 [J], 曹涛;谭天乐;贺亮
3.基于无约束优化的月球探测器软着陆轨道设计 [J], 曹铁霖;李瑞;宋梦鸽;王阳阳
4.基于LGL伪光谱-SQP算法的嫦娥三号月球软着陆轨道最优化设计 [J], 刘怡;武红芳
5.经济型月球探测器精确定点软着陆制导算法 [J], 高峰;荆武兴;高长生;李志刚;钟伟
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月面软着陆火箭发动机推力矢量测试系统研究的开题报告
月面软着陆火箭发动机推力矢量测试系统研究的开题报告一、选题背景目前,航空航天技术的迅速发展已经使得探测月球成为了一种现实可行的任务。
而月面软着陆是探测任务的第一步,而发动机推力矢量控制是软着陆过程中重要的控制技术。
因此,研究月面软着陆火箭发动机推力矢量测试系统成为了一个重要的课题。
二、选题意义(1) 加强软着陆控制技术研究:软着陆控制技术的不断发展是实现航空航天技术高度发展的基础。
(2) 探索深空探测技术:月面软着陆技术通过实现月球表面降落,可以探测地质、环境等方面的信息,进一步开拓探索深空的技术和手段。
(3) 填补国内月球探测领域空白:在月球探测领域,国际竞争激烈,开展本土月球探测工作对于国内航空航天科学技术和国际地位的提升至关重要。
(4) 推动国内航空航天科学技术发展:研究月面软着陆火箭发动机推力矢量测试系统有助于提高国内航空航天科学技术水平,推动国内航空航天产业的发展。
三、研究方法和步骤(1) 总体思路与方案设计:对软着陆推力矢量控制方法和测试系统进行研究,分析其控制原理和测试流程,设计实验方案和测试方案。
(2) 实验设计:根据实验方案,设计月面软着陆火箭发动机推力矢量测试系统,建立测试平台,完成理论分析和仿真实验。
(3) 数据采集和处理:利用计算机软件对实验数据进行采集和处理,进行数据分析和结果统计,确定软着陆推力矢量控制参数。
(4) 结论验证:按照测试方案,进行实际测试,对实验结果进行验证和对比,验证软着陆推力矢量控制的有效性。
四、预期目标和效果(1) 建立月面软着陆火箭发动机推力矢量测试系统,解决月面软着陆过程中的控制问题。
(2) 开发月面软着陆控制技术,提升国内月球探测技术和水平。
(3) 促进国内航空航天科技的发展,扩大国际影响力。
(4) 推进国家深空探索工作,填补国内月球探测领域空白。
五、研究难点和问题(1) 如何建立较为精确的软着陆推力矢量测试系统?(2) 如何实现月面软着陆过程中的控制?(3) 如何提高软着陆推力矢量控制的精度?(4) 如何保证软着陆过程的稳定性和可靠性?六、研究进展计划阶段 |计划内容|-------|-------|第一阶段|文献综述、选题背景、研究意义|第二阶段|系统设计、实验步骤、理论分析|第三阶段|测试平台建立、实验进行、数据处理|第四阶段|数据分析、结果统计、结论验证,论文撰写|七、参考文献[1] 冯江华, 张勇. 火箭发动机推力矢量控制及其应用前景[J]. 热力工程, 2019 (4): 78-82.[2] 白天瑞, 鲁志东, 刘志强, 等. 火箭发动机推力矢量控制及其应用研究[J]. 武汉长江船舶职业技术学院学报, 2018, 34(2): 55-59.[3] 张舒予, 高琛. 基于动平衡控制的火箭发动机推力矢量控制研究[J]. 控制与决策, 2020 (9): 899-906.。
月球软着陆的时间最优安全着陆区搜索算法
月球软着陆的时间最优安全着陆区搜索算法
耿殿伍;宋政吉;姜兴渭
【期刊名称】《中国空间科学技术》
【年(卷),期】2006(026)004
【摘要】以时间为最优参数,提出了一种模拟人类在月球软着陆过程中识别障碍物、选择安全着陆点的思维模式,利用高程图寻找安全着陆点的软着陆算法.综合考虑着
陆器能容忍的障碍物高度、粗糙度、坡度和着陆器的水平机动距离,根据时间最优
设计算法,计算简单、速度快、可靠性高.仿真结果表明了算法的正确性和可靠性.【总页数】5页(P6-10)
【作者】耿殿伍;宋政吉;姜兴渭
【作者单位】哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学航天学院,
哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨,150001
【正文语种】中文
【中图分类】P1
【相关文献】
1.月球软着陆接近段最优开关制导律设计分析 [J], 王鹏基;张熇;曲广吉
2.用于月球软着陆最优轨迹跟踪制导过程的模糊神经网络控制方法 [J], 王大轶;乔国栋;李铁寿
3.基于LGL伪光谱-SQP算法的嫦娥三号月球软着陆轨道最优化设计 [J], 刘怡;武红芳
4.基于障碍函数方法的月球软着陆最优轨迹设计 [J], 冯军华;崔平远;崔祜涛
5.月球软着陆接近段最优开关制导律设计分析 [J], 王鹏基;张熇;曲广吉
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登月飞行器软着陆轨道的遗传算法优化_王暸
2 归一化
在轨道优化过程中, 归一化处理是一种较为普 遍采用的方法[ 9] 。 由于状态变量的量级相差较大, 在 轨道积分的过程中会导致有效位数的损失。归一化 处理可以克服这一缺点, 提高计算精度。另外 , 由于 对轨道的优化也要求优化变量尽可能地保持在相同 的量级, 故作以下处理, 令 : r= -= v r ; r ref v , v ref = v r ef L; r ref L r ref ; ( 5)
õr v = 2 H [ 7, 8]
:
v L 2 + r + a sin B, r vrvH õ v H= + a cos B, r
õ
r = vr, H=
õ
∫
f
t
0
õ dt = m
∫I
f
t
T
sp
0
g
dt =
T tf → m in. I sp g
( 4)
vH . r
式中 : I sp 为发动机比冲 ; g 为重力加速度; t f 为飞行 器软着陆完成时刻。
王
, 等 : 登月飞行器软着陆轨道的遗传算法优化
1057 v r f = 0, vH f = 0, r f = aL . 其物理意义是飞行器降落到月球表面, 速度为 0。 对于推力幅值恒定飞行器 , 性能指标可以表达 ( 1) 为燃料消耗达到极小 , 即 ~ J = ( 3)
为简单的二体模型就可以很好地描述这一问题。 如图 1 所示, 在惯性坐标系中, 以月心为原点的 极坐标形式受控飞行器动力学方程为
上节中所描述的问题可由一个有约束的优化问 题描述 , 所需优化的参量包括式 ( 6) 描述的飞行器 4 个状态变量在初始时刻和末端时刻的值、1 个飞行 时间变量、1 个推力幅值变量和式 ( 10) 中用于描述 飞行器推力方向角的 4 个参量 a i ( i= 0, …, 3) , 共计 14 个参量。这些参量应该满足以下 8 个约束条件, 式 ( 7) 描述的飞行器在初始时刻和末端时刻的 6 个 等式约束和式( 8) 描述的飞行器推力幅值的 2 个不 等式约束。 优化目标为式( 9) 所描述的飞行器燃料消 耗达到极小值。 对上述问题利用浮点数编码的遗传算法进行求 解 , 步骤如下 : 将 n 个取值范围给定的优化参量按一定的浮点 数编码原则排列在一起成为一个个体, 随机产生 N 个这样的个体作为初始种群 [ 6] ; 计算每一个个体的性能指标 , 并对这 N 个个体 进行排序; 选择出若干个性能指标取值较小的个体保留, 并将其遗传到下一代; 将个体随机两两配对 , 按照指定的概率 Pc 进行 交叉操作; 对每一个个体中的每一个参数 , 按照指定概率 Pm 进行变异操作 ; 若满足收敛条件则输出最优解并退出, 否则继 续进行编码、 评价、 选择、 交叉和变异等操作。
小推力登月飞行器轨道初步研究
小推力登月飞行器轨道初步研究
王劼;崔乃刚;刘暾
【期刊名称】《飞行力学》
【年(卷),期】2000(18)2
【摘要】进行了基于二体模型和平面三体模型的登月飞行器轨道控制方法的初步研究。
首先研究了在二体模型下 ,基于逃逸条件和“远地点可达”条件不同推力作用下的飞行器运动仿真。
接着将“远地点可达”概念应用于平面三体模型下的向月飞行的轨道研究 ;完成了从近地低轨道到月球影响球附近的轨道飞行控制方法的研究。
仿真结果证明了使用“远地点可达”概念完成地球逃逸段发动机推力终点选择的可行性。
【总页数】5页(P46-49)
【关键词】轨道控制;小推力;登月飞行器;“远地点可达”
【作者】王劼;崔乃刚;刘暾
【作者单位】哈尔滨工业大学航天工程与力学系
【正文语种】中文
【中图分类】V412.41
【相关文献】
1.有限推力登月飞行器燃料消耗研究 [J], 王劼;崔乃刚;刘暾;周文艳
2.定常幅值小推力登月飞行器轨道研究 [J], 崔乃刚;刘暾;等
3.登月飞行器组合体动态特性初步研究 [J], 梁鲁;朱恩涌;左光;果琳丽;孙国江
4.定常推力登月飞行器最优软着陆轨道研究 [J], 王劼;崔乃刚;刘暾;李俊峰
5.近地共面轨道上两飞行器在径向连续小推力下的追逃界栅 [J], 张秋华;孙毅;黄明明;段广仁
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月球探测器软着陆
月球探测器软着陆动力学分析综述在月球探测器的研制过程中,软着陆动力学分析是其关键环节之一,它是通过探测器的着陆冲击过程进行模拟,来预测探测器的动力学特性。
月球探测器软着陆动力学分析的内容主要有以下两个方面:1)着陆稳定性分析。
确定不同着陆条件下探测器着陆稳定性的包络边界,保证探测器在一定姿态范围内不翻到、不陷落,并为探测器系统的工作提供牢固的支撑。
它是在系统层次上进行的动力学分析,主要关心整体结构的全局动力学响应。
2)动力学响应分析。
预测不同着陆条件下探测器上有效载荷处的加速度响应,进而确定其最大期望力学环境,为探测器结构设计和环境模拟试验提供依据,保证搭载人员和设备的安全。
它是对探测器局部响应进行的动力学分析,主要关心细节处的动力学响应。
第1章国外研究历史自20世纪60年代以来,由于“阿波罗”计划的需求推动,美国宇航局(NationalAeronautics and Space Administratior,NASA 针对月球探测器的软着陆动力学分析展开了一系列研究工作⑴。
在此期间,NASA的载人飞船中心(Manned Spacecraft Center,MSC。
1973年更名为约翰逊航天中心:Johnson Space Cente,JSC、兰利研究中心(Lan gley Research Cen ter,LRQ、马歇尔太空飞行中心(George C. Marshall Space Flight Center,MSFC,及其合同商------ 班迪克斯公司(Bendix Corporation)与格鲁曼飞机工程公司(Grumman Aircraft Engineering Corporation, GAEC分别建立了各自的探测器简化模型并针对各自的模型提出了相应的软着陆动力学分析方法。
1963年,MSFC的LavendeF将月球探测器简化为二维刚体模型,并提出了一种考虑了缓冲器的刚度、阻尼和压溃特性的软着陆动力学仿真算法。
月球精确定点软着陆轨道设计及初始点选取 (1)
宇 航 学 报
Journal of Astronautics
Vol. 30 No. 6 November 2009
月球精确定点软着陆轨道设计及初始点选取
单永正 , 段广仁 , 张 烽
( 哈尔滨工业大学控制理论与制导技术研究中心 , 哈尔滨 150001)
p {ξ i } i = 0 为 [ 0 ,1 ] 区间上预先给定的分段点 , 并且满
p
n
其中
g4 , G ε ( g4 ) =
if g4 ≥ε if - ε < g4 < ε if g4 ≤- ε
足0 =ξ = 1。 0 < … < ξ i- 1 < ξ i < … < ξ n p 将上式两边对 s 求导可得 p d t ( s) / d s = v ( s) 其中
2
显然有轨道坐标系到惯性坐标系转换矩阵 cosα cosβ sinβ - sinα cosβ T1 = - cosα sinβ cosβ sinαsinβ sinα 0 cosα 惯性坐标系到月固坐标系的转换矩阵为 cosγ 0 - sinγ
T2 =
GM 为月球引力常数 , C 为制动火箭的比冲 , 是一个
gxL = gyL = gzL = GM xL 2 2 2 ・ 2 2 2 xL + yL + zL xL + yL + zL GM yL 2 2 2 ・ 2 2 2 xL + yL + zL xL + yL + zL GM zL 2 2 ・ 2 2 2 xL + yL + zL xL + yL + zL
月球软着陆的二次型最优制导方法
月球软着陆的二次型最优制导方法
黄翔宇;王大轶;关轶峰
【期刊名称】《航天控制》
【年(卷),期】2006(24)6
【摘要】为实现在月球表面指定区域的精确软着陆,研究了月球软着陆的线性二次型最优制导方法。
利用简化的轨道动力学模型,给出了一种基于状态和能耗最优的软着陆二次型制导方法。
由于制导律要求同时提供3个方向的时变推力,所以需要通过变推力发动机和姿态机动来实现。
该制导方法虽能满足精确软着陆的需要,但对姿态变化的要求超出了着陆器姿态机动能力。
因此,本文修正了二次型最优制导方法,取消了对轨道参数的过程约束,仅对其终端进行约束,通过求解着陆指定目标点的能耗最优两点边值问题,得到了发动机推力大小和方向的显式表达式。
研究结果表明,利用一定的姿态机动能力,修正的制导方法能够满足精确软着陆的需要。
【总页数】6页(P11-16)
【关键词】月球软着陆;制导;线性二次型最优
【作者】黄翔宇;王大轶;关轶峰
【作者单位】空间智能控制技术国家级重点实验室北京控制工程研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V448.2
【相关文献】
1.月球软着陆的神经元最优制导控制方法 [J], 王大轶;马兴瑞;李铁寿;严辉
2.月球软着陆接近段最优开关制导律设计分析 [J], 王鹏基;张熇;曲广吉
3.月球精确软着陆最优标称轨迹在轨制导方法 [J], 梁栋;刘良栋;何英姿
4.用于月球软着陆最优轨迹跟踪制导过程的模糊神经网络控制方法 [J], 王大轶;乔国栋;李铁寿
5.基于3维模型的月球表面软着陆燃耗最优制导方法 [J], 肖尧;阮晓钢;魏若岩因版权原因,仅展示原文概要,查看原文内容请购买。
载人登月软着陆制动段最优制导方法
载人登月软着陆制动段最优制导方法
周军;吕纪远;刘莹莹
【期刊名称】《火力与指挥控制》
【年(卷),期】2012(037)001
【摘要】提出一种解决软着陆制动段燃料最优制导以及闭环控制的方案.首先使用庞氏极大值原理将制动段燃料最优问题转化为一个初值问题,并使用遗传算法搜索求解;其次为了解决最优制导的闭环控制问题,将最优弹道作为标称弹道,使用RCS 系统对轨道面内两个方向误差量进行解耦,分别使用极限环控制.仿真表明,所规划出的燃料最优弹道比阿波罗方案能节约159.7 kg的燃料,而闭环控制系统可以将初始1 000 m的位置误差和5 m/s的速度误差收敛到接近段入口误差要求以内,在闭环控制过程中,燃料消耗不大于87.75 kg,总体燃料消耗节约至少71.95 kg.
【总页数】7页(P57-62,77)
【作者】周军;吕纪远;刘莹莹
【作者单位】西北工业大学精确制导与控制研究所,西安 710072;西北工业大学精确制导与控制研究所,西安 710072;西北工业大学精确制导与控制研究所,西安710072
【正文语种】中文
【中图分类】V448.22+4
【相关文献】
1.载人登月软着陆中手动控制制导方案研究 [J], 刘莹莹;吕纪远;周军
2.月球软着陆接近段最优开关制导律设计分析 [J], 王鹏基;张熇;曲广吉
3.月球软着陆接近段最优开关制导律设计分析 [J], 王鹏基;张熇;曲广吉
4.月球软着陆制动段飞行轨迹与制导律研究 [J], 王鹏基;张熇;曲广吉
5.基于3维模型的月球表面软着陆燃耗最优制导方法 [J], 肖尧;阮晓钢;魏若岩因版权原因,仅展示原文概要,查看原文内容请购买。
月球着陆器软着陆动力学与半主动控制研究
月球着陆器软着陆动力学与半主动控制研究一、本文概述随着空间探索技术的不断发展,月球着陆器作为实现月球探测任务的关键设备,其软着陆动力学与半主动控制问题日益受到关注。
本文旨在深入研究月球着陆器的软着陆动力学特性,并探讨半主动控制策略在着陆过程中的应用,以期为月球探测任务的安全性与稳定性提供理论支撑和实践指导。
本文将首先概述月球着陆器软着陆动力学研究的重要性和挑战,分析月球特殊环境对着陆器动力学特性的影响。
随后,将详细介绍月球着陆器的动力学建模过程,包括着陆器的运动方程、约束条件以及着陆过程中的各种影响因素。
在此基础上,本文将重点探讨半主动控制策略在月球着陆器软着陆过程中的应用,包括控制策略的设计、优化与仿真验证等方面。
本文的研究内容不仅有助于深入理解月球着陆器的软着陆动力学特性,而且可以为实际工程应用提供有益的参考。
通过优化半主动控制策略,有望提高月球着陆器的着陆精度和稳定性,降低着陆过程中的风险,为未来的月球探测任务奠定坚实的基础。
二、月球着陆器动力学建模月球着陆器的动力学建模是研究其软着陆过程的关键环节。
月球着陆器的动力学模型需要准确地描述着陆器在月球表面软着陆过程中的各种动力学特性,包括着陆器的姿态、速度、加速度、位移以及着陆器与月球表面之间的相互作用力等。
这些动力学特性直接影响着着陆器的着陆性能和安全性。
在建立月球着陆器的动力学模型时,我们首先需要考虑着陆器的质量分布、惯性矩、重心位置等基础参数。
然后,根据着陆器在月球表面的运动状态,可以建立其动力学方程。
这些方程通常包括着陆器的平移运动方程和旋转运动方程,用以描述着陆器在月球表面的位置和姿态变化。
在动力学建模过程中,我们还需要考虑月球表面的特殊环境,如月球表面的重力加速度、地形起伏、土壤力学特性等因素。
这些因素对着陆器的动力学特性有着显著的影响,因此需要在建模过程中进行充分的考虑和处理。
为了更准确地描述着陆器的软着陆过程,我们还需要考虑着陆器与月球表面之间的相互作用力。
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工
程
力
学
Vol. 20 No.6 Dec. 2003
ENGINEERING
MECHANICS
文章编号: 1000-4750(2003)06-0145-04
登月飞行器软着陆发动机 持续工作初始点选择研究
王 劼 1,李俊峰 1,崔乃刚 2,刘 暾2
(1. 清华大学工程力学系,北京 100084;2. 哈尔滨工业大学航天工程与力学系,哈尔滨 150001)
Abstract: Time-optimal and fuel-optimal soft-landing trajectories of lunar probes with constant-amplitude thrust are investigated. System model of soft-landing trajectories is established, and parameterization technique and Sequential Quadratic Programming (SQP) method are applied to the normalized model to obtain time-minimum and fuel-minimum trajectories. An integrated study is carried out between two stages of lunar soft-landing trajectories - Keplerian trajectory and continued-propulsion descent trajectory. When lunar probes descend from 100km height to 15km height, the Keplerian trajectory has around 15km high pericynthion. Simulation result shows that there is a point near the pericynthion, and if the continued-propulsion descent trajectory begins at this point other than the pericynthion more fuel will be saved. Key words: spacecraft design; orbit control; nonlinear programming (NLP); problem of two bodies; lunar trajectories; soft landing
表1 飞行器选择不同发动机持续工作初始点完成相同 软着陆任务的仿真结果 Table 1 Simulation result of the same soft-landing trajectory
续工作,飞行器降落在月面,对于推力幅值恒定飞 行器,燃料消耗最省的性能指标可以表达为
~ T & dt = ∫ dt J = ∫m I g sp t t
(1)
其中 r 、θ 、 v r 和 vθ -飞行器月心距、极角、径向 速度和横向速度; µ -月球引力常数, µ =0.4902802627×1013m3/s 2; 初始轨道半径 r0 为开 普勒轨道远月点的月心距; r1 是开普勒轨道近月点 的月心距; a L 为月球半径, a L =1738km; h0 为该 时刻轨道高度, h0 =100km;初始横向速度 vθ 0 并非 当地的环绕速度,而是在开普勒轨道运动的飞行器 从远月点开始运动的速度 v a , 这一速度小于当地环 绕速度, ∆ v 0 就是这两个速度的差;由于初始时刻 飞行器在远月点,所以初始径向速度 v r 0 = 0 。 在 t1 时刻,有
1 引言
月球勘探计划的重要一步就是实施在月球表 面的软着陆。美国和前苏联等国家完成的登月飞
———————————————
收稿日期:2002-06-20;修改日期:2002-08-20 基金项目:中国博士后科学基金(2002117),863 计划资助(863-2-5-3-116) 作者简介:王
行,不仅在月球环绕轨道上完成了一系列的观测任 务,还将携带有各种设备的月球车软着陆在月球表 面,完成了月球土壤采集等科学实验任务。由于月 球表面没有大气,整个软着陆过程必须完全依靠制
) ∆ m = m 0 (1 − e
− ∆v0 c
登月飞行器软着陆发动机持续工作初始点选择研究
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c—火箭发动机的燃气速度。有 T (6) c = I sp g 0 = & m 式中 I sp —发动机的比冲; g 0 —地球引力加速度;T—
& —燃料消耗率。 发动机的推力; m 从 t1 时刻到 t 2 时刻的这一阶段,止推发动机持
100km 的轨道过渡到高度为 15km 的轨道。由于发 动机不工作,故有 a=0,飞行器完全按照开普勒轨 道运动。这一阶段决定飞行器轨道形状的因素就是 飞行器在初始时刻的状态。 可将 100km 轨道高度的 变轨考虑为一个速度脉冲,通过齐奥尔科夫斯基公 式计算飞行器的燃料消耗。即[3] (5) 式中 m 0 — 施加速度脉冲之前飞行器的质量; ∆ m — 产生 ∆ v 0 速度脉冲所需要的燃料质量;
v r1 = 0 r 2µ ( 0 )= vθ 1 = v p = r1 r0 + r1 r = a + h L 1 1
µ − ∆ v1 r1
(2)
其中 r1 和 a L 的定义同上, h1 为近月点处的轨道高 度,h1 =15km;横向速度 vθ 1 是飞行器在近月点的速 度 v p ,这一速度大于当地环绕速度, ∆ v1 是这两个 速度的差;由于 t1 时刻飞行器在近月点,所以径向 速度 v r1 = 0 。 在 t 2 时刻的终端约束条件为 v r 2 = 0 vθ 2 = 0 r = a L 2
软着陆任务,此阶段燃料消耗 221.88kg,为飞行器 总质量的 44.38%。
3 软着陆发动机持续工作初始点选 择问题
进一步考虑从 100km 轨道下降到 15km 近月点 的霍曼下降轨道中,在 t1 时刻的近月点附近是否存 在一点,在该点软着陆发动机开始持续工作能够更 加节省能量。 这就需要将飞行器由 100km 轨道下降 到 15km 近月点附近这一阶段也考虑进来一起优 化。 这样,优化问题被划分为两个阶段,即霍曼下 降的过渡轨道段和发动机持续工作下降段。霍曼过 渡的无控下降段也采用式(4)描述, 但是不包括其中 的控制项。这一阶段的优化参量包括飞行器 4 个状 态变量在初始时刻 t 0 的值和 1 个飞行时间参量;第 二阶段的优化参量包括飞行器 4 个状态变量在初始 时刻 t1 和末端时刻 t 2 的值、1 个飞行时间参量、1 个推力幅值参量和式 (8) 中用于描述飞行器推力方 向角的 4 个参量 ai ( i = 0 L 3 ),两个阶段共计 19 个 参量。这些参量应该满足以下 12 个约束条件,飞 行器在霍曼下降段初始时刻 t 0 和连续推力下降段 末端时刻 t 2 状态变量的 6 个等式约束(即式(1)和式 (3)) ,霍曼下降段末端时刻和连续推力下降段初始 时刻 t1 所有状态必须相等的 4 个等式约束以及飞行 器推力幅值的 2 个不等式约束。优化的目标为连续 推力下降段的飞行时间达到极小值。
1 1
t2
t2
(7.a)
=
T I sp g
(t 2 − t1 ) → min
摘
要:完成了推力幅值恒定的登月飞行器时间最优和燃料最优的软着陆轨道研究。文中将飞行器在月球
表面软着陆的轨道分为开普勒下降轨道和制动发动机持续工作轨道两个阶段进行了综合研究。并着重研究 了当飞行器从高度为 100km 的轨道下降到 15km 近月点时,在近月点附近是否存在一点,在该点软着陆发 动机开始持续工作能够更加节省燃料。 关键词: 飞行器设计;轨道控制;非线性规划;二体问题;登月轨道;软着陆 中图分类号: V412.4+1 文献标识码: A
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工
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动发动机完成。 登月飞行器多采用以下方案:首先将飞行器射 入一个高度大约 100km 的环月停泊圆轨道; 当满足 一定条件后,向飞行器施加一个反向制动脉冲,使 飞行器脱离停泊轨道形成一服从开普勒定律运动 的下降椭圆轨道;当下降到大约 15km 左右高度的 近月点时,发动机再次开始持续工作,主要衰减飞 行器的切向速度,同时克服由月球引力引起的径向 速度,这一阶段多采用燃料最优的控制策略;在接 近月面的最终阶段,飞行器的控制策略转为以降低 最终着陆撞击、确保人/载荷的安全为目的,直至 最终软着陆完成。容易看出,这一方案具有较长的 软着陆准备时间、可以选择更大的着陆区域以及减 少着陆舱部分的燃料消耗等优点。 文献 [1] 和 [2] 完成了该方案中从 15km 左右高 度轨道下降到接近月面的飞行器轨道控制方法的 研究。 本文在文献[2] 的基础上,进一步将从上述的 开普勒轨道和制动发动机持续工作两段轨道综合 进行研究。 并着重研究了当飞行器从 100km 轨道下 降到 15km 近月点时, 在近月点附近是否存在一点, 在该点软着陆发动机开始持续工作能够更加节省 燃料。
劼(1974),男,北京人,博士后,主要研究方向为航天器轨道动力学与控制、优化方法与应用;
李俊峰(1964),男,黑龙江人,教授,博士,副系主任,主要研究方向为复杂航天器姿态动力学、卫星星座与编队飞行动力学与控 制等;(E-mail: lijunf@) 崔乃刚(1965),男,辽宁人,教授,博士,系副主任,主要研究方向为飞行器动力学与导航、滤波理论及应用; 刘 暾(1932),男,北京人,教授,主要研究领域为飞行器动力学与控制、精密机械设计
(3)
其物理意义是飞行器降落到月球表面,速度为零。 在惯性坐标系中,以月心为原点的极坐标形式 受控飞行器动力学方程为[3] 2 µ vθ &r = − v + + a sin u r r2 v v &θ = − r θ + a cos u v (4) r & = vr r & = vθ θ r 式中 µ 与 r 、 θ 、 v r 和 vθ 的定义同上;u-推力方 向角(操纵角),即推力方向与当地水平线的夹角;a -推力加速度,从 t 0 时刻到 t1 时刻,由于发动机不 工作,故有 a=0;从 t1 时刻到 t 2 时刻,止推发动机 T 持续工作,飞行器降落在月面,有 a(t ) = 。 &t m1 − m 其中,T-发动机推力,其幅值恒定,且有 Tmin ≤ T ≤ Tmax , Tmin 和 Tmax 分别是可供选择的发动 机推力幅值的上下限; m1 -飞行器过渡到 t1 时刻的