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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。
![一种月球软着陆优化方法_林胜勇[1]](https://img.taocdn.com/s1/m/27f19ac2b14e852458fb573f.png)
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。
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
王大轶;乔国栋;李铁寿
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2007(028)005
【摘要】软着陆过程的制导控制已经成为月球探测中一个具有挑战性的问题.神经网络与模糊逻辑都是处理不确定性(受控对象缺乏精确的数学描述或具有非线性的复杂性)问题的有效手段.本文根据终端着陆条件和性能指标,以由Pontryagin's极大值原理得出从近月点到月球表面的最优着陆轨迹为基础,给出一种基于模糊神经网络的非线性最优控制策略,使被控系统能够通过模糊神经网络的非线性映射能力实现某种最优的闭环制导控制.最后通过数学仿真验证了该控制策略的可行性与有效性.
【总页数】8页(P1149-1155,1170)
【作者】王大轶;乔国栋;李铁寿
【作者单位】中国空间技术研究院,北京控制工程研究所,空间智能控制技术国家级重点实验室,北京,100080;中国空间技术研究院,北京控制工程研究所,空间智能控制技术国家级重点实验室,北京,100080;中国空间技术研究院,北京控制工程研究所,空间智能控制技术国家级重点实验室,北京,100080
【正文语种】中文
【中图分类】V448
【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.月球软着陆下降轨迹与制导律优化设计研究 [J], 王鹏基;张熇;曲广吉
3.月球软着陆多项式制导控制方法 [J], 孙军伟;崔平远
4.基于三种最优控制方法的磁悬浮球轨迹跟踪方法 [J], 陈兴贤;余伟
5.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
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月球探测器软着陆有限推力控制轨道优化设计一、本文概述随着人类对太空探索的不断深入，月球作为地球的近邻，已成为人类探索太空的重要目标。
月球探测器的软着陆技术是实现月球探测任务的关键之一。
其中，有限推力控制轨道优化设计是实现月球探测器软着陆的重要技术手段。
本文旨在探讨月球探测器软着陆有限推力控制轨道优化设计的理论和方法，以期为提高月球探测任务的成功率和精度提供理论支持和实践指导。
本文首先介绍月球探测器软着陆的基本原理和有限推力控制轨道的基本概念，然后分析月球探测器软着陆过程中面临的主要挑战和问题。
接着，本文重点探讨有限推力控制轨道优化设计的理论框架和方法，包括轨道优化设计的目标函数、约束条件、优化算法等方面。
在此基础上，本文还将分析不同优化算法在有限推力控制轨道优化设计中的应用和效果，为实际工程应用提供参考。
本文还将对月球探测器软着陆有限推力控制轨道优化设计的未来发展进行展望，探讨新技术和新方法在轨道优化设计中的应用前景。
通过本文的研究，可以为月球探测任务的顺利实施提供有力支持，同时也有助于推动航天技术的发展和创新。
二、月球探测器软着陆技术概述月球探测器的软着陆技术是实现探测器在月球表面安全、稳定着陆的关键环节。
它涉及到轨道设计、导航与控制等多个方面，具有高度的复杂性和挑战性。
月球探测器的软着陆过程通常包括三个阶段：接近段、下降段和着陆段。
接近段是指探测器从月球轨道进入着陆轨道的过程，需要精确计算轨道参数，确保探测器能够准确地进入预定轨道。
下降段是探测器从月球轨道逐渐接近月球表面的过程，这一阶段需要不断调整探测器的姿态和速度，以实现安全着陆。
着陆段则是探测器在月球表面进行着陆的阶段，需要精确控制探测器的着陆位置和姿态，以确保探测器能够稳定地着陆在预定区域。
在实现软着陆的过程中，有限推力控制轨道优化设计起到了至关重要的作用。
由于月球探测器的推进系统通常具有有限的推力，因此需要通过优化轨道设计，使得探测器在有限的推力下能够精确地实现软着陆。
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。
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201710367451.2(22)申请日 2017.05.23(71)申请人 浙江大学地址 310058 浙江省杭州市西湖区余杭塘路866号(72)发明人 刘兴高 蒋雅萍 (74)专利代理机构 杭州求是专利事务所有限公司 33200代理人 邱启旺(51)Int.Cl.G05B 13/04(2006.01)(54)发明名称一种自适应的月球软着陆轨道快速优化控制器(57)摘要本发明公开了一种自适应的月球软着陆轨道快速优化控制器，该轨道快速优化控制器由仿真模块、优化模块、执行模块组成。
在仿真模块中，月球软着陆轨道被分成若干个小段，利用分段处的各个节点的推力方向角及对应的时刻拟合出轨道的推力方向角变化曲线，进而由软着陆动力学模型仿真得到整条软着陆轨道。
其中各个节点的最佳推力方向角及最佳软着陆终端时刻由优化模块寻优得到。
优化模块采用改进的智能算法，改进的智能优化方法控制了子群的大小，添加了扰动因子，增加了搜索的多样性，同时根据进化状态自适应变化的惯性权重提高了算法的收敛性能。
本控制器能够快速寻优得到一条使燃料消耗最少的月球软着陆轨道并最终实现轨道的最优控制。
权利要求书4页 说明书8页 附图4页CN 107168056 A 2017.09.15C N 107168056A1.一种自适应的月球软着陆轨道快速优化控制器，其特征在于：该轨道快速优化控制器由优化模块、仿真模块、执行模块组成；其中：仿真模块把月球软着陆轨道分割成n个小段，并将n的值输入优化模块。
每个节点的时刻由式(1)得到：其中，t k为第k+1个节点的时刻，k＝0,1,...,n，t0为初始时间，记t0＝0。
优化模块把包括初始节点和终节点在内的n+1个节点的推力方向角ψ与软着陆终端时刻t f作为待优化的参数。
初始化种群规模为N s的粒子群，随机生成维度为n+2的粒子i的初始位置x i＝(x i1,x i2,...,x i(n+2))和初始速度v i＝(v i1,v i2,...,v i(n+2))，i＝1,2,...,N s，并将粒子的位置信息传入仿真模块。
月球探测器软着陆的最优控制单永正;段广仁;吕世良【期刊名称】《光学精密工程》【年(卷),期】2009(017)009【摘要】为了减少有限推力作用下月球探测器软着陆所需的燃料消耗,提出了应用非线性规划方法来求解该最优控制问题.首先,从庞德里亚金极大值原理出发,将有限推力作用下月球软着陆问题转化为数学上的两点边值问题;在考虑边界条件及横截条件的前提下,将该两点边值问题转化为针对共轭变量初值和末时刻的优化问题;然后应用非线性规划方法求解所形成的参数优化问题.为了降低共轭变量初值选取的敏感性,引入共轭变量与控制变量之间的变换,用控制变量初值代替了共轭变量初值.实验仿真结果显示,本文方法能够成功实现月面软着陆,并且比传统的打靶法减少了2.1%的燃料消耗,表明本文提出的设计方法简单、有效.【总页数】6页(P2153-2158)【作者】单永正;段广仁;吕世良【作者单位】哈尔滨工业大学,控制理论与制导技术研究中心,黑龙江,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学,控制理论与制导技术研究中心,黑龙江,哈尔滨,150001;中国科学院,长春光学精密机械与物理研究所,吉林,长春130033【正文语种】中文【中图分类】V476.4;V249【相关文献】1.基于随机森林的月球表面软着陆实时最优控制 [J], 姜春生;沈红新;李恒年;王永2.嫦娥四号创造历史人类探测器首次在月球背面软着陆(节选) [J], 新华社;3.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4.北京空间机电研究所助力“嫦娥四号”探测器月球背面软着陆获得成功 [J],5.人类探测器首次在月球背面软着陆 [J], 新华社;国家航天局(图)因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910115879.7
(22)申请日 2019.02.15
(71)申请人 北京空间飞行器总体设计部
地址 100094 北京市海淀区友谊路104号
(72)发明人 李晓光 刘适 毛志毅
(74)专利代理机构 北京理工大学专利中心
11120
代理人 刘芳 仇蕾安
(51)Int.Cl.
H04B 7/185(2006.01)
(54)发明名称一种月球软着陆探测任务各阶段中继接收机参数计算方法(57)摘要本发明提供一种月球软着陆探测任务各阶段中继任务的接收机参数计算方法，所述接收机参数包括接收功率、扫描范围和扫描频率范围，其中所述接收功率综合考虑信号发送的EIRP、发射天线指向损失、自由空间损失、发射和接收两天线间的极化损失及卫星接收系统增益确定；所述扫描范围综合考虑多普勒频率、发射端频率准确度和接收端中心频率偏差确定；所述扫描频率范围综合考虑多普勒频率变化率和发射端频率稳定度。
本发明综合考虑多普勒频率和频率变化率的特性确定接收机参数指标，适用于月球软着
陆过程中探测器接收机参数的确定。
权利要求书1页 说明书4页 附图1页CN 110138436 A 2019.08.16
C N 110138436
A
权 利 要 求 书1/1页CN 110138436 A
1.一种月球软着陆探测任务各阶段中继任务的接收机参数计算方法，所述接收机参数包括接收功率、扫描范围和扫描频率范围，其特征在于，
所述接收功率综合考虑信号发送的EIRP、发射天线指向损失、自由空间损失、发射和接收两天线间的极化损失及卫星接收系统增益确定；
所述扫描范围综合考虑多普勒频率、发射端频率准确度和接收端中心频率偏差确定；
所述扫描频率范围综合考虑多普勒频率变化率和发射端频率稳定度。
2.根据权利要求1所述月球软着陆探测任务各阶段中继任务的接收机参数计算方法，其特征在于，
所述接收机参数包括接收功率、扫描范围和扫描频率范围，其特征在于，
在动力下降、月面工作阶段，所述空间损失为自由空间损失；
在器间通信阶段，所述空间损失为自由空间损失和地面反射、散射造成的衰减，当器间视距范围内存在障碍物，所述空间损失还包括绕射衰减量。
3.根据权利要求1所述月球软着陆探测任务各阶段中继任务的接收机参数计算方法，其特征在于，
所述扫描范围为：
接收机扫描范围的最小值f scan(min)＝f d(min)+f s(min)+f r(min)
接收机扫描范围的最大值f scan(max)＝f d(max)+f s(max)+f r(max)
其中，f d(min)和f d(max)为多普勒频率范围的最小值和最大值；f s(min)和f s(max)为发射端频率准确度范围的最小值和最大值；f r(min)和f r(max)为接收端中心频率偏差的最小值和最大值。
4.根据权利要求1所述月球软着陆探测任务各阶段中继任务的接收机参数计算方法，其特征在于，
所述扫描频率范围为：
接收机扫描速率的最小值f scan′(min)＝f d′(min)+f s′(min)
接收机扫描速率的最大值f scan′(max)＝f d′(max)+f s′(max)
其中，f d′(min)和f d′(max)为多普勒频率变化率范围的最小值和最大值；f s′(min)和f s′(max)为发射端频率准确度变化率范围的最小值和最大值。
2。
