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月球探测器软着陆精确建模及最优轨道设计
周净扬;周荻
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2007(028)006
【摘要】针对探测器月面软着陆问题,在考虑月球自转的基础上建立了月球探测器在三维空间飞行的精确动力学模型.以燃耗最优为指标,利用Pontryagin极大值原理,得到了发动机推力开关曲线和推力方向角的最优控制律.综合考虑落点位置和速度约束求解两点边值问题,得到了探测器软着陆的最优轨线.仿真研究表明本文建立的精确动力学模型相对于不考虑月球自转的动力学模型可以有效提高探测器落点位置精度.
【总页数】6页(P1462-1466,1471)
【作者】周净扬;周荻
【作者单位】哈尔滨工业大学,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学,哈尔滨,150001【正文语种】中文
【中图分类】V412.4
【相关文献】
1.基于进化策略的月球软着陆探测器轨道设计 [J], 罗宗富;孟云鹤;汤国建
2.月球精确定点软着陆轨道设计及初始点选取 [J], 单永正;段广仁;张烽
3.月球探测器直接软着陆最优轨道设计 [J], 和兴锁;林胜勇;张亚锋
4.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
5.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
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嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略摘要月球软着陆是月球探测中的一项关键技术。
软着陆轨道设计与控制策略也成为技术的重要环节。
本文主要基于嫦娥三号在月球软着陆过程中着陆准备轨道、主减速段、快速调整段、粗避障段、精避障段以及缓速下降阶段6个阶段进行研究，从而确定着陆轨道和最优控制策略。
对于问题一，本文将题目简化为从离月球表面1500米到300米位置，嫦娥三号作匀减速运动。
通过其受到的月球引力以及在300米处对应的经纬度计算其动力方程和几何方程，得到近月点的位置：︒30N，高度离月球表面19W，︒5.51.15km，速度为1.7km/s，俯仰姿态角︒160E，︒5.30S，.6984。
远月点所在位置为：︒高度离月球表面100km，速度为1.62km/s，俯仰姿态角︒84。
对于问题二，将软着陆轨道离散化，利用离散点处状态连续作为约束条件，将常推力软着陆轨道转化为多参数问题，利用二次规划确定着陆轨道。
并通过仿真分析得到嫦娥三号在着陆轨道中月心距、法向速度、切向速度和随时间的变化曲线。
本文在确定嫦娥三号软着陆的6个阶段策略为：在主减速制导阶段将推进剂消耗优化作为主要设计目标，另外还要兼顾工程可实现性要求；在快速调整阶段提出利用推力大小和方向线性变化的制导率；在粗避障制导阶段提出一种多项式制导算法，满足了速度，姿态等多项约束；在精避障制导阶段，采用位置和速度的平面控制相结合的方式制导；在缓速下降阶段将着陆安全性以、陆月面的速度以及姿态控制精度作为主要控制因素。
对于问题三，在考虑设备测量误差和执行机构误差后，本文关于误差的分析均采用蒙特卡罗打靶方案。
根据变推力方案推算着陆位置误差、嫦娥三号关机高度和径向着陆速度、软着陆全过程纵向和横向着陆速度误差分布图。
关键词：匀减速运动离散化二次规划蒙特卡罗打靶一、问题的背景嫦娥三号将在北京时间12月14号在月球表面实施软着陆。
嫦娥三号如何实现软着陆以及能否成功成为外界关注焦点。
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。
工学硕士学位论文月球探测器软着陆有限推力控制轨道优化设计李冬雪哈尔滨工业大学2007年7月国内图书分类号：V448.233国际图书分类号：629.783工学硕士学位论文月球探测器软着陆有限推力控制轨道优化设计硕士研究生：李冬雪导师：荆武兴教授申请学位：工学硕士学科、专业：飞行器设计所在单位：航天工程系答辩日期：2007年7月授予学位单位：哈尔滨工业大学Classified Index: V448.233U.D.C.: 629.783Dissertation for the Master Degree in Engineering OPTIMAL DESIGN OF LUNAR EXLPORER SOFT LANDING ORBITUSING FININTE THURST CONTROLCandidate：Li DongxueSupervisor：Prof. Jing WuxingAcademic Degree Applied for：Master of Engineering Specialty：Spacecraft Design Affiliation：Dept. of Astronautic Engineering Date of Defence：July, 2007Degree-Conferring-Institution：Harbin Institute of Technology哈尔滨工业大学工学硕士学位论文摘要月球软着陆轨道设计是我国开展登月活动所必须先期解决的关键问题之一。
从时间顺序上看，软着陆轨道可分解为以下几个阶段：霍曼转移段(有限推力变轨)、无动力下降段和动力下降段。
其中，根据不同最优控制要求，动力下降段又可分为燃料最省控制方式和精确定点着陆方式。
本文重点对有限推力变轨段和动力下降段的轨道设计进行了深入研究和探讨。
有限推力变轨段，将虚拟卫星概念应用于变轨问题研究，建立了有限推力变轨段相对运动动力学模型。
文章编号:1006-1630(2008)04-0031-04一种月球软着陆优化方法林胜勇(北京电子工程总体研究所,北京100854)摘 要:提出了一种用变推力火箭发动机实现月球定点软着陆轨道的优化方法。
在软着陆加速度线性变化条件下,给出了位置速度状态参数以及推力加速度、推力和秒流量的计算模型,通过调整总飞行时间和着陆点位置实现了燃料消耗最小的优化。
该法简单,易于工程化,适于用变推力火箭发动机在月球上实现定点软着陆的任务。
算例证明了此法的可行性和有效性。
关键词:月球探测;软着陆;轨道;变推力火箭发动机;优化中图分类号:V 476.3 文献标识码:AA Method of Trajectory Optimization for Lunar Sof-t LandingLIN Sheng -y ong(Beijing Institute o f Electro nic Sy stem Eng ineer ing,Beijing 100854,China)Abstract :A t rajecto ry optimizatio n appro ach o f lunar soft -landing with var iable thrust w as pr esented in this paper.In case of acceleration changing linearly,t he fo rmulas to comput e mo tion parameters and thrust wer e der ived.A nd fue-l o ptimal soft -landing trajecto ries o f lunar pro bes wer e investig ated thro ug h selection of flig ht t ime and landing posit ion.T he metho d was simple to implement g uidance fo r soft -landing on the appo inted po sitio n of the lunar sur face.T he examples show ed that the method wo uld be feasible and effective.Keywords :L unar ex plor ation;So ft -landing;T raject or y;V ar iable thruster;Optimization收稿日期:2007-02-05;修回日期:2007-03-07作者简介:林胜勇(1975)),男,博士后,主要研究方向为飞行器设计。
学 术 论 坛189科技资讯 SC IENC E & T ECHNO LOGY INFO RMAT ION 嫦娥三号于2013年12月2日1时30分成功发射,12月6日抵达月球轨道,它在着陆准备轨道上的运行质量为2.4t,其安装在下部的主减速发动机能够产生1500N-7500N的可调节推力,其比冲(即单位质量的推进剂产生的推力)为2940m/s,可以满足调整速度的控制要求。
四周安装有姿态调整发动机,在给定主减速发动机的推力方向后,能够自动通过多个发动机的脉冲组合实现各种姿态的调整控制。
其预定着陆点为19.51W ,44.12N ,海拔为-2641m,在高速飞行的情况下,要保证准确地在月球预定区域内实现软着陆,关键问题是着陆轨道与控制策略的设计,基本要求为:着陆准备轨道为近月点15km,远月点100km的椭圆形轨道;着陆轨道为从近月点至着陆点,其软着陆过程共分为6个阶段,要求满足每个阶段在关键点所处的状态;尽量减少软着陆过程的燃料消耗。
1 确定近月点、远月点及其相应速度1.1求近月点与远月点的速度由万有引力定律可以求得在嫦娥三号在近月点与远月点的速度比,再根据能量守恒定律,在知道月球与嫦娥三号质量的情况下即可求出近月点与远月点的速度的大小。
通过体运动的规律可知嫦娥三号在近月点与远月点的方向与轨道方向相切。
模型的建立与求解如下所示。
设近月点为A,远月点B,A、B两点的曲率半径为r,月心与近月点的距离为a,月心与远月点的距离为b,月球平均半径为R,月球质量为M,嫦娥三号着陆器质量m,万有引力常量G。
(M=7.3477×1022kg, G=6.67191×10-11 N·m 2/kg 2 R=1737.013km)则:a=R+15 km b=R+100 km由万有引力相关定律可知:G M m /d 2=mv 2/r可得V a/V b =b /a由能量守恒定律,对着陆器在准备轨道的近月点和远月点进行分析可知:E =1/2m v 2-G M m /d 又Ea=Eb 得A V 1.69245km/B V 1.61414k m /s由天体运动规律可知,近月点、远月点的速度方向与轨道方向相切。
基于偏航机动的常推力定点着陆制导方法
李骥;张洪华;张晓文;关轶峰
【期刊名称】《深空探测学报（中英文）》
【年(卷),期】2024(11)1
【摘要】实现定点着陆终端位置速度六分量控制通常需要发动机推力可调。
提出了一种通过偏航机动实现固定推力下的定点着陆制导方法。
该方法通过偏转航向角,调节发动机输出在下降轨迹平面内的分量,从而实现航程控制;为了消除推力方向偏转产生的横向位置、速度偏差,设计了偏转角符号调整策略,使得着陆器在水平面内呈“之”字形运动,以一定推进剂为代价,最终保证了下降着陆终端位置、速度的全部可控。
仿真表明,所提方法简单有效,易于工程实施。
【总页数】9页(P47-55)
【作者】李骥;张洪华;张晓文;关轶峰
【作者单位】北京控制工程研究所;空间智能控制技术全国重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】V448.233
【相关文献】
1.基于SQP方法的常推力月球软着陆轨道优化方法
2.用非定常机动飞行试验方法测定喷气式飞机的推力和阻力
3.基于动态规划的月面定点着陆快速制导方法
4.利用视加速度补偿和推力逐级释放的垂直着陆制导方法
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