月球软着陆自主导航、制导与控制问题研究共3篇

《嫦娥三号自主避障软着陆控制技术》篇一一、引言随着人类对太空探索的深入，月球探测任务逐渐成为航天领域的重要一环。

嫦娥三号作为我国探月工程的重要一环，其自主避障软着陆控制技术是确保任务成功的关键技术之一。

本文将详细探讨嫦娥三号在自主避障软着陆控制技术方面的应用及所取得的成果。

二、嫦娥三号任务背景及意义嫦娥三号是我国探月工程的重要一步，其任务目标是实现月球表面的软着陆，并开展相关科学实验。

在这一过程中，自主避障软着陆控制技术起到了至关重要的作用。

此技术的成功应用，不仅为我国探月工程积累了宝贵经验，同时也为后续的深空探测提供了重要的技术支撑。

三、自主避障软着陆控制技术的核心原理嫦娥三号的自主避障软着陆控制技术主要基于先进的导航系统和精确的飞行控制算法。

导航系统通过获取月球表面的地形数据，为飞行器提供实时的环境信息。

飞行控制算法则根据这些信息，实时计算并调整飞行器的轨迹，确保其在着陆过程中能够避开障碍物，实现精确的软着陆。

四、技术实现过程及关键环节1. 障碍物探测与地形建模：嫦娥三号搭载的高精度雷达和光学设备，能够实时探测月球表面的地形信息，并建立精确的地形模型。

这一环节为后续的避障和软着陆提供了重要的数据支持。

2. 飞行轨迹规划与调整：基于探测到的地形信息和飞行控制算法，嫦娥三号能够实时规划出最佳的飞行轨迹。

在飞行过程中，根据实际情况，不断调整轨迹，确保能够避开障碍物并实现软着陆。

3. 软着陆控制策略：在接近月球表面时，嫦娥三号需采用精确的软着陆控制策略。

这一策略包括减速、稳定、着陆等多个环节，确保飞行器在着陆过程中能够保持稳定，并实现精确的着陆点。

五、技术成果及应用价值嫦娥三号的自主避障软着陆控制技术取得了显著的成果。

首先，此技术成功实现了嫦娥三号在月球表面的软着陆，为我国探月工程积累了宝贵的经验。

其次，此技术的应用提高了探月任务的成功率，降低了任务风险。

最后，此技术为后续的深空探测提供了重要的技术支撑，推动了我国航天事业的发展。

月球软着陆多项式制导控制方法
孙军伟;崔平远
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2007(028)005
【摘要】以燃耗最优性为出发点,假设垂直方向上的最优着陆轨迹可以由一关于时间的三次多项式来完全表示,根据开环最优制导设计了月球软着陆的多项式制导控制律.通过对加速度矢量之间的几何关系进行分析可以得到制导控制量-推力方向角的显示表达式.该制导律表达式是剩余时间的函数,而给出的剩余时间表达式只与着陆器的状态变量和终端约束有关,无须进行迭代计算,是一种易于实现的次优闭环实时制导控制方法.
【总页数】5页(P1171-1174,1218)
【作者】孙军伟;崔平远
【作者单位】哈尔滨工业大学,深空探测基础研究中心,哈尔滨,150001;哈尔滨工业大学,深空探测基础研究中心,哈尔滨,150001
【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.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.月球软着陆动力下降制导控制技术综述与展望 [J], 李爽;陶婷;江秀强;张树瑜;周杰
4.月球软着陆动力下降制导控制技术综述与展望 [J], 李爽;陶婷;江秀强;张树瑜;周杰;
5.变推力月球软着陆制导优化研究 [J], 林胜勇
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《嫦娥三号自主避障软着陆控制技术》篇一一、引言随着中国航天事业的飞速发展，嫦娥三号探测器作为我国探月工程的重要一环，其自主避障软着陆控制技术成为了国内外关注的焦点。

本文将详细介绍嫦娥三号探测器在自主避障软着陆控制技术方面的研究背景、意义及国内外研究现状，旨在为后续的科研工作提供参考。

二、嫦娥三号探测器背景及意义嫦娥三号探测器是我国探月工程二期的重要任务之一，其目标是在月球表面实现软着陆并进行科学探测。

在月球表面着陆过程中，由于月球表面地形复杂，存在大量陨石坑、山体等障碍物，因此如何实现自主避障成为了关键技术之一。

研究嫦娥三号自主避障软着陆控制技术，对于提高我国探月工程的成功率、推动我国航天事业的发展具有重要意义。

三、国内外研究现状目前，国内外对于自主避障软着陆控制技术的研究主要集中在以下几个方面：一是探测器与月球表面的环境感知技术，二是避障算法的研究与优化，三是着陆控制策略的制定与实施。

在环境感知技术方面，国内外学者主要通过雷达、激光、视觉等多种传感器进行探测器与月球表面的信息获取。

在避障算法方面，研究人员通过不断优化算法，提高探测器在复杂地形下的避障能力。

在着陆控制策略方面，研究人员制定了多种控制策略，以适应不同的着陆环境。

四、嫦娥三号自主避障软着陆控制技术嫦娥三号探测器采用了多种技术手段实现自主避障软着陆控制。

首先，探测器搭载了高精度的雷达和视觉传感器，实现了对月球表面环境的精准感知。

其次，探测器采用了先进的避障算法，能够在复杂地形下实现自主避障。

最后，探测器制定了多种着陆控制策略，根据不同的着陆环境选择最合适的策略。

在避障算法方面，嫦娥三号探测器采用了基于人工智能的算法，通过机器学习实现对月球表面环境的自适应识别和避障。

同时，探测器还采用了多种传感器融合技术，提高了信息获取的准确性和可靠性。

在着陆控制策略方面，嫦娥三号探测器制定了多种策略，包括基于模型预测控制的策略、基于滑模变结构的策略等。

月球软着陆制动段飞行轨迹与制导律研究第25卷第3期2007年9月飞行力学FLIGHTDYNAMICSV o1.25No.3Sep.2007月球软着陆制动段飞行轨迹与制导律研究王鹏基,张煸,曲广吉(1.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;2.中国空间技术研究院总体部,北京100086)摘要:对自环月轨道开始的月球软着陆制动段飞行轨迹和制导律进行了研究.建立了统一的均匀球体三维软着陆模型,采用燃料次优解析制导方法,通过单步优化获得了局部最优的推力角解析式.同时,在推力角中引入前馈项,用于消除初始位置和速度偏差对软着陆的影响.对制动段飞行轨迹的仿真分析验证了制导律设计的有效性.关键词:月球软着陆;制动段;均匀球体软着陆模型;次优解析制导;前馈项中图分类号:V412.4;V448.2文献标识码:A文章编号:1002—0853(2007)03—0062-05引言自20世纪60年代开始,人类成功实现了无人和载人月面软着陆.无人软着陆如前苏联的Luna计划(Luna.9,Luna.13)和美国的Surveyor计划等,载人软着陆如美国的Apollo计划.总体上看,月球软着陆有两种形式:一是自地月转移轨道直接实现软着陆;二是自月球停泊轨道变轨至近月点然后实现软着陆.由于第二种软着陆方案具有较长的准备时间,可选择更大的着陆区域等优点,因此成为21世纪各航天大国普遍采用的软着陆形式.着陆器从环月轨道离轨进入霍曼转移轨道后,自近月点开始下降.从近月点开始到距离月面几公里高度终止的一段制动下降过程称为制动段,也叫动力下降段.该下降过程的主要目的是依靠反推发动机抵消较大的近月点初始下降速度,因此,优化燃料消耗应是制动段下降轨迹和制导律设计的首要目标.为快速有效地抵消初始下降速度,在制动段整个下降过程,制动发动机都为全开连续控制.软着陆制导方法大致有三种:一种是探月初期常用的重力转弯制导方法],其特点是对着陆器上的设备要求简单,但着陆精度低,且多用于直接软着陆;第二种是标称轨迹制导方法J,其特点是可实现定点软着陆,但要获得最优轨迹需要求解两点边值问题,计算过程的收敛性受初值影响很大,因此难以得到理想结果.本文采用第三种燃料最优解析制导方法J,并试图在推力角控制量中引入前馈项以消除初始偏差的影响.1三维软着陆动力学模型首先定义几个坐标系.(1)参考惯性坐标系OYz:原点O位于月球中心,z轴由月心指向初始软着陆点,轴位于环月轨道平面内且指向前进方向,Y轴与轴,轴构成直角坐标系.该坐标系仅用于下降轨迹和制导律设计中.(2)下降轨道参考坐标系O..Y.z.:原点O位于着陆器质心,轴由月心指向着陆器质心,.轴位于当地水平面内且指向着陆器前进方向,Y.轴与.轴和z.轴构成直角坐标系.(3)着陆器体坐标系O.Y:原点O位于着陆器质心,轴位于推力矢量延长线上,沿推力方向为正,Y轴和轴分别根据着陆器上仪器设备的安装而定,并与轴构成直角坐标系.坐标系定义及推力矢量位置关系分别如图1和收稿日期:2006—09—18;修订日期:2007—05—26作者简介:王鹏基(1976一),男,山东平度人,博士后,研究方向为飞行动力学与控制; 张熵(1970一),女,北京人,硕士,研究方向为空间飞行器总体设计;曲广吉(1935一),男,辽宁普兰店人,研究员/博导,研究方向为航天器动力学与控制及总体设计.第3期王鹏基等.月球软着陆制动段飞行轨迹与制导律研究63图2所示.图1给出了软着陆过程中几个坐标系的示意图及着陆器在坐标系中的位置.图2给出了制动推力矢量F在下降轨道参考坐标系中的位置.用推力方位角和推力仰角0描述推力F与坐标系0..Y.之间的位置关系,定义为:推力方位角绕正轴旋转为正,推力仰角绕负Y.轴旋转为正.图1软着陆坐标系定义()图2推力矢量位置关系分别用U,V,W表示着陆器下降速度在坐标系0.Y.z.三轴上的分量.若忽略月球自转,同时引入质量方程,可利用球坐标系与直角坐标系的关系最终得到如下软着陆动力学模型::竺竺.业UW————-L-——rrtan8:竺一—VI—I'一mr/-tan:旦一+±.mrr=W.面=U.Fm一式中,为月心引力常数;r为着陆器矢径;为推进系统的比冲,s;g为地球表面重力加速度;I~pg.为常量.自环月轨道近月点开始的软着陆初始位置和初始速度可写为:r(0)=r.,(0).,卢(0)=0l(2)u(o)=Go,V(0)=vo,w(o)=WoJ终端约束条件除了三轴速度分量的主要约束外,还包括高度方向的位置约束,表示如下:(0)=,V()=,W(0)=,r(0)=(3)2燃料最优制导律设计2.1最优控制问题的提出式(1)表示的软着陆动力学模型显然是一个非线性动力学模型,直接求解最优控制问题比较复杂, 且难以获得解析形式的表达式,通常需要利用给定初值进行迭代的方法求解,不利于在飞行器上实现自主控制.因此,需要对软着陆模型进行简化.首先引入两个假设:(1)平面月球假设,即假设月球表面为平面,引力场均匀,且月球引力加速度为常数;(2)质量不变假设,即着陆器的质量在一定时间间隔内认为是不变的,亦即推力加速度为常值.对于平面月球假设,参考坐标系与下降轨道坐标系0..Y.z.的瞬时坐标轴一致,分别用u,,W表示其速度分量.上面的假设仅用于下面的单步优化计算中.在此假设前提下,式(1)所表示的动力学模型可简化为:圣=u,夕=,三=W=aFCOS0COS=aFcos0sin而=aFsin0一g(4)由于软着陆制动段需要抵消较大的初始速度,因此应将燃料消耗作为优化目标.对于制动段的连续制动控制,燃料最省可转化为着陆过程所需时间最短,于是定义性能指标函数:.,=(5)求解式(5)的最优问题,就是寻求最优控制豇=[0】,使得着陆器在最短时间内由初值转移到终值,.而与之对应的状态方程的解即为软着陆的最优下降轨迹.对于式(4)和式(5)表示的优化问题,通常是通飞行力学第25卷过给定初值进行迭代的方法求得协状态变量或中间变量,最终获得最优控制.为简化其迭代运算,文献[4]利用当前状态进行推力方向角控制量的单步优化,即在剩余时间间隔[0,t]内进行局部时间的优化,这样控制量面=【0'】即可通过每一步的优化计算不断更新.2.2次优解析制导律设计考虑本文提及的软着陆的实际飞行情况:自环月停泊轨道开始的软着陆,其轨道面内纵向水平初始速度远大于另外两个方向的初始速度,即U.》.(W.).因此,反推制动系统的主要目的是为了抵消水平初始速度U,这样推力仰角0可认为是小量, 而推力方位角一180..于是对于式(4),利用最大值原理,可以得到如下4个方程(计算过程略):u,=(aFcos0)t+u0vf=(aFsin0)tg.+0:毕+(at+.:华+.(6)上面的方程组含有4个未知数.,k,k,t,解这个四元方程组即可得到4个未知数,亦即间接得到了这个简化模型下单步最优问题的解.求解推力角控制量前,首先估算剩余时间t.由式(6)前两式易得:,一二±二f7,VgoaH/式中,(,)和(,,)分别为着陆器在当地水平方向当前时刻和终端时刻的两个速度分量;a为当前时刻推力加速度的当地水平分量.同理,由式(6)前两式易得推力方位角控制量的表达式:ar十—一——+0=arcsin—————(10)口F式中,a,=m为当前时刻推力加速度的大小.式(8)和式(10)即为单步优化最优控制量,它们只决定于着陆器的当前状态和终端约束条件,且都为已知或通过星上设备测得,因此制导律可利用简单计算实时得到.2.3推力角前馈项的引入由2.2节可知,式(8)和式(10)两式表示的推力角制导律与初始位置和速度无关,并不能纠正由初始条件带来的偏差.而实际飞行中,软着陆初始位置和速度偏差的存在将对着陆点水平方向的位置精度产生较大的影响.因此,考虑在制动段下降之前,在式(8)和式(10)推力角控制量的基础上分别引入前馈项,用于消除初始偏差对着陆精度的影响.由图1和图2可知,和0分别控制当地水平面内横向和纵向的位置和速度.因此,根据初始位置和速度偏差的正负和大小,就可以给出两个控制量的前馈项为:△=Kr+,A0=K+K(11)式中,(?)=(?)加一(?),.,其中下标∞和,1)分别表示理想情况和偏差情况;,Ky,K,K为推力角控制量的前馈项系数,可通过仿真得到;U,V分别为纵向和横向的速度分量;Ol,口为与着陆器位置有关的参数.以制动段初始点为起点,则着陆器经过的纵向和横向的月面距离可表示为:L=R(JB一0),S=R(Ol—Ol0)sin.于是,综合式(8),式(10)和式(11),即可得到软着陆制动段燃料次优前馈解析制导律:=+△,0=0+△(12).::rctn(8)3仿真结果及分析=.:arctan(8)禾刀下面求取推力仰角0.结合式(6),直接写出径向加速度的表达式:a=ark2一g一二二±一t2(9)式中,(r,re)和(r,,)分别为径向(高度方向)的当前时刻和终端时刻的位置和速度分量.于是,将式(9)代人式(1)第3式中,即可得到推力仰角控制量:仿真计算模型采用式(1)所示的三维软着陆动力学模型.仿真初始条件为:月球平均半径R=1738km,月球引力常数=4902.8X10rn/s,着陆器初始质量m.=750kg,推力比冲=300s,推力F=1700N;着陆器自200kmX15km椭圆轨道的近月点开始下降,初始下降参数h.=15km,Ot.=0,JB.=0,vo=tvo=0,而可通过简单计算得到;终端下降参数r=2km,::=0.(1)着陆器位置变化第3期王鹏基等.月球软着陆制动段飞行轨迹与制导律研究65 着陆器的位置变化用和表示,变化曲线如图3所示.图3制动段着陆器位置变化曲线从的变化规律可以看出,在前面给出的制导律作用下,着陆器仅在环月轨道平面内运动;而着陆器在环月轨道平面内经过的月心角达十几度,且与制动力的大小有关.(2)不同初始高度对下降参数的影响下降参数的变化情况如图4所示.t/s图4不同初始高度下参数变化曲线.从图4中可以看出,对于不同的初始下降高度,着陆器在制动段走过的纵向月面距离和所用的时间几乎相同,而燃料消耗与时间成正比,因此制动段消耗的燃料基本不变.该结论可从机械能的角度加以分析.对于高度在一定范围内变化(如5km),其初始下降速度变化很小,于是制动段下降过程的动能变化很小.而增加(或减少)的势能与初始动能相比较为小量,因此整个过程机械能几乎没有变化.(3)初始偏差下不同制导律计算结果比较首先求解前馈项系数.不同的制动力下,前馈系数有所差别.对于本文给出的仿真条件,可得到如下的前馈项系数:=25,K=0.458,K=2.18,Ky=0.073.对于给定的初始偏差=0.2.,=0.02.,两种制导律下各参数比较如图5和图6所示.t/s图5初始偏差下横向和纵向月面距离变化比较图6初始偏差下推力仰角和方位角变化比较由图5可以看出,无前馈项的解析制导律并没有对由初始偏差造成的着陆误差进行修正,而加了前馈项的制导律则能有效地消除初始偏差对着陆精度的影响,使得最终着陆位置逼近标称着陆位置.图6中,偏差情况下无前馈制导的推力角控制量同理想状态比较并没有变化,说明无前馈制导并不能修正初始偏差,而前馈制导则明显对初始偏差采取了修正.4结束语本文针对自环月轨道开始的月球软着陆飞行轨飞行力学第25卷迹和制导律进行了研究,建立了三维软着陆动力学模型,并在此基础上给出了一种带有前馈项的燃料次优解析制导律,其特点是推力角控制量为解析形式,无需迭代,便于星上自主制导,同时在一定程度上可以消除初始偏差的影响.通过对该软着陆制导律的计算分析,得到如下结论:(1)该制导律下,着陆器仅在环月轨道平面内实现软着陆;(2)初始下降高度在一定范围内变化不会影响飞行轨迹和燃料消耗;(3)同单一的次优解析制导律相比较,带有前馈项的解析制导律可有效地消除初始位置和速度偏差对着陆精度的影响.对于本文所采用的前馈制导方法的稳定性问题,有待于作进一步研究.参考文献:[1]ChengRK,MeredithCM,ConradDA.DesignConsidera tionsforSurveyorGuidance[J].JournalofSpacecraftandRockets,1966,3(11):1569—1576.[2]CitronSJ,DuninSE,MeissingerHF.ATerminalGuid anceTechniqueforLunarLanding[J].AJ从Journal,1964,2(3):503—509.[3]BennettFV.LunarDescentandAscentTrajectories[R].AIAA-70-25,1970.[4]UenoS,YamaguchiY.3-DimensionalNear—MinimumFuel GuidanceLawofaLunarLandingModule[R].AJ从一99—3983,1999.ResearchontheDescendingTrajectoryandGuidancefor BrakingPhaseofLunarSoft?LandingWANGPeng-ji,ZHANGHe,QUGuang-ji(1.NationalLaboratoryofspaceIntelligentControl,BeijingI~thuteofControlEngineering, Beijing100080,China;2.InstituteofSystemEngineering,ChinaAcademyofSpaceTechnology,Beifing100086,China)Abstract:Thedescendingtrajectoryandtheguidancemethodwerepresentedforthebrakingp haseoflunarsoft—landingfromacircularorbit.Firstly,thispaperstudiedageneralthree—dimensionalregularspheremode1.Then,asub,optimalfuelguidancemethodwasintroduced,andtheanalyticalthrustangleswer eobtainedthroughaone,stepoptimization.Moreover,thispaperalsoaddedtwofeedforwarditemsintothrustcont rolanglesSOastoe—liminatetheeffectproducedbytheinitialpositionandvelocityerrors.Finally,numericalsimu lationsandanalysis ofdescendingtrajectorydemonstratethevalidityoftheguidancemethod.Keywords:lunarsoft,landing;brakingphase;regularspheresoft—landingmodel;analyticalsub—optimalguid—ance;feedforwarditem(编辑:王育林)。

软着陆最优控制问题中非凸控制界的无损凸化和指向约束全文共四篇示例，供读者参考第一篇示例：软着陆是指控制飞行器在登陆过程中实现平稳降落，避免碰撞和损坏的过程。

软着陆最优控制问题是在软着陆过程中寻找一种最优的控制方法，使得飞行器能够在规定的条件下以最小的损失完成着陆任务。

在软着陆最优控制问题中，非凸控制界是一个重要的问题，因为非凸优化问题通常更加困难，难以找到全局最优解。

为了解决软着陆最优控制问题中的非凸控制界问题，一种常见的方法是通过无损凸化来将非凸问题转化为凸问题。

无损凸化的核心思想是利用一些技巧将非凸问题转化为等效的凸问题，从而能够利用凸优化算法来求解。

在软着陆最优控制问题中，通过无损凸化可以将非凸问题转化为凸问题，从而能够更加高效地求解最优控制问题。

软着陆最优控制问题中还存在一个重要的问题就是指向约束。

指向约束是指在软着陆过程中要求飞行器在着陆时保持正确的姿态和位置，以确保着陆的安全性和平稳性。

指向约束在软着陆最优控制中扮演着重要角色，其中约束条件是必须严格遵守的，否则可能导致严重的事故和损失。

为了解决软着陆最优控制问题中的指向约束，可以通过引入一些技巧和方法来实现。

可以将指向约束转化为等效的优化问题加入到软着陆最优控制中，从而可以考虑约束条件的影响并找到最优的控制方法。

还可以采用一些模型预测控制的方法来考虑未来动态条件下的约束情况，从而更加准确地完成软着陆任务。

软着陆最优控制问题中的非凸控制界和指向约束是两个重要的问题，可以通过无损凸化和考虑约束条件来解决。

通过合理的控制方法和策略，可以实现飞行器在软着陆过程中的安全着陆和任务完成。

【本段文字约300字，可以根据需要适当调整】除了上述提到的方法，近年来还出现了许多新的研究成果和方法来解决软着陆最优控制问题中的非凸控制界和指向约束问题。

一些研究者提出了基于深度学习的控制方法来解决非凸优化问题，并取得了显著的成果。

一些研究者还提出了基于强化学习的控制方法来处理指向约束，并取得了不错的效果。

嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略摘要随着人类的进步和科技的发展，人类对太空和月球的探索已经取得了很大的进步。

我国的探月工程项目也一直走在世界前列。

嫦娥三号是我国首次实行外天体软着陆任务的飞行器，在世界上首先实现了地外天体软着陆自主避障。

对于嫦娥三号软着陆过程虽然有很多的研究成果，但这仍然是一个永远值得我们研究的问题。

本文首先分析了嫦娥三号运行轨道的近月点和远月点的速度，然后确定了近月点和远月点的位置。

在这基础上，对嫦娥三号软着陆轨道进行拟合确定，通过制导技术分析六个阶段最优控制策略。

最后，对确定的轨道和最优控制策略进行误差分析和敏感性分析。

在对问题一近月点和远月点位置确定和速度分析时，本文建立了动力学模型，通过万有引力定律求得在近月点的飞行速度为1.67km/s，在远月点的速度为1.63km/s，然后用微元迭代的方法，解得近月点的位置19.51W,32.67N,15km，远月点的位置160.49E,32.67S，100km。

在轨道的确定过程中，为了便于研究，将嫦娥三号软着陆的轨道划分为三个阶段。

第一个阶段是从近月点到距月球表面2400米的高空，在这一阶段的研究中，本文建立了基于软着陆二维动力学模型，然后根据所得到的数据确定轨道，进而用MATLAB拟合出轨道。

第二阶段是从距月球表面2400米到4米，考虑到要避开月球表面障碍物，所以，用MATLAB将附件 3中的图像进行平面和三维作图，从而根据所做出的图像确定出此阶段的运行轨道。

在第三阶段的划分是嫦娥三号从4米处开始做自由落体运动，这个阶段的轨迹是一条直线。

在六个阶段运动过程的最优控制策略研究中，首先运用显示制导法进行六个阶段燃料的最优控制，约束条件是嫦娥三号在每个阶段燃料的使用尽量少。

然后用模拟退火遗传算法对六个阶段的轨道最优化进行设计，得出嫦娥三号着陆过程每个阶段最优轨道控制，通过避障制导技术得出嫦娥三号软着陆六个阶段的最优控制策略。

关键词：二维动力学模型最优控制策略显示制导法一. 问题重述嫦娥三号于2013年12月2日1时30分成功发射，12月6日抵达月球轨道。

嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略引言嫦娥三号（Chang'e-3）是中国国家航天局（CNSA）于2013年发射的探月任务。

作为中国首个实现月面软着陆的任务，嫦娥三号的轨道设计与控制策略至关重要。

本文将探讨嫦娥三号的软着陆轨道设计以及相应的控制策略。

一、轨道设计1.1 软着陆的定义软着陆是指在着陆过程中，飞船的速度和加速度较小，从而减小着陆冲击力，降低着陆事故的风险。

嫦娥三号软着陆的主要目标是保证飞船及上面搭载的月球车的安全着陆。

1.2 轨道选择嫦娥三号选择了椭圆轨道进行软着陆。

这是因为椭圆轨道在进入月球表面前可以实现速度和加速度的逐渐减小，从而使得软着陆更加稳定和可控。

1.3 轨道参数设计在确定椭圆轨道之后，嫦娥三号需要确定相应的轨道参数。

这些参数包括轨道离心率、轨道倾角和轨道高度等。

通过科学计算和仿真分析，嫦娥三号确定了具体的轨道参数，以便使得软着陆能够满足任务要求。

二、控制策略2.1 控制模式嫦娥三号软着陆的控制策略采取了主动控制模式。

这意味着在着陆过程中，飞船将根据实时数据进行主动调整，以保证软着陆的稳定和安全。

2.2 触发条件在软着陆的控制策略中，触发条件是十分重要的。

嫦娥三号采取了多个触发条件，包括高度、速度和倾斜度等。

当这些条件满足一定的阈值时，控制系统将自动开始软着陆程序。

2.3 控制手段嫦娥三号软着陆采用了多种控制手段，以确保着陆过程的精确控制。

其中包括推力控制、姿态控制和舵控制等。

这些控制手段能够对飞船的速度、姿态和角度进行实时调整，以实现软着陆的最佳效果。

2.4 控制算法为了实现软着陆的精确控制，嫦娥三号采用了高级的控制算法。

这些算法包括PID控制、模糊控制和神经网络控制等。

通过这些算法，嫦娥三号能够根据实时数据进行精确的控制，并及时作出调整，以确保软着陆的成功。

结论嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略在实现月面软着陆任务中起到了重要的作用。

通过适当的轨道设计和精确的控制策略，嫦娥三号成功实现了月球表面的软着陆，并为未来的探月任务提供了宝贵的经验。

嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略摘要本文首先在变推力发动机使加速度线性变化的条件下，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，建立了软着陆过程的运动方程，并根据质量计算公式得出了速度增量最小时燃耗最小的结论，此时满足着陆轨道最优的条件，并由上述结论求出该轨道下最小速度增量为1749m/s, 近月点到着陆点的月心角为 8.7，即确定了近月点的位置，根据近月点、远月点和月心在一条直线上也就确定了远月点的位置，然后根据开普勒定律的速度计算公式，确定了椭圆轨道中近月点和远月点的速度。

近地点速度为 1.691km/s，方向与月心和近地点连线方向垂直，即速度方向与月心和着陆点连线的夹角为82.2 ；远地点速度为1.612km/s，方向与月心和远月点的连线方向垂直，且与近月点速度方向相反。

其次，为了确定软着陆过程6个阶段的最优控制策略，本文根据不同阶段的运动特性建立了模型并给出了3种控制方案，并分别进行了误差分析和敏感性分析，分析了各方案中不同因素对方案的影响，得到可靠的误差范围，并进行了优化。

其中，方案一是针对主减速和快速调整段提出的。

由于在主减速和快速调整段中，着陆器距离月面相对较高且着陆器走过的月面距离较长，将月球视为平面建立模型会带来较大的偏差。

因此，本文将月球视为球体建立了三维动力学模型，表示出着陆器下降速度在坐标系三轴上的分量。

然后给定初值进行迭代，从而求得协状态变量或中间变量，最终获得最优控制方案。

然后采用蒙特卡洛打靶，假设各误差均符合正态分布，得出了着陆误差分布在1km范围内的结论且在绝大多数情况下着陆的水平速度不大于1m/s。

方案二是针对粗避障和精避障段提出的。

为了避开障碍物，本文采用了基于最大类间方差法的故障检测法，通过这种方法，利用MATLAB对距离月面2400m和100m 处的数字高程图进行分析，从而确定故障区域和安全区域。

由于存在多个满足条件的区域可以保证着陆器安全着陆，本文又采用了基于螺旋搜索的着陆点选择方法，该方法可以在存在多个满足条件的安全着陆区域的情况下，兼顾能量消耗最少的原则，选择距离当前位置较近的区域实施着陆，但是该方法的误差范围较大，可能会对着陆区域的选择造成较大的偏差。