嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略Word文档下载推荐.docx

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而促进我国航天技术的创新与发展有着重要的意义。

问题要求我们对嫦娥三号软着陆轨道与控制策略进行最优化设计。

按照问题的要求，本文从以下三个方面进行了研究。

针对问题一，在合理的假设基础上，利用物理理论知识、解析几何知识、微元法，且构建月心坐标系与舱体坐标系，利用坐标系之间的转换，结合最优控制策略，确定了近月点和远月点的位置。

且嫦娥三号绕月球的轨道是由圆形轨道变为椭圆形轨道，借助开普勒定律、能量守恒定律求解出近月点的速度。

又因为我们建立了舱体坐标系，所以速度的方向也就求出来了。

关键词：

坐标系转换极大值原理显式制导律非线性规划

一、问题重述

1.1引言

嫦娥三号于HYPERLINK"

http:

//zh.wikipedia.org/wiki/2013%E5%B9%B4"

\o"

2013年"

2013年HYPERLINK"

//zh.wikipedia.org/wiki/12%E6%9C%882%E6%97%A5"

12月2日"

12月2日1时30分成功发射，HYPERLINK"

//zh.wikipedia.org/wiki/12%E6%9C%886%E6%97%A5"

12月6日"

12月6日抵达HYPERLINK"

//zh.wikipedia.org/wiki/%E6%9C%88%E7%90%83%E8%BB%8C%E9%81%93"

月球轨道"

月球轨道。

嫦娥三号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到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。

在其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。

嫦娥三号的预定着陆点为19.51W，44.12N，海拔为-2641m。

嫦娥三号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。

其着陆轨道设计的基本要求：

着陆准备轨道为近月点15km，远月点10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。

1.2问题的提出

（1）确定着陆准备轨道近月点和远月点的位置，以及嫦娥三号相应速度的大小与方向。

（2）确定嫦娥三号的着陆轨道和在6个阶段的最优控制策略。

（3）对于你们设计的着陆轨道和控制策略做相应的误差分析和敏感性分析。

二、问题分析

问题一：

问题要我们求着陆准备轨道近月点和远月点的位置，以及相应位置的速度大小与方向。

首先我们要明确如何在月球上表示两个点的位置？

速度的方向我们又应该如何表达？

考虑到题目已给出我们一个着陆点19.51W，44.12N，所以我们选择在月球上建立一个坐标系，再做一系列减小误差的措施，故上述问题就解决了。

至于速度的计算，显然会与第二问的最优策略有关，我们通过对最优控制策略的计算，逆推就能算得近月点与远月点的速度。

问题二：

问题要我们确定嫦娥三号的着陆轨道和在六个阶段的最优控制策略，嫦娥三号沿着陆准备轨道下降到距离月面一定高度时，嫦娥三号发动机点火工作，开始动力下降段。

这个阶段的主要任务在于消除嫦娥三号速度的水平分量。

由于着陆器在月面上软着陆只能依靠制动发动机的能量来实现，因此，在这一过程中，如何使能量最省成为所研究的关键问题，一般从以下两个方面考虑：

一方面是制动火箭开始工作时机的选择；

另一方面是在设计动力下降段的制导控制策略时，要在末端轨道参数满足下一阶段要求的前提下，根据燃料消耗最小的原则进行设计。

对于动力下降段起始点的选择，从理论上讲，制动发动机开始工作时的高度越低，所消耗的推进剂量越少；

制动发动机开始工作时的高度越高，制动行程越长，则重力损耗越大，所损耗的推进剂就越多。

这是因为制动发动机不仅要抵消己有的速度，还要防止下降速度在月球引力作用下进一步增长。

但是，探测器下降到过于低的高度时才开始制动，则有可能制动过载太大，导致损坏仪器设备。

本文对动力下降段起始点的选择不作具体研究，从兼顾节省能量和保证安全出发，将动力下降段的起始点选在自由下降段椭圆过渡轨道的近月点，其高度为15km。

问题三：

问题要求我们对所设计的着陆轨道和控制策略做相应的误差分析和敏感性分析。

在这里考虑到测量误差和系统参数偏差是影响软着陆制导精度的主要原因，在存在测量误差和参数偏差的情况下实现软着陆，满足终端条件是对软着陆控制系统的一个基本要求，实际中测量误差可以通过滤波消除，对闭环系统的影响不大。

而系统参数如制动发动机的推力，比冲以及着陆舱的质量都是不可测的，它们是在发射以前在地面标定给出的，但在飞行过程中参数会由于一定的影响而产生一定的偏差考察这些偏差对制导过程的影响就显得十分重要。

三、基本假设

计算着陆准备轨道近月点和远月点的速度不考虑天体对嫦娥三号的万有引力。

嫦娥三号在完成所有的着陆过程中本身固定机能不会发生改变。

不考虑空间飞行器上各点因燃料消耗而产生的位移。

在对卫星和空间飞行器进行轨道估计时，认为作用于其上的所有外力都通过其质心。

卫星和空间飞行器的运动是在真空中进行的。

卫星只受重力影响，空间飞行器除自身推力外只受重力影响，不考虑科氏加速度

卫星的观测图片及数据精准。

四、符号及变量说明

五、模型的建立与求解

5.1问题一的建立与解答：

5.1.1坐标系的定义

（1）月心坐标系{}

月心坐标系是和月心固连的坐标系。

坐标系原点在月心上，垂直月球赤道面指向月球北极。

轴在月球赤道面内。

轴和与其他两轴垂直并构成右手坐标系，如图5—1—1所示。

（2）月心极坐标系{}

这个坐标系是月心坐标系的极坐标形式，为动力下降段开始时月心和着陆舱质心的连线，方向由月心指向着陆舱质心，是轴和轴的夹角。

是轴在赤道面投影和轴的夹角。

如图5—1—1所示。

图5—1—1月心坐标系{}与{}

参考坐标系{}

{}和原点重合，=，以绕轴旋转。

如图5—1—2。

图5—1—2参考系{}

（4）月面坐标系{}

坐标系原点在动力下降段开始时月心和着陆舱质心的连线与月面的交点，为动力下降段开始时月心和着陆舱质心的连线，方向由月心指向着陆舱质心。

与和月球交点处的经线相切，轴和与其他两轴垂直并构成右手坐标系。

（5）舱体坐标系{}

坐标系的原点取在着陆舱的质心上，轴与舱体纵轴重合，指向顶部为正，轴位于舱体纵向对称面内指向上为正，和其他两轴垂直并构成右手坐标系。

舱体坐标系和舱体固连，是动坐标系。

图5—1—3舱体坐标系

（6）参考坐标系{}

坐标系原点位于与月面的交点处，为月心和着陆舱质心的连线，方向由月心指向着陆舱质心。

与和月面交点处的经线相切，轴与其他两轴垂直并构成右手坐标系。

如图5—1—2所示。

5.1.2坐标系之间的转换关系

（1）{}与极坐标系{}之间的关系及其转换

和分别为惯性坐标系{,}极坐标{,}，两个坐标下的单位矢量：

（5—1—1）

（5—1—2）

（5—1—3）

（2）月面坐标系{}与舱体坐标系{}之间的关系及其转换定义着陆舱姿态角俯仰角ϑ，偏航角滚转角γ变换关系：

先绕以角速度转，再绕（过渡坐标系）以角速度转，最后绕以角速度转，图5—1—4（5—1—5）

（5—1—6）

图5—1—4月面坐标系与舱体坐标系之间的关系

（3）月面坐标系与动体系之间的关系及其转变关系：

先绕转，再绕（过渡体系）体系转，绕转。

如图5—1—5。

令

图5—1—5月面坐标系与参考系之间的关系

（3-6）

（3-7）

（4）动体系与舱体体系{}之间的关系及其转换定义为推力方向角。

变换关系如下：

先绕转再绕转，最后绕转。

图5—1—6参考系与舱体坐标系之间的关系

（3-8）

5.1.3根据之前所建立的坐标系可设月球长半轴为a,短半轴为b,扁率为1/f，那么：

5.1.4椭圆轨道初速度的数学表达式

行星在椭圆轨道初速度的平方，等于引力常数与中心天体（为了简便本文以下均称为主星）质量及焦弦的积，除以主星中心与行星中心连线距离的平方。

数学表达式为：

式中u为椭圆轨道的初速度，G为引力常数，M为主星天体质量，d为椭圆半焦弦，r为主星中心与客星中心在拱点边线（即主星中心到行星近日点或远日点）距离。

对椭圆轨道拱点速度数学表达式的理论推导：

设：

行星的质量为m，行星椭圆轨道周期为T，轨道半长轴为a，轨道半短轴为b,面积速度为,,角速度为w，r为轨道半径。

U为轨道速度。

理论推导如下：

根据面积速度公式

面积速度令：

h为2倍的面积速度，所以有

其中M为太阳的质量；

m为行星的质量。

但是一般行星质量远小于太阳质量（m<

M）故可以近似为常数。

也许当时牛顿是着眼于研究引力理论的需要才这样处理的，但是用于拱点速度求值时，出于对精度的要求就不能取近似意义。

所以，必须理解开普勒第三定律的准确意义，那么上式就应该为：

所以，以式上来推导，于是轨道（或拱点）速度公式为：

通过对坐标的描述以及转化，计算得出嫦娥三号动力下降初始状态（近月点）位置:

经度19.9989N，纬度28.9989W，高度14.8km，速度1695.7m/s，俯仰姿态角85。

5.2问题二的建立与解答：

5.2.1动力学模型的化简

为了得到燃耗最优制导律我们有必要对模型在一定的假设上进行化简：

（1）从100km左右的停泊轨道高度下降到月球表面的时间比较短，一般在几百秒的范围内，自转角速度也只有地球角速度的二十九分之一左右，因此，忽略由月球自转引起的科氏力的影响。

即令=0。

（2）由于燃耗最优，制动推力矢量、初始速度矢量以及由月球引力所产生的速度矢量这三个矢量应该在一个平面内。

所以令侧滑角，以及滚转角均为0。

在动力下降段开始时，经过姿态调整着陆舱主轴也处于制动推力矢量、初始速度矢量以及由月球引力所产生的速度矢量所构成的平面之内。

（3）在上面两个假设的条件下，着陆舱的运动成为一个平面运动，不妨令=π/2，=π/2。

使得着陆舱的轨道在月球的赤道平面内。

（4）由于制动发动机的燃耗远大于姿控发动机，因此忽略姿态控制系统工作时对着陆舱质量所产生的影响。

由以上4点假设，我们把一个三维坐标下的运动学方程化为平面中的运动学方程。

5.2.2性能指标的选取

选取优化的性能指标为月球探测器软着陆过程中燃料消耗最小，该性能指标等价于软着陆束时探测器的质量最大，因此本文的性能指标可以表示为使下式最小。

在建立动力学方程组中还需要补充描述着陆舱质量变化的方程。

为发动机比冲；

为月球表面的重力加速度；

为着陆舱质量变化律。

（1）约束条件

终端状态约束：

为了保证探测器安全到达月球表面，对终端月心距有如下约束

对终端速度有如下约束：

（2）控制变量约束。

在设计月球软着陆最优轨道时应限制控制量的变化范围。

对推力攻角a有如下约束

对发动机推力F有如