登月飛行器軟著陸的制導(dǎo)與控制.pdf

1、導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制是登月計(jì)劃的關(guān)鍵性技術(shù)，而軟著陸問(wèn)題又是月球探測(cè)面臨的第一個(gè)關(guān)鍵性問(wèn)題。本文以登月飛行的制導(dǎo)與軟著陸控制問(wèn)題為背景，在系統(tǒng)學(xué)習(xí)前人的研究成果的基礎(chǔ)之上，應(yīng)用最優(yōu)控制、最優(yōu)化方法、非線性控制以及切換系統(tǒng)方法，依照最優(yōu)性、魯棒性的本質(zhì)要求，系統(tǒng)的進(jìn)行分析和研究。
　　本文研究的重點(diǎn)是設(shè)計(jì)登月飛行器軟著陸的制導(dǎo)律和控制律。主要內(nèi)容可以分為兩大部分，一部分是非定點(diǎn)軟著陸的制導(dǎo)與控制問(wèn)題，另一部分是定點(diǎn)軟著陸的制導(dǎo)與控制問(wèn)題

2、。對(duì)于非定點(diǎn)軟著陸的制導(dǎo)和控制，主要采用最優(yōu)顯式制導(dǎo)和反饋跟蹤控制的思路。文中分別給出兩種參數(shù)化的最優(yōu)顯式制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方法，為保證飛行器在實(shí)際飛行中受干擾的作用下仍能很好的跟蹤已設(shè)計(jì)的標(biāo)稱軟著陸軌道，文中給出一種基于切換系統(tǒng)模型參考的跟蹤控制方法。對(duì)于定點(diǎn)軟著陸控制問(wèn)題，給出一種基于交會(huì)對(duì)接思想的定點(diǎn)軟著陸反饋控制方法。最后，利用STK仿真平臺(tái)對(duì)前面所提出的制導(dǎo)律方法進(jìn)行仿真驗(yàn)證，并對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行細(xì)致的分析。具體內(nèi)容如下：
　　首先

3、，對(duì)于參數(shù)化顯式制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方法，文中利用經(jīng)典最優(yōu)控制理論中的Eular方程，構(gòu)造出一種迭代的分段恒值的參數(shù)化最優(yōu)控制律。該控制律可以無(wú)限逼近全局最優(yōu)解，且其參數(shù)個(gè)數(shù)與系統(tǒng)的階數(shù)相同。將這種參數(shù)化控制律代入原系統(tǒng)，可將原來(lái)復(fù)雜的最優(yōu)控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為一系列參數(shù)優(yōu)化問(wèn)題?？紤]到很多經(jīng)典優(yōu)化算法都要利用指標(biāo)泛函和約束泛函關(guān)于參數(shù)的梯度，文中嚴(yán)密推導(dǎo)出該參數(shù)化控制律的參數(shù)梯度顯式公式。最后，分別利用遺傳算法和BFGS優(yōu)化算法優(yōu)化給出仿真結(jié)果，并對(duì)不

4、同工況下的仿真結(jié)果進(jìn)行軌道特性分析，對(duì)于軟著陸過(guò)程中控制律參數(shù)變化對(duì)軟著陸軌道特性的影響進(jìn)行詳細(xì)的描述。
　　其次，考慮到實(shí)際中的發(fā)動(dòng)機(jī)多為常推力的情況，文中利用參數(shù)化控制及強(qiáng)化技術(shù)構(gòu)造出一種分段的參數(shù)化最優(yōu)控制律，使軟著陸問(wèn)題得到很好的解決，具有較強(qiáng)的工程意義。參數(shù)化控制及強(qiáng)化技術(shù)的主要思想是利用若干個(gè)分段的常數(shù)去逼近最優(yōu)解。在此情況下，最優(yōu)控制問(wèn)題將轉(zhuǎn)化為一系列參數(shù)優(yōu)化問(wèn)題。利用經(jīng)典的參數(shù)優(yōu)化方法即可求得最優(yōu)控制函數(shù)的一個(gè)近似

5、解。通過(guò)不斷的增加參數(shù)的個(gè)數(shù)，縮小每段參數(shù)的持續(xù)時(shí)間，重復(fù)優(yōu)化就可以得到一組無(wú)線逼近連續(xù)最優(yōu)解的參數(shù)化解序列。本文將登月飛行器軟著陸的最優(yōu)顯式制導(dǎo)律設(shè)計(jì)問(wèn)題進(jìn)行若干變換后，構(gòu)造成具有Canonical標(biāo)準(zhǔn)型的最優(yōu)控制問(wèn)題。然后，利用上述參數(shù)化控制及強(qiáng)化技術(shù)給出最優(yōu)顯式制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)方法。
　　考慮到實(shí)際飛行過(guò)程中擾動(dòng)的作用，本文給出一種魯棒切換模型參考跟蹤控制器設(shè)計(jì)方法，該方法基于魯棒模型參考理論并結(jié)合切換系統(tǒng)的H∞控制方法。文中利

6、用線性矩陣不等式給出該控制器存在的條件。將其應(yīng)用到軟著陸的跟蹤控制問(wèn)題，取得滿意的效果。
　　針對(duì)定點(diǎn)軟著陸問(wèn)題，本文給出一種基于交會(huì)對(duì)接思想的軟著陸控制方法，該方法將軟著陸控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為線性受限系統(tǒng)的二次調(diào)解問(wèn)題，通過(guò)飛行器相對(duì)于落點(diǎn)的位置和速度狀態(tài)反饋實(shí)現(xiàn)軟著陸控制。文中首先以預(yù)定落點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)建立坐標(biāo)系，求得飛行器的非線性運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。經(jīng)過(guò)合理的近似后得到相應(yīng)的線性系統(tǒng)，考慮到燃料的最優(yōu)，控制推力受限以及狀態(tài)受限的要求文中利用

7、線性受限系統(tǒng)二次調(diào)節(jié)理論給出最優(yōu)狀態(tài)反饋控制器設(shè)計(jì)方法。該方法的優(yōu)點(diǎn)是可以通過(guò)直接的速度和位置狀態(tài)反饋實(shí)現(xiàn)控制，控制器形式簡(jiǎn)單，且易于導(dǎo)航計(jì)算，可以大大減少導(dǎo)航計(jì)算量。另外，該方法在初始建立坐標(biāo)系時(shí)，利用飛行器相對(duì)落點(diǎn)的速度和位置偏差作為飛行器的狀態(tài)，這樣將軟著陸控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化成控制系統(tǒng)穩(wěn)定性問(wèn)題，使問(wèn)題的復(fù)雜度大大降低，理論上更容易求解。
　　最后，本文利用STK仿真平臺(tái)將前面章節(jié)中所得出的軟著陸制導(dǎo)律進(jìn)行仿真驗(yàn)證。本文詳細(xì)的給出