火星大氣進入段軌跡設計和制導方法研究.pdf

1、隨著火星探測任務的深入開展，火星表面采樣返回和載人登陸火星已經(jīng)是未來火星探測新階段的目標，探測器的著陸精度成為探火任務成功與否的關(guān)鍵因素。在大氣進入階段進行有效的制導與控制是提高著陸器著陸精度中必然和重要的技術(shù)手段之一，因此對火星探測器在大氣進入段的相關(guān)技術(shù)和理論進行較深層次的研究，設計合理的火星大氣進入段的軌跡和高精度制導系統(tǒng)，已經(jīng)成為當前火星研究的重點。本文結(jié)合科技部973項目“行星表面精確著陸導航與制導控制問題研究”和國家自然科學

2、基金項目“行星著陸自主導航方法研究”，以提高火星探測器大氣進入段開傘點精度為目標，對該階段的軌跡設計與制導關(guān)鍵技術(shù)進行了系統(tǒng)地研究，主要研究成果如下：
　　研究了火星探測器在大氣進入段的軌跡設計問題。基于火星大氣進入段的動力學模型，利用蒙特卡洛方法，對影響探測器開傘點狀態(tài)的各種誤差源進行了分析。結(jié)果表明在火星大氣進入段，大氣密度以及氣動力參數(shù)不確定性對軌跡開傘點精度影響較大。為了降低這些誤差源對開傘點精度的影響，將大氣密度及氣動力

3、參數(shù)中的不確定性作為一階齊次常微分方程初值問題加入到軌跡設計中，并結(jié)合火星著陸器在大氣進入階段的任務特點，構(gòu)建了新的魯棒性能指標，提出了基于狀態(tài)靈敏度的魯棒軌跡設計方法。該方法對應的最優(yōu)控制問題得到的軌跡對各種誤差源的敏感程度明顯降低。
　　利用線性協(xié)方差分析方法定量地分析了火星大氣進入過程中的各種誤差因素對開傘點狀態(tài)的影響，提出了基于協(xié)方差分析的魯棒軌跡設計方法。該方法中利用協(xié)方差矩陣的傳播方程以及對稱性，將開傘點狀態(tài)的協(xié)方差加

4、入到原目標函數(shù)中，同時還考慮了大氣密度、氣動力參數(shù)的不確定性，以及探測器受到的動力學約束、控制約束、路徑約束等其他約束條件，通過該方法規(guī)劃出來的軌跡可以有效地提高開傘精度。隨后，分別從計算復雜度和魯棒性能兩方面對上述基于狀態(tài)靈敏度和基于狀態(tài)協(xié)方差的軌跡設計方法進行了詳細的比較和分析。
　　研究了火星探測器在火星大氣進入段內(nèi)的軌跡跟蹤問題。針對探測器在大氣進入段的實時性以及精確性要求，考慮到初始進入點偏差、大氣密度及氣動力參數(shù)不確定

5、性對探測器軌跡的影響，設計出了基于模型預測靜態(tài)規(guī)劃技術(shù)的軌跡跟蹤方法。該方法將模型預測控制和靜態(tài)規(guī)劃理論相結(jié)合，只需在線求解靜態(tài)規(guī)劃問題，結(jié)構(gòu)簡單具有控制解析解。同時，為了提高在線計算速度，利用遞歸方法求解計算控制量所需的系數(shù)矩陣，在保證實時性要求的情況下，有效地降低了實際飛行軌跡和標稱軌跡之間的誤差，實現(xiàn)了較高的開傘點狀態(tài)精度。
　　對火星大氣進入段的預測跟蹤制導方法的關(guān)鍵技術(shù)問題進行了研究。首先，利用平衡滑翔條件將軌跡分為進入

6、初段、平衡滑翔段和進入末段，重點針對平衡滑翔段航跡角變化為零的條件，結(jié)合線性二次型規(guī)劃的軌跡跟蹤方法，設計出了基于常值航跡角的解析預測跟蹤制導方法。該方法計算速度快，對各種擾動和不確定因素具有一定的適應能力，但是在擾動環(huán)境惡劣情況下的開傘精度偏低。為了實現(xiàn)高精度的制導，進一步設計了基于常值航跡角的數(shù)值預測跟蹤制導方法，該方法根據(jù)軌道特性將大氣進入段軌跡設計為Pre-bank段、航程控制段和航向修正段，重點針對航程控制段待飛航程的要求利用