月球探测器软着陆有限推力控制轨道优化设计
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。以此为基础，推导了相对位置和相对速度的初始值与真近点角的几何关系，为动力学方程提供了积分初值；然后，分析了冲量变轨时的速度增量与燃料消耗量，为固定方向(相对惯性空间)有限推力控制提供了迭代初值；接着对最省燃料控制律在工程实际中的可行性进行了分析；接下来研究了固定方向(相对惯性空间)有限推力控制法在变轨中的应用。通过坐标变换，给出了固定方向(相对惯性空间)推力矢量在相对运动坐标系中的表达形式，并运用最小二乘法，对初始点火角及推力方向角进行了迭代寻优，得出了相应的仿真结果。动力下降段，该段包括两部分内容：一是在推力幅值恒定的前提下，以推力方向角为控制变量，结合Pontryagin极大值原理，完成了登月飞行器燃料最省软着陆轨道的设计，并得到控制变量的变化规律；二是对定点(任意点)着陆轨道设计方法进行了研究，基于逆系统方法原理，对非线性系统进行解耦线性化，然后应用PD控制器对状态偏差进行控制，得出了相应仿真结果。
软着陆;有限推力变轨;燃料最优控制;精确定点控制
哈尔滨工业大学
硕士
飞行器设计
荆武兴
2007
中文
V448.233
2014-05-22（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）