火星大氣進(jìn)入段軌跡設(shè)計(jì)和制導(dǎo)方法研究.pdf

1、隨著火星探測(cè)任務(wù)的深入開(kāi)展，火星表面采樣返回和載人登陸火星已經(jīng)是未來(lái)火星探測(cè)新階段的目標(biāo)，探測(cè)器的著陸精度成為探火任務(wù)成功與否的關(guān)鍵因素。在大氣進(jìn)入階段進(jìn)行有效的制導(dǎo)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(duì)火星探測(cè)器在大氣進(jìn)入段的相關(guān)技術(shù)和理論進(jìn)行較深層次的研究，設(shè)計(jì)合理的火星大氣進(jìn)入段的軌跡和高精度制導(dǎo)系統(tǒng)，已經(jīng)成為當(dāng)前火星研究的重點(diǎn)。本文結(jié)合科技部973項(xiàng)目“行星表面精確著陸導(dǎo)航與制導(dǎo)控制問(wèn)題研究”和國(guó)家自然科學(xué)

2、基金項(xiàng)目“行星著陸自主導(dǎo)航方法研究”，以提高火星探測(cè)器大氣進(jìn)入段開(kāi)傘點(diǎn)精度為目標(biāo)，對(duì)該階段的軌跡設(shè)計(jì)與制導(dǎo)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了系統(tǒng)地研究，主要研究成果如下：
　　研究了火星探測(cè)器在大氣進(jìn)入段的軌跡設(shè)計(jì)問(wèn)題?；诨鹦谴髿膺M(jìn)入段的動(dòng)力學(xué)模型，利用蒙特卡洛方法，對(duì)影響探測(cè)器開(kāi)傘點(diǎn)狀態(tài)的各種誤差源進(jìn)行了分析。結(jié)果表明在火星大氣進(jìn)入段，大氣密度以及氣動(dòng)力參數(shù)不確定性對(duì)軌跡開(kāi)傘點(diǎn)精度影響較大。為了降低這些誤差源對(duì)開(kāi)傘點(diǎn)精度的影響，將大氣密度及氣動(dòng)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(wèn)題加入到軌跡設(shè)計(jì)中，并結(jié)合火星著陸器在大氣進(jìn)入階段的任務(wù)特點(diǎn)，構(gòu)建了新的魯棒性能指標(biāo)，提出了基于狀態(tài)靈敏度的魯棒軌跡設(shè)計(jì)方法。該方法對(duì)應(yīng)的最優(yōu)控制問(wèn)題得到的軌跡對(duì)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(jìn)入過(guò)程中的各種誤差因素對(duì)開(kāi)傘點(diǎn)狀態(tài)的影響，提出了基于協(xié)方差分析的魯棒軌跡設(shè)計(jì)方法。該方法中利用協(xié)方差矩陣的傳播方程以及對(duì)稱性，將開(kāi)傘點(diǎn)狀態(tài)的協(xié)方差加

4、入到原目標(biāo)函數(shù)中，同時(shí)還考慮了大氣密度、氣動(dòng)力參數(shù)的不確定性，以及探測(cè)器受到的動(dòng)力學(xué)約束、控制約束、路徑約束等其他約束條件，通過(guò)該方法規(guī)劃出來(lái)的軌跡可以有效地提高開(kāi)傘精度。隨后，分別從計(jì)算復(fù)雜度和魯棒性能兩方面對(duì)上述基于狀態(tài)靈敏度和基于狀態(tài)協(xié)方差的軌跡設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了詳細(xì)的比較和分析。
　　研究了火星探測(cè)器在火星大氣進(jìn)入段內(nèi)的軌跡跟蹤問(wèn)題。針對(duì)探測(cè)器在大氣進(jìn)入段的實(shí)時(shí)性以及精確性要求，考慮到初始進(jìn)入點(diǎn)偏差、大氣密度及氣動(dòng)力參數(shù)不確定

5、性對(duì)探測(cè)器軌跡的影響，設(shè)計(jì)出了基于模型預(yù)測(cè)靜態(tài)規(guī)劃技術(shù)的軌跡跟蹤方法。該方法將模型預(yù)測(cè)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(wèn)題，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單具有控制解析解。同時(shí)，為了提高在線計(jì)算速度，利用遞歸方法求解計(jì)算控制量所需的系數(shù)矩陣，在保證實(shí)時(shí)性要求的情況下，有效地降低了實(shí)際飛行軌跡和標(biāo)稱軌跡之間的誤差，實(shí)現(xiàn)了較高的開(kāi)傘點(diǎn)狀態(tài)精度。
　　對(duì)火星大氣進(jìn)入段的預(yù)測(cè)跟蹤制導(dǎo)方法的關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題進(jìn)行了研究。首先，利用平衡滑翔條件將軌跡分為進(jìn)入

6、初段、平衡滑翔段和進(jìn)入末段，重點(diǎn)針對(duì)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(shè)計(jì)出了基于常值航跡角的解析預(yù)測(cè)跟蹤制導(dǎo)方法。該方法計(jì)算速度快，對(duì)各種擾動(dòng)和不確定因素具有一定的適應(yīng)能力，但是在擾動(dòng)環(huán)境惡劣情況下的開(kāi)傘精度偏低。為了實(shí)現(xiàn)高精度的制導(dǎo)，進(jìn)一步設(shè)計(jì)了基于常值航跡角的數(shù)值預(yù)測(cè)跟蹤制導(dǎo)方法，該方法根據(jù)軌道特性將大氣進(jìn)入段軌跡設(shè)計(jì)為Pre-bank段、航程控制段和航向修正段，重點(diǎn)針對(duì)航程控制段待飛航程的要求利用