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月球最优软着陆两点边值问题的数值解法 被引量：31
1
作者 王大轶 李铁寿 马兴瑞 《航天控制》 CSCD 北大核心 2000年第3期44-49,55,共7页
对于月球软着陆 ,燃耗最优是制导过程的基本要求。文中首先应用极大值原理设计了最优着陆制导控制律 ,此时求解最优轨迹变成一个两点边值问题(TPBVP)。本文利用一种基于初值猜测技术的打靶法求解这个两点边值问题 ,得到软着陆最优轨迹... 对于月球软着陆 ,燃耗最优是制导过程的基本要求。文中首先应用极大值原理设计了最优着陆制导控制律 ,此时求解最优轨迹变成一个两点边值问题(TPBVP)。本文利用一种基于初值猜测技术的打靶法求解这个两点边值问题 ,得到软着陆最优轨迹。结果表明该方法可有效改善迭代计算 。 展开更多
关键词 月球软着陆 最优轨迹 两点边值问题 TPBVP 月球探测 燃耗最优
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登月软着陆轨道优化算法研究 被引量：7
2
作者 郭景录 付平 《计算机仿真》 CSCD 北大核心 2009年第12期70-73,共4页
月球软着陆轨道优化是月球探测中的关键技术之一,研究了基于燃料最优的定常推力月球探测器软着陆轨道优化问题。在优化算法中,首先对软着陆轨道动力学方程做归一化处理,经过将软着陆轨道离散化,应用函数逼近法拟合推力控制角,从而将轨... 月球软着陆轨道优化是月球探测中的关键技术之一,研究了基于燃料最优的定常推力月球探测器软着陆轨道优化问题。在优化算法中,首先对软着陆轨道动力学方程做归一化处理,经过将软着陆轨道离散化,应用函数逼近法拟合推力控制角,从而将轨道优化问题转化为参数优化问题,最后设计了蛙跳算法作为搜索优化方法。仿真结果表明设计的轨道较好地满足了所要求的约束条件,同时蛙跳算法具有很高的优化精度,并且应用比较简便,可以应用于登月软着陆的轨道优化设计任务。 展开更多
关键词 月球软着陆 混合蛙跳算法 轨道优化 燃耗最优
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基于3维模型的月球表面软着陆燃耗最优制导方法 被引量：2
3
作者 肖尧 阮晓钢 魏若岩 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第6期734-740,共7页
为了解决月球探测器软着陆燃耗最优制导问题,基于变分法设计了最优制导律.首先,基于变分法,将问题转换为终端时间自由且带有条件约束的两点边值问题;其次,引入了时间尺度变换方法,将终端时间自由的两点边值转换成终点时间固定的两点边... 为了解决月球探测器软着陆燃耗最优制导问题,基于变分法设计了最优制导律.首先,基于变分法,将问题转换为终端时间自由且带有条件约束的两点边值问题;其次,引入了时间尺度变换方法,将终端时间自由的两点边值转换成终点时间固定的两点边值问题;最后,为了确保两点边值的求解迭代算法收敛,提出了一种终端时间和共轭变量初始值猜测方法,并通过数值方法取得终端时间和共轭变量精确的初始值以及着陆过程中最优制导律和3维最优轨迹.仿真实验结果表明,所提方法有效,算法可收敛,并且实现了燃耗最优制导. 展开更多
关键词 月球软着陆 3维动力学模型 燃耗最优 制导律 两点边值问题
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月球软着陆的一种燃耗次优制导方法 被引量：11
4
作者 王大轶 李铁寿 +1 位作者 严辉 马兴瑞 《宇航学报》 EI CSCD 北大核心 2000年第4期55-63,共9页
文中的软着陆过程从一条环月停泊轨道开始。一旦选定着陆点 ,则通过ΔV变轨转入一条椭圆轨道。当到达近月点时 ,着陆制动发动机点火 ,开始动力下降阶段。参考运载火箭制导过程的分析方法 ,假设月球为一均匀引力场 ,以燃耗最优性为出发... 文中的软着陆过程从一条环月停泊轨道开始。一旦选定着陆点 ,则通过ΔV变轨转入一条椭圆轨道。当到达近月点时 ,着陆制动发动机点火 ,开始动力下降阶段。参考运载火箭制导过程的分析方法 ,假设月球为一均匀引力场 ,以燃耗最优性为出发点 ,提出了一种用于软着陆动力下降过程的显式制导律。其显式表达式是剩余时间的函数。它不必进行迭代计算 。 展开更多
关键词 月球软着陆 燃耗最优性 制导 月球探测器
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地心甚高轨道星座构形协同捕获控制策略
5
作者 孟云鹤 吕健康 罗宇飞 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期18-26,共9页
针对地心甚高轨道星座构形协同捕获控制问题,基于虚拟编队方法设计了协同捕获控制策略,采用三脉冲燃耗最优轨迹规划算法对构形捕获轨迹进行协同规划;并且结合自适应全程积分滑模控制器对卫星各自转移轨迹进行跟踪控制。以10万km轨道高... 针对地心甚高轨道星座构形协同捕获控制问题,基于虚拟编队方法设计了协同捕获控制策略,采用三脉冲燃耗最优轨迹规划算法对构形捕获轨迹进行协同规划;并且结合自适应全程积分滑模控制器对卫星各自转移轨迹进行跟踪控制。以10万km轨道高度的三星星座构形捕获为例进行仿真验证,仿真结果表明:该策略可以有效应用于地心甚高轨道星座构形捕获控制,能够在燃耗较少的情况下使星座中卫星同时到达各自的标称位置,同时具有较高的精度。 展开更多
关键词 地心甚高轨道 星座构形捕获 协同规划 三脉冲燃耗最优 滑模控制
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航天器燃耗最优轨道直接/间接混合法延拓求解 被引量：4
6
作者 孟雅哲 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期259-280,共22页
针对转移时间和始末状态固定的航天器燃耗最优轨道的求解,给出了一种延拓方法:以双脉冲轨道为初值,首先求解全程推进轨道,然后逐步增加推力幅值,应用直接/间接混合法依次求解所有推力幅值下的、满足包括开关函数在内的所有必要条件的转... 针对转移时间和始末状态固定的航天器燃耗最优轨道的求解,给出了一种延拓方法:以双脉冲轨道为初值,首先求解全程推进轨道,然后逐步增加推力幅值,应用直接/间接混合法依次求解所有推力幅值下的、满足包括开关函数在内的所有必要条件的转移轨道,包括连续和脉冲推力轨道。通过基于开关函数曲线变化趋势的开关序列预设方法,以及基于已有优化结果的延拓步长自适应方案,实现了延拓方法的自动运行。为实现该延拓方法,给出了适用于改进春分点根数模型的脉冲最优转移轨道主矢量必要条件,推导了无推力轨道段改进春分点根数协态变量状态转移矩阵。通过3个算例对延拓求解会遇到的不同情况进行了具体说明。延拓方法可以看作现有直接/间接混合法的进一步完善与拓展,延拓过程和结果有助于对燃耗最优轨道与系统参数之间的关联获得更为深刻的认识。 展开更多
关键词 改进春分点根数 燃耗最优轨道 直接/间接混合法 延拓 开关序列预设 步长自适应
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月球软着陆的显式制导控制研究 被引量：1
7
作者 王大轶 李铁寿 +1 位作者 马兴瑞 严辉 《高技术通讯》 EI CAS CSCD 2000年第7期88-92,共5页
软着陆燃耗最优制导控制的结果提出一种用于月球软着陆动力下降过程的显式制导方法。它不包含制动发动机的参数信息 ,也不需要迭代计算 ,测量简单 ,仅需要一个惯性测量单元 (IMU )。
关键词 月球软着陆 燃耗最优控制 制导控制
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