本文關(guān)鍵詞： 軟著陸 落角約束 視線角速率 模糊參數(shù)優(yōu)化　出處：《長春工業(yè)大學(xué)》2015年碩士論文　論文類型：學(xué)位論文

【摘要】：人類進(jìn)一步了解太陽系及宇宙的主要途徑是通過深空探測,也為今后考察、勘探和定居太陽系奠定基礎(chǔ)。一般將深空探測分為三類：月球探測、行星探測和星際探測。本文主要研究小行星探測器著陸過程的制導(dǎo)與控制。首先,研究探測器的動力學(xué)方程�？紤]到小行星形狀不規(guī)則的特點,根據(jù)球諧系數(shù)與引力勢能之間的關(guān)系,通過求解超定線性方程組得到小行星引力場的各階次球諧系數(shù)。文中假定小行星以均勻的角速度自轉(zhuǎn),探測器在受到小行星弱引力場作用的同時,也考慮了太陽光壓和其他星體引力攝動的影響。其次,針對小行星自身形狀不規(guī)則、尺寸小、引力較弱,且探測器在接近小行星過程中會受到太陽光壓和第三體引力攝動的影響,本文設(shè)計一種針對落角約束的最優(yōu)滑模制導(dǎo)控制律。最優(yōu)滑模制導(dǎo)控制律采用最優(yōu)比例制導(dǎo)律與滑模變結(jié)構(gòu)理論相結(jié)合,對速度大小和方向進(jìn)行控制。該方法能夠在系統(tǒng)受到太陽光壓和第三體引力攝動的情況下,保證視線角速率趨于零,消除視線角速率的穩(wěn)態(tài)震蕩。通過MATLAB仿真驗證可知,本文設(shè)計的最優(yōu)滑模制導(dǎo)控制律,在考慮著陸過程中探測器的燃料消耗、小行星受到引力攝動的情況下,能夠?qū)崿F(xiàn)視線角速率逐漸接近零。最后,為了實現(xiàn)探測器的安全軟著陸,本文選用了三次多項式的標(biāo)稱軌跡制導(dǎo)法來設(shè)計期望軌跡。設(shè)計出基于模糊參數(shù)優(yōu)化的滑模變結(jié)構(gòu)控制方法,采用模糊參數(shù)優(yōu)化策略動態(tài)調(diào)整切換增益,實現(xiàn)在滑模面外時加快響應(yīng)速度并增強系統(tǒng)克服太陽光壓和第三體引力攝動,到達(dá)滑模面時柔化控制量以消除抖振的目的。通過MATLAB仿真驗證可知,本文設(shè)計的模糊參數(shù)優(yōu)化滑模變結(jié)構(gòu)控制方法可以有效提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性,保證趨近運動快速性并有效的消除抖振,同時避免了傳統(tǒng)指數(shù)趨近律切換面附近控制力頻繁切換的缺點。
[Abstract]:The main way for mankind to learn more about the solar system and the universe is through deep space exploration, as well as by laying the foundation for future exploration, exploration and settlement of the solar system. In general, deep space exploration is divided into three categories: lunar exploration, Planetary exploration and interstellar exploration. In this paper, the guidance and control of asteroid probe landing process are studied. Firstly, the dynamic equations of the asteroid are studied. According to the relation between spherical harmonic coefficient and gravitational potential energy, the spherical harmonic coefficients of every order of asteroid gravitational field are obtained by solving overdetermined linear equations. The probe is affected by the weak gravitational field of the asteroid, but also takes into account the influence of the solar pressure and the gravitational perturbation of other stars. Secondly, the asteroid itself is irregular in shape, small in size and weak in gravity. And the probe will be affected by the solar pressure and the third body gravitational perturbation in approaching the asteroid. In this paper, an optimal sliding mode guidance control law for angle constraints is designed. The optimal sliding mode guidance law combines the optimal proportional guidance law with the sliding mode variable structure theory. The magnitude and direction of the velocity are controlled. The method can ensure the angular velocity of line of sight tends to zero and eliminate the steady state oscillation of the angular rate of sight when the system is subjected to the solar pressure and the third body gravity perturbation. The optimal sliding mode guidance control law designed in this paper, considering the fuel consumption of the detector and the gravitational perturbation of the asteroid during landing, can achieve the line of sight angular rate approaching zero gradually. In order to realize the safe soft landing of the detector, the cubic polynomial nominal trajectory guidance method is used to design the desired trajectory, and the sliding mode variable structure control method based on fuzzy parameter optimization is designed. The fuzzy parameter optimization strategy is used to dynamically adjust the switching gain to accelerate the response speed and to enhance the system to overcome the solar pressure and the third body gravity perturbation when the sliding mode is off-plane. In order to eliminate buffeting, the fuzzy parameter optimization sliding mode variable structure control method designed in this paper can effectively improve the stability of the system. It can guarantee the rapidity of approach motion and eliminate buffeting effectively, while avoiding the disadvantage of frequent switching of control force near the traditional exponential approach law.
【學(xué)位授予單位】：長春工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V448.2

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：1512493