火星大气进入自主导航与制导方法研究

发布时间：2017-10-08 20:30

  本文关键词：火星大气进入自主导航与制导方法研究

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【摘要】：在整个EDL过程中,火星大气进入段持续时间长,环境复杂,对最终的着陆精度影响较大。为此,本文对火星大气进入的自主导航和制导技术进行了研究,主要内容包括:首先,针对不同的任务需求,分别建立了火星惯性系、火星固连系下的进入段动力学方程及球分量形式的进入段动力学方程,推导了火星惯性系、火星固连系及球分量形式的状态变量间的转换关系,为后续研究奠定了理论基础。其次,针对火星大气进入段传统航位递推误差大及导航观测信息有限的问题,研究了基于IMU/无线电测量的组合导航算法。该算法同时利用加速度计测量信息和无线电距离测量信息进行状态估计,通过数学仿真分析了无线电测量中断和恢复对导航系统的影响。进一步研究了多模型自适应估计算法,每个滤波器对应一个大气密度模型,根据贝叶斯法则实现状态估计。然后,设计了基于扩展高增益观测器的阻力跟踪制导方法,能对阻力加速度、阻力加速度变化率及系统扰动进行在线估计,再通过状态反馈能对探测器的运动轨迹进行有效跟踪。该方法对初始状态误差、大气密度误差及探测器气动系数误差等不确定性因素具有一定的鲁棒性。最后,研究了自适应变结构神经网络轨迹跟踪方法。该方法利用具有在线自学习能力的多层神经网络,能对系统中非线性项、不确定因素及未建模动态进行补偿,有效提高了轨迹跟踪系统的鲁棒性。
【关键词】：火星着陆 进入导航与制导 无线电测量 高增益观测器 神经网络
【学位授予单位】：哈尔滨工业大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2015
【分类号】：V448.2
【目录】：

• 摘要4-5
• Abstract5-8
• 第1章 绪论8-15
• 1.1 课题背景和研究意义8-9
• 1.2 国内外研究现状及分析9-14
• 1.2.1 火星探测任务研究现状9-11
• 1.2.2 进入导航方法研究现状11-13
• 1.2.3 进入制导方法研究现状13-14
• 1.3 主要内容与章节安排14-15
• 第2章 火星大气进入动力学建模15-29
• 2.1 引言15
• 2.2 火星基本物理参数与环境模型15-17
• 2.2.1 火星基本物理参数15
• 2.2.2 火星的重力场模型15-16
• 2.2.3 火星大气密度模型16-17
• 2.3 常用坐标系及其转换17-22
• 2.4 火星大气进入动力学建模22-28
• 2.4.1 火星惯性系下动力学方程22-23
• 2.4.2 火星固连系下动力学方程23-24
• 2.4.3 球分量形式的动力学方程24-26
• 2.4.4 笛卡尔分量与球分量转换26-28
• 2.5 本章小结28-29
• 第3章 火星大气进入自主导航方法29-41
• 3.1 引言29
• 3.2 仅利用IMU测量的航位递推方法29-31
• 3.3 基于IMU/无线电测量的组合导航31-36
• 3.3.1 系统的测量模型32-33
• 3.3.2 导航滤波算法33
• 3.3.3 数学仿真与分析33-36
• 3.4 基于多模型自适应估计的导航方法36-39
• 3.4.1 多模型自适应估计算法36-37
• 3.4.2 数学仿真与分析37-39
• 3.5 本章小结39-41
• 第4章 基于扩展高增益观测器的轨迹跟踪方法41-53
• 4.1 引言41
• 4.2 轨迹控制方法41-42
• 4.3 纵向制导设计42-47
• 4.3.1 火星进入阻力加速度的动力学方程42-43
• 4.3.2 阻力加速度-能量面的初始化与更新43-44
• 4.3.3 基于高增益观测器阻力加速度跟踪方法44-47
• 4.4 侧向制导方法47-48
• 4.5 数学仿真与分析48-52
• 4.5.1 扩展高增益观测器的估计性能49-50
• 4.5.2 蒙特卡罗仿真结果50-52
• 4.6 本章小结52-53
• 第5章 基于神经网络的轨迹跟踪方法53-71
• 5.1 引言53
• 5.2 多层神经网络的逼近特性53-59
• 5.3 纵向运动误差动力学方程59-62
• 5.4 自适应神经网络轨迹跟踪62-65
• 5.5 变结构神经网络轨迹跟踪65-68
• 5.6 数学仿真与分析68-70
• 5.7 本章小结70-71
• 结论71-72
• 参考文献72-77
• 攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果77-79
• 致谢79

【参考文献】

中国期刊全文数据库 前3条

1 崔平远;胡海静;朱圣英;;火星精确着陆制导问题分析与展望[J];宇航学报;2014年03期

2 崔平远;窦强;高艾;;火星大气进入段通信“黑障”问题研究综述[J];宇航学报;2014年01期

3 崔平远;于正n\;朱圣英;;火星进入段自主导航技术研究现状与展望[J];宇航学报;2013年04期

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本文编号：996109