摘要：对月球软着陆全过程三阶段下降轨迹和制导律进行了优化设计研究,结合工程实际给出了月球软着陆飞行轨迹初步方案。制动段基于均匀球体三维动力学模型,获得一种燃料次优解析制导律;该制导律通过单步优化得到了推力角控制量的解析形式,并在推力角中引入前馈项用以消除近月点初始偏差。接近段采用平面月球模型,利用重力转弯技术,得到了解析形式的最优开关制导律。着陆段以安全性为首要目标,基于垂直降落模型,采用程序控制策略,研究了等效连续变推力制导方法。最后,分别对三阶段下降轨迹和制导律进行了算例分析,给出了软着陆全过程飞行参数变化曲线。结果表明,软着陆下降轨迹和制导律方案的设计和优化是可行的。

摘要：着重对月球软着陆制动段、接近段和着陆段的飞行动力学模型进行了研究,同时基于动力学模型对各阶段制导律进行了优化设计.制动段飞行时间和距离较长,拟采用均匀球体模型,该模型也是软着陆全过程下降轨迹分析和动力学仿真的基础;制导律设计中考虑到该段燃料消耗很大,主要以燃料最优为设计指标.接近段距离月面较近,且经姿态调整后接近垂直下降,拟采用平面月球模型;制导律设计采用基于重力转弯技术的最优开关制导律.着陆段几乎垂直下降,动力学模型可在平面月球模型的基础上简化为一维垂直下降模型,制导律设计拟在垂直方向采用简单的程序制导方式.最后,在考虑测量、推力误差以及环境干扰等影响下对着陆精度进行了初步仿真分析,结果表明,给出的软着陆三阶段动力学模型和制导律是可行的.

摘要：以两体相对运动动力学为基础 ,对Hill方程表示的相对运动特性进行了分析。同时给出了小卫星空间圆形编队队形设计。并且以此队形为例 ,引入了比例 -微分 (PD)控制策略对小卫星编队飞行的队形控制进行了研究 ,利用最优算法确定了控制器比例微分系数。

摘要：以某型号小型无人机为背景,给出了一种基于 BTT(倾斜转弯控制)技术的无人机航迹跟踪控制方案。在此基础上通过实际飞行航迹与理想航迹之偏差生成三个控制指令,并且在法向过载与侧向过载控制指令中加入过载前馈项,以使飞行器对航迹控制做到提前响应。数字仿真结果验证了 BTT 控制方案设计对无人机航迹跟踪的有效性。

摘要：给出一种称为幅值 -相角裕度测试法 ( Gain- Phase Margins Tester Method)的自动驾驶仪控制参数设计方法。通过在闭环系统中加入一个幅相裕度测试因子 ,并给定良好的幅值和相角裕度 ,从而得到频率域内的控制参数平面图形 ,据此求取 PID控制参数。此方法可使系统获得较好的相对稳定性和鲁棒特性 ,并可部分地克服工程上自动驾驶仪 PID控制参数设计中采用试凑、盲目性比较大的不足。

摘要：对自环月轨道开始的月球软着陆制动段飞行轨迹和制导律进行了研究。建立了统一的均匀球体三维软着陆模型,采用燃料次优解析制导方法,通过单步优化获得了局部最优的推力角解析式。同时,在推力角中引入前馈项,用于消除初始位置和速度偏差对软着陆的影响。对制动段飞行轨迹的仿真分析验证了制导律设计的有效性。

摘要：用两体相对运动的线性 Hill方程进行了小卫星编队飞行队形的初步设计 ,并给出编队飞行中各绕飞小卫星轨道要素的确定过程。以空间圆形编队为例 ,在未考虑摄动情况下 ,通过仿真验证了

摘要：对月球软着陆接近段的最优开关制导律进行了研究,并对飞行轨迹进行了分析。在接近段近乎垂直下降的基础上,利用最大值原理获得了最优开关制导律,并根据实际飞行情况采用质量不变假设,从而得到了开关切换量的解析形式,利于星上计算和控制。最后,对不同制动力、下降速度和下降角等因素影响下的飞行轨迹进行了仿真分析,得到了一些有意义的结论,同时证明了该制导律的有效性。

摘要：给出了无人机起飞段航迹控制系统的一种设计方法 ,即纵向运动与侧向运动分离控制 .在铅垂平面内通过俯仰角程序控制以间接控制航迹角 ,而在侧向平面内则由侧向位置偏差信号生成侧向过载控制指令 .无人机起飞段因大推力火箭助推器的存在 ,姿态和过载都有显著变化 ,且起飞段速度低 ,距离地面不高 ,难于控制 .

摘要：　对月球软着陆接近段的最优开关制导律进行了研究，并对飞行轨迹进行了分析。在接近段近乎垂直下降的基础上，利用最大值原理获得了最优开关制导律，并根据实际飞行情况采用质量不变假设，从而得到了开关切换量的解析形式，利于星上计算和控制。最后，对不同制动力、下降速度和下降角等因素影响下的飞行轨迹进行了仿真分析，得到了一些有意义的结论，同时证明了该制导律的有效性。