基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種火星軟著陸的制導(dǎo)方法，特別涉及一種基于燃料最優(yōu)的火星探測 器著陸制導(dǎo)方法，屬于深空探測技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 深空探測及行星著陸采樣等關(guān)鍵技術(shù)為人類研宄宇宙起源、開發(fā)和利用空間資源 奠定了基礎(chǔ)。特別是地球的近鄰火星，成為人類向外太空開拓的首選。美國"好奇號"火星 車于2011年的成功著陸，掀起了新一輪行星探測及著陸任務(wù)熱潮。印度和美國分別于2013 年11月5日和18日發(fā)射了"火星軌道探測器"和"火星大氣與揮發(fā)演化任務(wù)"探測器，各自 已經(jīng)于2014年9月24日和22日成功進(jìn)入火星軌道，將為研宄火星氣候與環(huán)境的演變帶來 新的機(jī)遇。此外，美國的火星樣本取回計劃預(yù)計將于2016年將500克火星土壤帶回地球。 我國嫦娥三號的軟著陸和月球車投放任務(wù)的成功實施，實現(xiàn)了動力下降、月面生存與深空 測控通信等一系列關(guān)鍵技術(shù)的突破，未來的火星探測及著陸任務(wù)也進(jìn)入最后的準(zhǔn)備階段。
[0003] 在包括火星在內(nèi)的所有行星著陸的最后階段，均需利用反推力發(fā)動機(jī)進(jìn)行有效減 速并實現(xiàn)目標(biāo)點安全精確著陸，該階段即動力下降段，取決于大氣層的成分及厚度等信息， 對應(yīng)的時間跨度各不相同。動力下降段面臨精度需求高、復(fù)雜地形多、環(huán)境不確定性強(qiáng)以及 時間短等諸多挑戰(zhàn)，因此其導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制系統(tǒng)的性能將直接影響到整個著陸任務(wù)的成 敗，是火星探測任務(wù)需要攻克的最重要的關(guān)鍵技術(shù)之一。
[0004] 目前在已有專利查詢中與本發(fā)明相關(guān)的專利有：黃翔宇等人的專利《一種 基于相對導(dǎo)航的高精度安全著陸制導(dǎo)方法》中（【申請?zhí)枴?01310684759. 1，申請公布 號：CNI03662091A)，在實際飛行過程中，首先按照星上規(guī)劃或地面裝訂的目標(biāo)點和制導(dǎo)參 數(shù)，以四次多項式制導(dǎo)方式控制探測器減速下降；然后在達(dá)到地面預(yù)先選定的高度后，啟動 光學(xué)成像敏感器，根據(jù)實際地形重新選擇著陸點，并確定著陸點位置；之后，根據(jù)新的著陸 點位置，探測器自主完成制導(dǎo)目標(biāo)參數(shù)的規(guī)劃；接下來根據(jù)新的制導(dǎo)參數(shù)，以四次多項式制 導(dǎo)律控制探測器到達(dá)目標(biāo)著陸點上空。該方法要求探測器具備較強(qiáng)的計算能力，在適用性 上有所局限。同時，該方法不具備燃料最優(yōu)性，大大降低了其工程實用性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的是提出一種基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法，以解決針對 現(xiàn)有的顯式制導(dǎo)律不能實現(xiàn)燃料最優(yōu)制導(dǎo)以及最優(yōu)制導(dǎo)律必須存儲整條軌跡導(dǎo)致需占用 探測器較大存儲空間的問題。
[0006] 本發(fā)明為解決上述技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是：
[0007] 本發(fā)明所述的基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法，是按照以下步驟實現(xiàn) 的：
[0008] 步驟一、探測器燃料最優(yōu)解的獲??；
[0009] 步驟二、完成步驟一后，設(shè)置路徑點并建立路徑點庫；
[0010] 步驟三、完成步驟二后，設(shè)計線性反饋制導(dǎo)律，若探測器初始狀態(tài)信息與路徑點庫 的路徑點信息匹配，則實施著陸，否則進(jìn)行步驟四；
[0011] 步驟四、探測器初始狀態(tài)信息與路徑點信息未能直接匹配，進(jìn)行路徑點擬合后實 施著陸。
[0012] 本發(fā)明的有益效果是：
[0013] 1、本發(fā)明利用路徑點信息結(jié)合線性制導(dǎo)律進(jìn)行制導(dǎo)，在保證探測器動力下降段的 燃料最優(yōu)性的前提下，無需在線計算燃料最優(yōu)解，降低了探測器計算機(jī)的在線計算量。
[0014] 2、對火星探測器的存儲能力要求并不嚴(yán)苛。在火星探測器存儲空間有限情況下， 本發(fā)明只需存儲路徑點狀態(tài)信息就可實現(xiàn)探測器的軟著陸。相比于離線存儲整條最優(yōu)軌跡 的方法節(jié)省了存儲空間；
[0015] 3、可以實現(xiàn)著陸過程近燃料最優(yōu)。相比于其它顯式制導(dǎo)律，本發(fā)明充分考慮火星 探測器攜帶燃料的有限性，能夠使得探測器基本沿燃料最優(yōu)軌跡飛行，進(jìn)而具備近燃料最 優(yōu)特性；
[0016] 4、具備顯式制導(dǎo)的強(qiáng)實時性和高可靠性特性。所構(gòu)造的一種新的"路徑點+線性 制導(dǎo)律"的制導(dǎo)策略，考慮了燃料最優(yōu)情況下加速度特點設(shè)置路徑點，并在三段路徑點區(qū)間 分別利用線性制導(dǎo)律進(jìn)行分段制導(dǎo)
[0017] 5、能夠在線擬合路徑點。在探測器初始狀態(tài)不是所存儲的典型初始狀態(tài)的情況 下，能夠在線擬合出探測器在非典型初始狀態(tài)下對應(yīng)的路徑點，實現(xiàn)路徑點與初始狀態(tài)的 匹配。同樣在三段路徑點區(qū)間分別應(yīng)用線性制導(dǎo)律，具有一定的工程應(yīng)用價值。
【附圖說明】
[0018] 圖1為三分法尋求全局最優(yōu)解流程圖；
[0019] 圖2為本發(fā)明路徑點獲取流程圖；
[0020] 圖3為本發(fā)明線性反饋制導(dǎo)律實現(xiàn)流程圖；
[0021] 圖4為本發(fā)明的仿真驗證中不同策略對應(yīng)位置曲線圖，其中
【主權(quán)項】
1. 一種基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法，其特征在于所述方法包括w下步 驟： 步驟一、探測器燃料最優(yōu)解的獲取； 步驟二、完成步驟一后，設(shè)置路徑點并建立路徑點庫； 步驟=、完成步驟二后，設(shè)計線性反饋制導(dǎo)律，若探測器初始狀態(tài)信息與路徑點庫的路 徑點信息匹配，則實施著陸，否則進(jìn)行步驟四； 步驟四、探測器初始狀態(tài)信息與路徑點信息未能直接匹配，進(jìn)行路徑點擬合后實施著 陸。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法，其特征在于步驟 一所述的探測器燃料最優(yōu)解的獲取的具體過程為： 步驟一一、利用二分法確定最小可行飛行時間ti，結(jié)合任務(wù)需求及經(jīng)驗給定可行飛行 時間區(qū)間[ti，tj，求解端點時刻ti、tu的燃料最優(yōu)化問題，獲得最優(yōu)端點燃料燃耗m 1和m U; 步驟一二、將步驟一所述區(qū)間S 等分，即 ti= ti+(tu-ti)/3, *2= tu-(tu-ti)/3， 求解t府刻、t擁刻的燃料最優(yōu)化問題，獲得對應(yīng)最優(yōu)燃料燃耗m 1和m 2; 步驟一S、若mi〉m2,則取為新的區(qū)間，否則取[ti，t2]為新的區(qū)間，進(jìn)行步驟 一四； 步驟一四、重復(fù)步驟一一至步驟一S，直到可行飛行時間區(qū)間端點時刻滿足tu-ti<0. 1 為止，即可獲得全局燃料最優(yōu)解，即獲得了探測器最優(yōu)燃料燃耗及最優(yōu)加速度。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法，其特征在于步驟 一一所述的燃料最優(yōu)化問題的求解過程為；采用優(yōu)化軟件SeDumi進(jìn)行求解，通過該軟件即 可獲得探測器最優(yōu)燃料燃耗及最優(yōu)加速度。
4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法，其特征在于步驟 二所述的設(shè)置路徑點并建立路徑點庫的具體過程為：由步驟一獲得的最優(yōu)加速度得到探測 器發(fā)動機(jī)的推力幅值，將推力幅值所對應(yīng)的兩個加速度切換時刻的探測器位置設(shè)置為路徑 點，所述路徑點信息還包括探測器的速度信息，分別定義為路徑點一（twi，瑪，VWi)和路徑 點二（tw2, rw2, VW2)，其中，t、r、V分別代表兩個路徑點所對應(yīng)的時間、位置和速度信息，將 上述路徑點一和路徑點二所包含的路徑點信息存儲，從而組成路徑點庫。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法，其特征在于步驟 =所述的設(shè)計線性反饋制導(dǎo)律的具體過程為： 設(shè)線性制導(dǎo)律的控制加速度形式為： a(t) = tm+n-g (1) 其中m，n為待定常矢量，g為火星表面重力加速度，則有t時刻探測器速度矢量為
其中，V。為探測器初始速度，t。為初始時刻； t時刻探測器位置矢量為
其中，r。為探測器初始位置； 對于給定期望末端時刻tf，末端速度Vf和末端位置r f,定義剩余時間tga= t f - t。，有
聯(lián)立方程（4)和方程巧），可得常矢量
將式做代入方程（1)，得到控制加速度為
考慮控制推力幅值上限情況時，對控制加速度的幅值進(jìn)行約束
其中，TmJ%推力幅值±限，M為對應(yīng)的探測器質(zhì)量，式（8)即為設(shè)計得到的線性反饋制 導(dǎo)律，其中飽和函數(shù)的定義為
其中k I表示矢量q的元素的最大絕對值，U = Tm"/M，若探測器初始狀態(tài)信息與路徑 點庫的路徑點信息匹配，則利用線性制導(dǎo)律實現(xiàn)分段控制，使探測器依次經(jīng)過路徑點一、路 徑點二到達(dá)著陸點，實施著陸，否則進(jìn)行步驟四。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法，其特征在于步驟 四所述的路徑點擬合的方式為；路徑點擬合通過線性插值方法或加權(quán)函數(shù)的方法實現(xiàn)。
7. 根據(jù)權(quán)利要求6所述的基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法，其特征在于所述 線性插值方法的實現(xiàn)過程如下：如果探測器初始狀態(tài)信息與所存儲的路徑點狀態(tài)信息未能 直接匹配，則提取未能直接匹配的初始位置信息，將其與前一匹配點所對應(yīng)的路徑點所包 含的時間、位置、速度信息分別用MATLAB中的"interpl"函數(shù)進(jìn)行線性插值，得到兩個路徑 點信息后，利用線性制導(dǎo)律實現(xiàn)分段控制，使探測器依次經(jīng)過路徑點一、路徑點二到達(dá)著陸 點，實施著陸。
8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法，其特征在于所述


的加權(quán)函數(shù)的方法的實現(xiàn)過程如下： 利用k個與未能直接匹配的初始位置信息距離最近的已有路徑點信息進(jìn)行網(wǎng)格擬合： 設(shè)探測器的初始狀態(tài)為：
其中，a i和P i為權(quán)重系數(shù)，rJU和VaU}代表第i組網(wǎng)格對應(yīng)的初始位置和初始速 度加權(quán)后，即可獲得路徑點信息如下：
其中加權(quán)常數(shù)A需要根據(jù)仿真所得數(shù)據(jù)選取，然后根據(jù)擬合所得路徑點信息，利用線 性制導(dǎo)律實現(xiàn)分段控制，使探測器依次經(jīng)過路徑點一、路徑點二到達(dá)著陸點，實施著陸。

【專利摘要】基于燃料最優(yōu)的火星探測器著陸制導(dǎo)方法，涉及一種火星軟著陸的制導(dǎo)方法，屬于深空探測技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明解決了現(xiàn)有的顯式制導(dǎo)律不能實現(xiàn)燃料最優(yōu)制導(dǎo)以及最優(yōu)制導(dǎo)律必須存儲整條軌跡導(dǎo)致需占用探測器較大存儲空間的問題。本發(fā)明的技術(shù)方案為：探測器燃料最優(yōu)解的獲取；設(shè)置路徑點并建立路徑點庫；設(shè)計線性反饋制導(dǎo)律，若探測器初始狀態(tài)信息與路徑點庫的路徑點信息匹配，則實施著陸，否則進(jìn)行路徑點擬合后實施著陸。本發(fā)明提出的“路徑點+線性制導(dǎo)律”的制導(dǎo)策略，能夠基于較小的存儲空間實現(xiàn)火星探測器動力下降段的燃料最優(yōu)制導(dǎo)。本發(fā)明適用于火星探測器在動力下降段的制導(dǎo)律。
【IPC分類】B64G1-24
【公開號】CN104590589
【申請?zhí)枴緾N201410802923
【發(fā)明人】郭延寧, 馬廣富, 曾添一, 李傳江, 崔祜濤
【申請人】哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【公開日】2015年5月6日
【申請日】2014年12月22日