專利名稱：一種基于約束規(guī)劃的小天體接近段制導(dǎo)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種對小天體探測器的制導(dǎo)控制方法，特別是一種在接近小天體過程中滿足狀態(tài)與控制約束的制導(dǎo)控制方法。
背景技術(shù)：
在對小天體的接近過程中，由于引力、幾何地形及其相關(guān)因素不確定性的存在，探測器制導(dǎo)控制算法需要對未知因素具有一定的處理能力。通常對于行星和月球的探測任務(wù)，由于對目標(biāo)天體的長時間觀測，事先獲得了較為完備的天體特性信息，因此基于地面站的制導(dǎo)控制策略已成為對其進(jìn)行接近操作過程中的常規(guī)模式。而對于小天體探測任務(wù)，目前并不具備對其進(jìn)行長期觀測的條件，這就需要探測器自身具備對未知情況進(jìn)行快速處理的能力，加之較長通信延遲的存在，使利用基于地面站模式的制導(dǎo)控制方案的可能性大大降低。自主制導(dǎo)控制算法有利于妥善解決這一問題，且目前的星載計算能力和可用的演算技術(shù)使這一方法成為可能?！がF(xiàn)有技術(shù)參見R. R. Sostaric, J. R. Rea. Powered descent guidance methodsfor the moon and mars. San Francisco，USA American Institute of Aeronautics andAstronautics Inc, 2005.,傳統(tǒng)的軌跡規(guī)劃方法是利用多項(xiàng)式對探測器當(dāng)前狀態(tài)與期望狀態(tài)進(jìn)行擬合從而形成跟蹤路徑點(diǎn)，以其作為逼近系統(tǒng)最優(yōu)解的解析形式。由于這種方法簡便易行且運(yùn)算量低，因此成為以往探測器接近任務(wù)段制導(dǎo)控制策略的選擇。然而，非線性的探測器動力學(xué)系統(tǒng)的解很難用簡單的多項(xiàng)式形式代替，由傳統(tǒng)軌跡規(guī)劃方法所形成的路徑點(diǎn)并不是系統(tǒng)的最優(yōu)解；同時，隨著探測任務(wù)的復(fù)雜化與探測要求的不斷提高，傳統(tǒng)軌跡規(guī)劃方法無法滿足任務(wù)過程中嚴(yán)格的狀態(tài)約束與控制約束，因此尋找優(yōu)化的軌跡制導(dǎo)控制方法成為近年來國內(nèi)外學(xué)者關(guān)注的問題，參見S. R. Ploen, A. B. Acikmese, A. Wolf. Acomparison of powered descent guidance laws for Mars pinpoint landing. Reston,VA, USA American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc, 2006 對多種行星制導(dǎo)方法進(jìn)行了詳細(xì)對比分析。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對小天體接近段任務(wù)傳統(tǒng)多項(xiàng)式擬合制導(dǎo)控制算法的缺陷，將動力學(xué)約束、狀態(tài)約束以及控制約束同時引入軌跡規(guī)劃的過程中，通過求解凸規(guī)劃問題產(chǎn)生滿足具有狀態(tài)與控制約束的非線性動力學(xué)系統(tǒng)的可行解，從而提高小天體接近段制導(dǎo)控制性能。該種基于約束規(guī)劃的小天體接近段制導(dǎo)控制方法，具體包括以下步驟第一步建立探測器接近小天體動力學(xué)模型；第二步將系統(tǒng)模型進(jìn)行離散化，并將所得模型用于后續(xù)凸規(guī)劃制導(dǎo)；第三步根據(jù)探測器當(dāng)前狀態(tài)、末端期望狀態(tài)以及期望機(jī)動時間，通過線性或多項(xiàng)式擬合得到一條初始參考軌跡；第四步由這一初始參考軌跡開始，引入狀態(tài)約束與控制約束，通過反復(fù)迭代求解具有控制約束與軌跡狀態(tài)約束的動力學(xué)路徑規(guī)劃，得到接近目標(biāo)天體過程中可行的制導(dǎo)路徑。其中第一步中動力學(xué)模型由如下方程表示
權(quán)利要求
1.一種基于約束規(guī)劃的小天體接近段制導(dǎo)控制方法，其特征在于，具體包括以下步驟 第一步建立探測器接近小天體動力學(xué)模型； 第二步將系統(tǒng)模型進(jìn)行離散化，并將所得模型用于后續(xù)凸規(guī)劃制導(dǎo)； 第三步根據(jù)探測器當(dāng)前狀態(tài)、末端期望狀態(tài)以及期望機(jī)動時間，通過線性或多項(xiàng)式擬合得到一條初始參考軌跡；第四步由這一初始參考軌跡開始，引入狀態(tài)約束與控制約束，通過反復(fù)迭代求解具有控制約束與軌跡狀態(tài)約束的動力學(xué)路徑規(guī)劃，得到接近目標(biāo)天體過程中可行的制導(dǎo)路徑。
2.如權(quán)利要求I所述的一種基于約束規(guī)劃的小天體接近段制導(dǎo)控制方法，其特征在于，其中第一步中動力學(xué)模型由如下方程表示
3.如權(quán)利要求I所述的一種基于約束規(guī)劃的小天體接近段制導(dǎo)控制方法，其特征在于，其中第二步中離散化采用以下方法 在固定時間間隔At,其中At彡δ f+δ s內(nèi)，控制加速度輸入u(t)描述為 式中，tk+1_tk= At且Uk為有限控制輸入，在推力器開啟過程中，式(3)所描述系統(tǒng)的解在t = tk+ δ f時刻為
4.如權(quán)利要求I或2或3所述的一種基于約束規(guī)劃的小天體接近段制導(dǎo)控制方法，其特征在于，其中第四步中擬合得到初始參考軌跡
全文摘要
本發(fā)明為一種基于約束規(guī)劃的小天體接近段制導(dǎo)控制方法，將目標(biāo)天體引力模型引入軌跡規(guī)劃過程中，同時加入接近過程中對狀態(tài)與控制的約束，將具有控制約束與軌跡狀態(tài)約束的非線性動力學(xué)路徑規(guī)劃問題轉(zhuǎn)化為以優(yōu)化燃耗為性能指標(biāo)的二階圓錐規(guī)劃(SOCP)問題。進(jìn)而，這一凸規(guī)劃問題可通過內(nèi)點(diǎn)法對其進(jìn)行高效求解。由此規(guī)劃產(chǎn)生的路徑點(diǎn)不僅是傳統(tǒng)意義上的目標(biāo)跟蹤狀態(tài)，而且該狀態(tài)是在考慮目標(biāo)天體引力場影響情況下滿足具有狀態(tài)與控制約束動力學(xué)系統(tǒng)的可行解；此外，所得前饋控制輸入滿足星上設(shè)備和濾波估計所需的推力器關(guān)閉時間要求。
文檔編號G05D1/02GK102890506SQ20111020258
公開日2013年1月23日 申請日期2011年7月19日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月19日
發(fā)明者崔平遠(yuǎn), 徐瑞, 崔祜濤, 朱圣英, 高艾 申請人:北京理工大學(xué)