專利名稱：一種基于約束規(guī)劃的小天體接近段制導控制方法
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，由于對目標天體的長時間觀測，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控制策略已成為對其進行接近操作過程中的常規(guī)模式。而對于小天體探測任務，目前并不具備對其進行長期觀測的條件，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控制方案的可能性大大降低。自主制導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。·現(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)劃方法是利用多項式對探測器當前狀態(tài)與期望狀態(tài)進行擬合從而形成跟蹤路徑點，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算量低，因此成為以往探測器接近任務段制導控制策略的選擇。然而，非線性的探測器動力學系統(tǒng)的解很難用簡單的多項式形式代替，由傳統(tǒng)軌跡規(guī)劃方法所形成的路徑點并不是系統(tǒng)的最優(yōu)解；同時，隨著探測任務的復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過程中嚴格的狀態(tài)約束與控制約束，因此尋找優(yōu)化的軌跡制導控制方法成為近年來國內(nèi)外學者關(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 對多種行星制導方法進行了詳細對比分析。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對小天體接近段任務傳統(tǒng)多項式擬合制導控制算法的缺陷，將動力學約束、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系統(tǒng)的可行解，從而提高小天體接近段制導控制性能。該種基于約束規(guī)劃的小天體接近段制導控制方法，具體包括以下步驟第一步建立探測器接近小天體動力學模型；第二步將系統(tǒng)模型進行離散化，并將所得模型用于后續(xù)凸規(guī)劃制導；第三步根據(jù)探測器當前狀態(tài)、末端期望狀態(tài)以及期望機動時間，通過線性或多項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，通過反復迭代求解具有控制約束與軌跡狀態(tài)約束的動力學路徑規(guī)劃，得到接近目標天體過程中可行的制導路徑。其中第一步中動力學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模型； 第二步將系統(tǒng)模型進行離散化，并將所得模型用于后續(xù)凸規(guī)劃制導； 第三步根據(jù)探測器當前狀態(tài)、末端期望狀態(tài)以及期望機動時間，通過線性或多項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，通過反復迭代求解具有控制約束與軌跡狀態(tài)約束的動力學路徑規(guī)劃，得到接近目標天體過程中可行的制導路徑。
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控制方法，其特征在于，其中第一步中動力學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控制方法，將目標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路徑規(guī)劃問題轉(zhuǎn)化為以優(yōu)化燃耗為性能指標的二階圓錐規(guī)劃(SOCP)問題。進而，這一凸規(guī)劃問題可通過內(nèi)點法對其進行高效求解。由此規(guī)劃產(chǎn)生的路徑點不僅是傳統(tǒng)意義上的目標跟蹤狀態(tài)，而且該狀態(tài)是在考慮目標天體引力場影響情況下滿足具有狀態(tài)與控制約束動力學系統(tǒng)的可行解；此外，所得前饋控制輸入滿足星上設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, 徐瑞, 崔祜濤, 朱圣英, 高艾 申請人:北京理工大學