[发明专利]一种基于约束规划的小天体接近段制导控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种对小天体探测器的制导控制方法，特别是一种在接近小天体过程中满足状态与控制约束的制导控制方法。 

背景技术

在对小天体的接近过程中，由于引力、几何地形及其相关因素不确定性的存在，探测器制导控制算法需要对未知因素具有一定的处理能力。通常对于行星和月球的探测任务，由于对目标天体的长时间观测，事先获得了较为完备的天体特性信息，因此基于地面站的制导控制策略已成为对其进行接近操作过程中的常规模式。而对于小天体探测任务，目前并不具备对其进行长期观测的条件，这就需要探测器自身具备对未知情况进行快速处理的能力，加之较长通信延迟的存在，使利用基于地面站模式的制导控制方案的可能性大大降低。自主制导控制算法有利于妥善解决这一问题，且目前的星载计算能力和可用的演算技术使这一方法成为可能。 

现有技术参见R.R.Sostaric，J.R.Rea.Powered descent guidance methods for the moon and mars.San Francisco，USA：American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc，2005.，传统的轨迹规划方法是利用多项式对探测器当前状态与期望状态进行拟合从而形成跟踪路径点，以其作为逼近系统最优解的解析形式。由于这种方法简便易行且运算量低，因此成为以往探测器接近任务段制导控制策略的选择。然而，非线性的探测器动力学系统的解很难用简单的多项式形式代替，由传统轨迹规划方法所形成的路径点并不是系统的最优解；同时，随着探测任务的复杂化与探测要求的不断提高，传统轨迹规划方法无法满足任务过程中严格的状态约束与控制约束，因此寻找优化的轨迹制导控制方法成为近年来国内外学者关注的问题，参见S.R.Ploen，A.B.Acikmese，A.Wolf.A comparison of powered descent guidance laws for Mars pinpoint landing.Reston，VA，USA：American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc，2006对多种行星制导方法进行了详细对比分析。 

发明内容

本发明针对小天体接近段任务传统多项式拟合制导控制算法的缺陷，将动力学约束、状态约束以及控制约束同时引入轨迹规划的过程中，通过求解凸规划问题产生满足具有状态与控制约束的非线性动力学系统的可行解，从而提高小天体接近段制导控制性能。 

该种基于约束规划的小天体接近段制导控制方法，具体包括以下步骤： 

第一步：建立探测器接近小天体动力学模型； 

第二步：将系统模型进行离散化，并将所得模型用于后续凸规划制导； 

第三步：根据探测器当前状态、末端期望状态以及期望机动时间，通过线性或多项式拟合得到一条初始参考轨迹； 

第四步：由这一初始参考轨迹开始，引入状态约束与控制约束，通过反复迭代求解具有控制约束与轨迹状态约束的动力学路径规划，得到接近目标天体过程中可行的制导路径。 

其中第一步中动力学模型由如下方程表示 

式中，r∈R³为探测器在小天体质心固连坐标系下的矢径；ω∈R³为天体自旋角速率；u∈R³为作用的控制加速度；d为干扰加速度；g为引力加速度；假设小天体自旋角速率稳定且为一常值，即 则(1)式中的动力学模型由如下状态空间描述形式