一种小天体着陆定推力轨迹跟踪控制方法与流程

本发明涉及一种小天体着陆的定推力轨迹控制方法，属于深空探测
技术领域：
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背景技术：
：小天体着陆采样任务具有较高的科学回报，是目前小天体探测的主要形式。控制探测器从小天体绕飞轨道到达任务预定的目标采样点是完成探测任务的核心技术。为保证控制过程的可靠性，小天体着陆过程通常采用工作原理相对简单、可靠性较强的定推力发动机实现轨迹控制。然而，着陆任务要求探测器能够精确到达目标采样点，且对到达目标采样点时的速度值也有确定的要求，能够满足上述要求的控制方法一般基于变推力发动机，即在不同时刻施加不同大小的推力，以实现着陆终端位置和速度约束下的着陆采样。此外，小天体着陆过程时间短，探测器距离地球遥远，无法依靠地面支持获得控制指令。因此，要求控制方法计算量少，适合探测器自主解算。技术实现要素：本发明公开的小天体着陆定推力轨迹跟踪控制方法要解决的技术问题为：在探测器发动机推力固定的条件下，利用定推力控制方法，使得着陆器能够从绕飞轨道到达目标采样点，且到达目标采样点时的速度满足任务给定的约束要求。此外，由于定推力控制方法具有解析的显式表达式，能够减少探测器解算时间，满足探测器控制实时性要求。本发明能够为小天体着陆采样任务提供技术支持和参考，并解决相关工程问题。本发明的目的是通过以下技术方案实现的。本发明公开的小天体着陆定推力轨迹跟踪控制方法，基于多项式加速度预设满足终端位置和速度约束的着陆标称轨迹，根据探测器当前时刻的实际轨迹与着陆标称轨迹之差计算当前时刻需要的速度增量，根据发动机推力大小与当前时刻速度增量计算各方向推力发动机的开机时长，并在单个控制周期内施加相应时长的控制力，获得需要的速度增量，实现单个控制周期内探测器对标称轨迹的跟踪控制。在每个控制周期内利用定推力控制方法实现对应的单个控制周期内探测器对标称轨迹的跟踪控制，完成多个控制周期跟踪控制后，既能够使得着陆器从绕飞轨道到达目标采样点，且到达目标采样点时的速度满足任务给定的约束要求。本发明公开的小天体着陆定推力轨迹跟踪控制方法，包括如下步骤：步骤1：基于多项式加速度预设满足终端位置和速度约束的着陆标称轨迹。将标称轨迹在不同时刻的加速度设为着陆时间的一次多项式，如式(1)所示。a＝c0+c1t(1)式中，a为加速度矢量，c0，c1为多项式系数，t为着陆时间。将式(1)进行一次积分与两次积分，分别得到标称轨迹的速度与位置随时间的变化关系，如式(2)、(3)所示。式中，r、v为探测器标称轨迹的位置与速度矢量，r0、v0为探测器标称轨迹的初始位置与速度矢量，由任务设计获得，在此视为已知量。着陆终端时刻为tf，终端时刻的位置与速度矢量分别为rf、vf，代入式(2)、(3)能够解算得到满足终端位置速度约束的多项式系数，如式(4)、(5)所示。将式(4)、(5)代入式(1)～(3)即获得满足终端位置和速度约束的探测器着陆标称轨迹。步骤2：根据探测器当前时刻的实际轨迹与着陆标称轨迹之差计算当前时刻需要的速度增量。探测器tk时刻的实际位置速度分别为控制的目的是通过在当前时刻施加控制使探测器运动到下一个时刻时具有与标称轨迹相同的位置，所述当前时刻即tk时刻，所述下一个时刻即tk+1时刻。tk+1时刻标称轨迹上的位置为rk+1、因此探测器在当前时刻需要的速度增量需满足式(7)要求。式中，δvk即为tk时刻需要的控制速度增量，δt为控制周期，即tk时刻与tk+1时刻的时间间隔，aa为小天体的自然引力，为已知量。通过式(7)即能够解算得到当前时刻所需的速度增量，如式(8)所示。由于速度是位置的微分，因此当探测器实现对标称轨迹位置的跟踪之后，探测器速度也能够跟踪上标称轨迹的速度，即实现根据探测器当前时刻的实际轨迹与着陆标称轨迹之差计算当前时刻需要的速度增量。步骤3：根据发动机推力大小与步骤2中获得的当前时刻速度增量计算各方向推力发动机的开机时长。探测器发动机推力为t，由于不同时刻探测器的速度增量δvk为变化的，因此需通过调整发动机的开机时长获得不同大小的速度增量，即根据公式(9)通过速度增量计算三轴发动机的开机时长，以获得需要的速度增量。式中，δvx、δvy、δvz为步骤2中获得的速度增量δvk三轴分量，txon、tyon、tzon为对应的三轴发动机的开机时长。步骤4：根据步骤3获得的三个方向的发动机开机时长后，在所述控制周期内施加相应时长的控制力，获得需要的速度增量，利用获得的速度增量实现单个控制周期内探测器对标称轨迹的跟踪控制。还包括步骤5：根据探测任务需求将着陆过程分为多个控制周期，在每个控制周期内重复步骤1至步骤4，在每个控制周期内利用定推力控制方法，实现对应的单个控制周期内探测器对标称轨迹的跟踪控制，完成多个控制周期跟踪控制后，既能够使得着陆器从绕飞轨道到达目标采样点，且到达目标采样点时的速度满足任务给定的约束要求。有益效果：1、本发明公开的小天体着陆定推力轨迹跟踪控制方法，基于多项式加速度预设满足终端位置和速度约束的着陆标称轨迹，根据探测器当前时刻的实际轨迹与着陆标称轨迹之差计算当前时刻需要的速度增量，根据发动机推力大小与当前时刻速度增量计算各方向推力发动机的开机时长，并在单个控制周期内施加相应时长的控制力，获得需要的速度增量，利用获得的速度增量实现单个控制周期内探测器对标称轨迹的跟踪控制。2、本发明公开的小天体着陆定推力轨迹跟踪控制方法，根据探测任务需求将着陆过程分为多个控制周期，在每个控制周期内重复定推力控制过程，即在每个控制周期内利用定推力控制方法实现对应的单个控制周期内探测器对标称轨迹的跟踪控制，完成多个控制周期跟踪控制后，既能够使得着陆器从绕飞轨道到达目标采样点，且到达目标采样点时的速度满足任务给定的约束要求。3、本发明公开的小天体着陆定推力轨迹跟踪控制方法，通过显示表达式解析计算速度增量与发动机开机时长，能够减少探测器解算时间，满足探测器控制实时性要求。附图说明图1为本发明公开的小天体着陆定推力轨迹跟踪控制方法流程图；图2为具体实施方式中探测器状态变化，点线为标称轨迹状态，实线为实际状态。其中(a)为x轴位置分量，(b)为x轴速度分量，(c)为y轴位置分量，(d)为y轴速度分量，(e)为z轴位置分量，(f)为z轴速度分量。具体实施方式为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实施例对
发明内容做进一步说明。如图1所示，本实例针对小天体着陆，设计着陆标称轨迹，根据探测器实际位置速度与标称轨迹位置速度之差计算当前时刻所需速度增量，再结合定推力发动机的推力大小计算发动机开机时长，实现小天体着陆定推力轨迹跟踪控制。本实例公开的小天体着陆定推力轨迹跟踪控制方法，具体实施方法如下：步骤1：基于多项式加速度预设满足终端位置和速度约束的着陆标称轨迹。将标称轨迹在不同时刻的加速度设为着陆时间的一次多项式，如式(1)所示。a＝c0+c1t(1)式中，a为加速度矢量，c0c1为多项式系数，t为着陆时间。将式(1)进行一次积分与两次积分，分别得到标称轨迹的速度与位置随时间的变化关系，如式(2)、(3)所示。式中，r、v为探测器标称轨迹的位置与速度矢量，r0、v0为探测器标称轨迹的初始位置与速度矢量，由任务设计获得，在此视为已知量。着陆终端时刻为tf，终端时刻的位置与速度矢量分别为rf、vf，代入式(2)、(3)能够解算得到满足终端位置速度约束的多项式系数，如式(4)、(5)所示。将式(4)、(5)代入式(1)～(3)即获得满足终端位置和速度约束的探测器着陆标称轨迹。步骤2：根据探测器当前时刻的实际轨迹与着陆标称轨迹之差计算当前时刻需要的速度增量。探测器tk时刻的实际位置速度分别为控制的目的是通过在当前时刻施加控制使探测器运动到下一个时刻时具有与标称轨迹相同的位置，所述当前时刻即tk时刻，所述下一个时刻即tk+1时刻。tk+1时刻标称轨迹上的位置为rk+1、因此探测器在当前时刻需要的速度增量需满足式(7)要求。式中，δvk即为tk时刻需要的控制速度增量，δt为控制周期，即tk时刻与tk+1时刻的时间间隔，aa为小天体的自然引力，为已知量。通过式(7)即能够解算得到当前时刻所需的速度增量，如式(8)所示。由于速度是位置的微分，因此当探测器实现对标称轨迹位置的跟踪之后，探测器速度也能够跟踪上标称轨迹的速度，即实现根据探测器当前时刻的实际轨迹与着陆标称轨迹之差计算当前时刻需要的速度增量。步骤3：根据发动机推力大小与步骤2中获得的当前时刻速度增量计算各方向推力发动机的开机时长。探测器发动机推力为t，由于不同时刻探测器的速度增量δvk为变化的，因此需通过调整发动机的开机时长获得不同大小的速度增量，即根据公式(9)通过速度增量计算三轴发动机的开机时长，以获得需要的速度增量。式中，δvx、δvy、δvz为步骤2中获得的速度增量δvk三轴分量，txon、tyon、tzon为对应的三轴发动机的开机时长。步骤4：根据步骤3获得的三个方向的发动机开机时长后，在所述控制周期内施加相应时长的控制力，获得需要的速度增量，利用获得的速度增量实现单个控制周期内探测器对标称轨迹的跟踪控制。还包括步骤5：根据探测任务需求将着陆过程分为多个控制周期，在每个控制周期内重复步骤1至步骤4，在每个控制周期内利用定推力控制方法，实现对应的单个控制周期内探测器对标称轨迹的跟踪控制，完成多个控制周期跟踪控制后，既能够使得着陆器从绕飞轨道到达目标采样点，且到达目标采样点时的速度满足任务给定的约束要求。仿真参数设置如表1所示。着陆器的状态均在小天体固连坐标系下表示。表1仿真参数设置参数名称参数值着陆器标称轨迹初始三轴位置(m)[446,20,-20]着陆器标称轨迹初始三轴速度(m/s)[-0.1,-0.01,0.01]着陆器标称轨迹终端三轴位置(m)[256,0,0]着陆器终端三轴速度(m/s)[-0.01,0,0]着陆器实际初始三轴位置(m)[456,30,-10]着陆器实际初始三轴速度(m/s)[-0.09,0,0.02]探测器发动机推力(n)0.1探测器质量(kg)200从图2可以看出，采用本发明专利的小天体着陆定推力轨迹跟踪控制方法，标称轨迹满足着陆终端状态要求，在探测器实际初始状态与标称轨迹状态有偏差的情况下，探测器能够跟踪上标称轨迹，在着陆终端时刻也能到达任务设计的终端状态附近，最终控制精度(即着陆器终端时刻实际状态与任务设计的终端状态之差)如表2所示。表2小天体着陆定推力轨迹跟踪控制精度以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。当前第1页12