[發(fā)明專利]探測器火星大氣進入軌跡快速生成方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201910836165.5
• 申請日: 2019-09-05
• 公開（公告）號: CN110562492B
• 公開（公告）日: 2020-10-23
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 趙澤端;周賓;朱峰;張軒;劉延杰;劉超;蘇仲培;周羽豐;汪俊鑫
• 申請（專利權(quán)）人: 中國電子科技集團公司第二十八研究所
• 主分類號: B64G1/24
• 分類號: B64G1/24
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務(wù)所 32237
• 代理人: 胡建華;于瀚文

本發(fā)明公開了探測器火星大氣進入軌跡快速生成方法，屬于深空探測領(lǐng)域。本發(fā)明實現(xiàn)包括如下步驟：根據(jù)探測器在進入火星大氣過程中的控制能力變化特點，將進入飛行過程做分段處理；建立火星大氣進入段以速度為自變量的探測器無量綱動力學模型；建立復雜約束下火星大氣進入軌跡生成原問題模型；將火星大氣進入軌跡生成原問題轉(zhuǎn)化成線性規(guī)劃問題；構(gòu)造序列線性規(guī)劃問題，通過迭代過程求解火星大氣進入軌跡生成問題。本發(fā)明由于可將約束直接轉(zhuǎn)變?yōu)闋顟B(tài)及控制量的線性約束，對于進入過程復雜約束具有較強滿足能力；由于將進入軌跡生成問題轉(zhuǎn)化成具有良好求解性質(zhì)的序列線性規(guī)劃問題，可通過內(nèi)點法實現(xiàn)進入軌跡高效求解。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于深空探測領(lǐng)域，尤其涉及探測器火星大氣進入軌跡快速生成方法。

背景技術(shù)

從著陸安全和科學探索價值方面考慮，NASA提出了未來火星著陸任務(wù)的關(guān)鍵技術(shù)是精確著陸。目前為止，已經(jīng)有八顆探測器在火星表面成功著陸，這些探測器的著陸過程均沿用第一代成功著陸任務(wù)(海盜號)的著陸方案，分為大氣進入段、傘降段、動力下降段和最終著陸段。大氣進入段覆蓋了火星EDL(進入、下降、著陸)過程的絕大部分航程，其制導控制精度對于最終的著陸精度有重要影響。目前，火星大氣進入段制導控制方法研究以軌跡跟蹤方法為主。2012年成功著陸火星表面的火星科學實驗室任務(wù)在進入段采用的終端控制器即屬于跟蹤制導控制方法，該任務(wù)也是目前為止唯一在進入段采取主動控制的火星表面著陸探測任務(wù)。相比于其他任務(wù)的百公里量級著陸誤差橢圓，火星科學實驗室任務(wù)的著陸誤差橢圓長軸約為20km，最終著陸點距離目標點約2km，進入終端控制器對于最終著陸精度的提高意義重大。

在目前的軌跡跟蹤制導方案中，跟蹤軌跡在離線情況下設(shè)計并存儲。由于人類目前對火星了解尚不充足，任務(wù)設(shè)計過程中會存在先驗信息匱乏的問題，實際飛行過程中的不確定性及擾動因素影響會導致探測器真實軌跡與離線設(shè)計的標稱軌跡之間出現(xiàn)較大的誤差。此外，目前的火星大氣進入段飛行器均屬于小升阻比氣動構(gòu)型，在進入段依靠氣動力控制自身運動?？紤]到火星大氣比較稀薄，進入過程氣動力較小，探測器的控制能力較弱，難以有效消除較大跟蹤誤差，極易出現(xiàn)控制飽和的情形，并進一步增大跟蹤誤差。據(jù)此，研究者提出研究進入軌跡快速生成算法，使探測器能夠根據(jù)當前狀態(tài)及目標開傘點狀態(tài)在線更新參考軌跡，從而減弱累積跟蹤誤差的影響，合理利用探測器的控制能力，最終減小制導目標偏差

由于大氣進入段飛行速度較快，軌跡在線生成方法對求解速度要求嚴格。大氣進入過程約束復雜，除非線性動力學約束外，進入軌跡還需滿足路徑約束、開傘條件和邊界條件等非線性約束。目前，學者研究的軌跡在線生成方法主要有兩種：一，通過在阻力加速度-能量(D-e)剖面內(nèi)對邊界進行插值得到滿足末端約束的進入軌跡，但插值得到的軌跡難以匹配探測器的跟蹤控制能力；二，在傾側(cè)角-能量(σ-e)剖面內(nèi)生成滿足條件的控制曲線并積分得到軌跡，此方法存在難以滿足路徑約束的困難，不能保證進入過程的安全性。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明結(jié)合火星大氣進入段軌跡在線生成的需求，針對現(xiàn)有方法難以同時較好滿足復雜路徑約束和控制能力約束的問題，提出一種進入軌跡快速生成的序列線性規(guī)劃方法。該方法通過將進入過程做分段處理，采用速度作為進入過程自變量，將復雜非線性約束轉(zhuǎn)化為線性約束，將縱向軌跡生成問題轉(zhuǎn)化為序列線性規(guī)劃問題，利用已有凸規(guī)劃求解器，實現(xiàn)問題的高效求解，得到滿足約束的進入軌跡。

本發(fā)明具體提供了探測器火星大氣進入軌跡快速生成方法，具體包括如下步驟：

步驟1、根據(jù)探測器在進入火星大氣過程中的控制能力變化特點，將進入飛行過程做分段處理，具體分為初始進入階段、航程控制段和航向控制段；

步驟2、在火星大氣進入過程中的航程控制段和航向控制段，建立以速度為自變量的探測器無量綱動力學模型；

步驟3、將探測器火星大氣進入軌跡生成原問題建模成優(yōu)化問題；

步驟4、將步驟3的優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化成線性規(guī)劃問題；