申请/专利权人：北京理工大学

申请日：2017-07-06

公开（公告）日：2020-02-14

公开（公告）号：CN107202584B

主分类号：G01C21/24(20060101)

分类号：G01C21/24(20060101);G01C21/20(20060101)

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2020.02.14#授权;2017.10.27#实质审查的生效;2017.09.26#公开

摘要：本发明公开的一种行星精确着陆抗扰制导方法，涉及一种行星精确着陆制导方法，属于深空探测技术领域。通过在行星下降过程中引入能够直接处理非线性及非凸约束的非线性模型预测控制方法，仅在有限维的滚动时域上计算行星精确着陆轨迹优化问题，降低计算量与求解难度，实现行星精确着陆制导律和最优轨迹的在线生成；同时，考虑下降过程中的外界扰动，采用扩张状态观测器对外界扰动进行实时估计并修正控制量，实现扰动补偿与抑制，提高着陆任务的安全性。本发明具有如下两个优点：1能够降低行星精确着陆轨迹优化问题的计算量与求解难度，实现最优轨迹的在线生成；2降低外界扰动对系统的影响，提高着陆任务的安全性。

主权项：1.一种行星精确着陆抗扰制导方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一、在线生成行星精确着陆制导律和最优轨迹；将行星着陆动力学方程离散成线性控制系统，考虑探测器在着陆过程中受到的工程约束，并将燃耗与着陆误差设为优化性能指标，根据非线性模型预测控制方法形成并求解滚动时域上的最优轨迹优化问题，在线生成行星精确着陆制导律和最优轨迹；步骤二、估计与补偿外界扰动，降低外界扰动对系统的影响，提高着陆任务的安全性；根据步骤一得到的行星精确着陆在线制导律，考虑下降过程中的外界扰动，引入扩张状态观测器，通过对所述的外界扰动的实时估计，调整控制量大小，实现扰动补偿与抑制，提高着陆任务的安全性；步骤一的具体实现方法为，将行星着陆动力学方程进行离散 其中，rt为探测器位置，vt为探测器速度，ut为控制量，g为行星引力加速度，Δt为时间间隔；令系统状态xt＝[rtT,vtT]T，离散后的模型转化为xt+1＝Adxt+Bdut+Cdg2其中， 探测器在下降过程中受到的工程约束包括：初始时刻t0及末端时刻tf状态约束 控制量u和速度v幅值约束umin≤||u||≤umax4||v||≤vmax5保证着陆点始终可见的视线角θ约束 其中探测器位置r＝[x,y,z]T，相机视线方向单位矢量最大视线角为θmax；避免下降过程中与地表突起发生碰撞的滑翔角φ约束 其中着陆点固连坐标系竖直方向单位矢量e3＝[0,0,1]T，最大滑翔角为φmax；将燃耗与着陆误差设为优化性能指标，从而行星精确着陆问题转化成为滚动时域上的离散优化问题 s.t.xt+1＝Adxt+Bdut+Cdg2 umin≤||u||≤umax4||v||≤vmax5 其中，N为滚动时域长度，P,Q,R分别为末端状态、中间状态及控制向量的权重矩阵，k为第k个滚动时域；通过求解有限时间内的约束优化问题，保留得到的最优控制序列中第一步的值作为当前时间段的控制量，用动力学递推公式2计算下一时刻的状态xt+1并作为下一步的初始状态再次进行离散优化问题求解，如此循环，直到探测器到达末端状态，即实现在线生成行星精确着陆制导律和最优轨迹；步骤二具体实现方法为，考虑下降过程中外界扰动对探测器的影响，对动力学模型2进行进一步的转化；令x1＝r,x2＝v，带外界扰动的系统表示为 其中ft为外界扰动；为了更好的估计实际外界扰动ft大小，将其记为系统的扩张状态变量 其中wt为外界扰动变化率；扩张的状态为xt＝[x1tT,x2tT,x3tT]T，扩张后的系统表示为 系统矩阵AE和输出矩阵CE分别为 系统的能观性矩阵满秩，即 故系统能观，构造的扩张状态观测器为 其中，e为扩张状态观测器输出z1与实际系统输出y的差值，z1,z2,z3分别为扩张状态观测器的三个状态分量，β01,β02,β03为扩张状态观测器参数，系统中控制变量u由步骤一生成；为了避免实际数值仿真中出现震颤现象，采用以下连续幂函数替代式13中的fe与fe1 其中α,δ为连续幂函数参数；选择合适的β01,β02,β03，即能实现对所有状态变量的准确估计 因此，系统状态与所受到的扰动大小都能够通过系统的实时输入输出信息来进行估计；得到扰动估计量后，通过在步骤一中求解最优问题得到的最优控制量ut中加入估计值z3t以实现扰动的实时补偿与抑制，降低外界扰动对系统的影响，提高着陆任务的安全性，抗扰制导律为umt＝ut-z3t16。

全文数据：一种行星精确着陆抗扰制导方法技术领域[0001]本发明涉及一种行星精确着陆制导方法，尤其涉及一种行星精确着陆抗扰制导方法，属于深空探测技术领域。背景技术[0002]为了在行星探测任务中获取更高的科学回报，未来深空任务要求探测器抵达比以往更为复杂的地形表面，这对着陆精度提出了很高的要求。然而，在下降过程中存在的环境扰动等不确定因素可能导致探测器偏离标称轨迹，产生不可预测的严重后果，从而危及到整个着陆任务的安全性。为了消除这些不利因素的影响，需要在任务设计过程中将外界扰动纳入考虑，在线生成相应制导指令引导探测器在不违背工程约束的前提下着陆在指定的安全着陆点。目前，受制于星载计算机的计算和存储能力，能够在线进行实时计算的轨迹优化算法十分有限，对约束形式要求也十分严格，导致在线生成的轨迹难以保证最优性，且在外界环境变化时，系统无法及时做出调整，影响正常下降过程。为了满足实时轨迹生成及抗扰需求，需要设计一种考虑外界扰动的在线制导方法，在行星着陆过程中随时估计作用于系统的外界扰动并在输出控制量中对干扰做出补偿，从而保证探测器安全精确的着陆在预定着陆点，提尚任务的成功率。发明内容[0003]本发明目的为提供一种行星精确着陆抗扰制导方法，具有如下两个优点：（1能够降低行星精确着陆轨迹优化问题的计算量与求解难度，实现最优轨迹的在线生成；（2考虑下降过程中的外界扰动，采用扩张状态观测器对扰动进行实时估计并修正控制量，降低外界扰动对系统的影响，提高着陆任务的安全性。[0004]所述的外界扰动为控制指令外作用于开环系统的所有有界扰动，例如环境变化、天体摄动等未知扰动。[0005]本发明的目的是通过下述技术方案实现的。[0006]本发明公开的一种行星精确着陆抗扰制导方法，通过在行星下降过程中引入能够直接处理非线性及非凸约束的非线性模型预测控制方法，仅在有限维的滚动时域上计算行星精确着陆轨迹优化问题，降低计算量与求解难度，实现行星精确着陆制导律和最优轨迹的在线生成；同时，考虑下降过程中的外界扰动，采用扩张状态观测器对外界扰动进行实时估计并修正控制量，实现扰动补偿与抑制，提高着陆任务的安全性。[0007]本发明公开的一种行星精确着陆抗扰制导方法，包括如下步骤：[0008]步骤一、在线生成行星精确着陆制导律和最优轨迹。[0009]将行星着陆动力学方程离散成线性控制系统，考虑探测器在着陆过程中受到的工程约束，并将燃耗与着陆误差设为优化性能指标，根据非线性模型预测控制方法形成并求解滚动时域上的最优轨迹优化问题，在线生成行星精确着陆制导律和最优轨迹。[0010]步骤一的具体实现方法为：[0011]将行星着陆动力学方程进行离散[0012]1[0013]其中，rt为探测器位置，vt为探测器速度，u⑴为控制量，g为行星引力加速度，△t为时间间隔。令系统状态X⑴=[r⑴τ，ν⑴τ]τ，离散后的模型转化为[0014]Xt+1=Adx⑴+BdUt+Cdg2[0015]其中，[0016][0017]探测器在下降过程中受到的工程约束包括：[0018]初始时刻to及末端时刻tf状态约束[0019]3[0020]控制量U和速度V幅值约束[0021]Umin^IIUII^Umax⑷[0022]MI^Vmax5[0023]保证着陆点始终可见的视线角Θ约束[0024]6[0025]其中探测器位置r=[x，y，z]T，相机视线方向单位矢量九=比，，〗,泊％最大视线角为0max。避免下降过程中与地表突起发生碰撞的滑翔角Φ约束[0026]7[0027]其中着陆点固连坐标系竖直方向单位矢量e3=[0,0，l]T，最大滑翔角为Φ·。将燃耗与着陆误差设为优化性能指标，从而行星精确着陆问题转化成为滚动时域上的离散优化问题[0028][0029][0030][0031][0032][0033][0034][0035]其中，N为滚动时域长度，P，Q，R分别为末端状态、中间状态及控制向量的权重矩阵，k为第k个滚动时域。[0036]通过求解有限时间内的约束优化问题，保留得到的最优控制序列中第一步的值作为当前时间段的控制量，用动力学递推公式2计算下一时刻的状态Xt+Ι并作为下一步的初始状态再次进行离散优化问题求解，如此循环，直到探测器到达末端状态，即实现在线生成行星精确着陆制导律和最优轨迹。[0037]步骤二、估计与补偿外界扰动，降低外界扰动对系统的影响，提高着陆任务的安全性。[0038]根据步骤一得到的行星精确着陆在线制导律，考虑下降过程中的外界扰动，引入扩张状态观测器，通过对所述的外界扰动的实时估计，调整控制量大小，实现扰动补偿与抑制，提尚着陆任务的安全性。[0039]步骤二具体实现方法为：[0040]考虑下降过程中外界扰动对探测器的影响，对动力学模型2进行进一步的转化。令ή=r，X2=V，带外界扰动的系统表示为[0041]9[0042]其中ft为外界扰动。为了更好的估计实际外界扰动ft大小，将其记为系统的扩张状态变量[0043]1〇[0044]其中w⑴为外界扰动变化率。扩张的状态为X⑴=[X1⑴T，X2⑴T，X3⑴τ]τ，扩张后的系统表示为[0045]11[0046]系统矩阵Ae和输出Ce矩阵分别为[0047][0048]系统的能观性矩阵满秩，BP[0049]12[0050]故系统能观，构造的扩张状态观测器为[0051]13[0052]其中，e为扩张状态观测器输出Zi与实际系统输出y的差值，Zi,Z2，Z3分别为扩张状态观测器的三个状态分量，βη，β2，β3为扩张状态观测器参数，系统中控制变量u由步骤一生成。为了避免实际数值仿真中出现震颤现象，采用以下连续幂函数替代式（13中的fe与fei[0053]14[0054]其中α，δ为连续幂函数参数。选择合适的杉的^^杉⑵^卩能实现对所有状态变量的准确估计[0055]训-伙叫=⑴Λ15[0056]因此，系统状态与所受到的扰动大小都能够通过系统的实时输入输出信息来进行估计。得到扰动估计量后，通过在步骤一中求解最优问题得到的最优控制量ut中加入估计值Z3⑴以实现扰动的实时补偿与抑制，降低外界扰动对系统的影响，提高着陆任务的安全性，抗扰制导律为[0057]Um⑴=Ut-Z3⑴16[0058]有益效果：[0059]1、本发明公开的一种行星精确着陆抗扰制导方法，通过在行星下降过程中引入能够直接处理非线性及非凸约束的非线性模型预测控制方法，仅在有限维的滚动时域上计算行星精确着陆轨迹优化问题，降低计算量与求解难度，实现行星精确着陆制导律和最优轨迹的在线生成。[0060]2、本发明公开的一种行星精确着陆抗扰制导方法，根据得到的行星精确着陆在线制导律，考虑下降过程中的外界扰动，引入扩张状态观测器，通过对所述外界扰动的实时估计，调整控制量大小，实现扰动补偿与抑制，提高着陆任务的安全性。附图说明[0061]图1为本发明公开的一种行星精确着陆抗扰制导方法流程图；[0062]图2为无扰动时最优轨迹及其在三个平面上的投影；[0063]图3为无扰动时三轴位置、速度及加速度变化；[0064]图4为扩张状态观测器估计结果，其中（a为位置矢量估计结果，（b为速度矢量估计结果，（c为外界扰动估计结果；[0065]图5为标称最优控制与考虑干扰修正后的控制变化曲线对比；[0066]图6为不补偿扰动时三轴位置累积误差变化曲线。具体实施方式[0067]为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。[0068]实施例1:[0069]为了验证方法的可行性，针对火星着陆动力下降段，采用着陆点固连坐标系，探测器动力下降段的初始位置ro为[-400，700，520]Tm，初始速度Vo为[19·34，-9·15，-29·16]Tms，末端位置rf为[0，0，0]Tm，末端速度Vf为[0，0，0]Tms，火星重力加速度g为[0，0，-3·7114]Tms2，负号表示方向竖直向下，最大控制量幅值UmaAl5ms2，最小控制量幅值Umin为_15mS2，最大速度幅值V腹为60ms，滑翔角约束Φ腹为72°，视线角约束凡=hϊΛΟ,-#2f且ΘΜΜ为50°，着陆时间tf为30s，采样间隔At为ls，滚动时域长度N为10，。[0070]本实施例公开的一种行星精确着陆抗扰制导方法，包括如下步骤：[0071]步骤一、在线生成行星精确着陆制导律和最优轨迹。[0072]将行星着陆动力学方程进行离散[0073]17[0074]其中，rt为探测器位置，vt为探测器速度，u⑴为控制量，g为行星引力加速度，△t为时间间隔。令系统状态X⑴=[r⑴τ，ν⑴τ]τ，离散后的模型转化为[0075]Xt+1=Adxt+BdUt+Cdg18[0076]其中，[0077][0078]探测器在下降过程中受到的工程约束包括：[0079]初始时刻to及末端时刻tf状态约束[0080]19[0081]控制量U和速度V幅值约束[0082]-15ms2彡I|u|I彡15ms220[0083]IVII^；60ms21[0084]保证着陆点始终可见的视线角Θ约束[0085]22[0086]其中探测器位置r=[x，y，z]T，相机视线方向单位矢量λ=[ϋ,Πτ，最大视线角为0max。避免下降过程中与地表突起发生碰撞的滑翔角Φ约束[0087]23[0088]其中着陆点固连坐标系竖直方向单位矢量e3=[0,0，l]T，最大滑翔角为Φ·。将燃耗与着陆误差设为优化性能指标，从而行星精确着陆问题转化成为滚动时域上的离散优化问题[0089][0090][0091][0092][0093][0094][0095][0096][0097]其中，N为滚动时域长度，P，Q，R分别为末端状态、中间状态及控制向量的权重矩阵，k为第k个滚动时域。[0098]通过采用内点法的IPOPT工具包对有限时间内的燃耗最优问题进行快速求解，保留得到的最优控制序列中第一步的值作为当前时间段的控制量，用动力学递推公式（18计算下一时刻的状态Xt+Ι并作为下一步的初始状态再次进行离散优化问题求解，如此循环，直到探测器到达末端状态，在线生成行星精确着陆制导律和最优轨迹，得到无扰动情况下的最优着陆轨迹如图2所示，其中粗实线表示燃耗最优轨迹，三条虚线分别为该轨迹在1y，y-Z，x-Z三个平面上的投影，图3分别给出了、横向、纵向及竖直方向三轴的位置、速度与加速度变化曲线。[0099]步骤二、估计与补偿外界扰动，降低外界扰动对系统的影响，提高着陆任务的安全性。[0100]考虑下降过程中外界扰动对探测器的影响，对动力学模型（18进行进一步的转化。令ή=r，X2=V，带外界扰动的系统表示为[0101]2^[0102]其中ft为外界扰动，本实施例中采用以下形式的扰动模型[0103]26[0104]其中ai=a2=a3=3〇〇,CO1=c〇2=ω3=0·5。为了更好的估计实际外界扰动f⑴大小，将其记为系统的扩张状态变量[0105]27[0106]其中w⑴为外界扰动变化率。扩张的状态为X⑴=[X1⑴τ，χ2⑴T，X3⑴τ]τ，扩张后的系统表示为[0107]28[0108]系统矩阵Ae和输出Ce矩阵分别为[0109][0110]系统的能观性矩阵满秩，BP[0111]29[0112]故系统能观，构造的扩张状态观测器为[0113]30[0114]其中，e为扩张状态观测器输出ZI与实际系统输出y的差值，Ζ1,Ζ2，Ζ3分别为扩张状态观测器的三个状态分量，βη，β2，β3为扩张状态观测器参数，系统中控制变量u由步骤一生成。此处令扩张状态观测器的初始值与下降段初始值相等以减小超调带来的影响，即Z1⑶=r〇，Z2⑶=VQ，Z30=0。为了避免实际数值仿真中出现震颤现象，采用以下连续幂函数替代式30中的fe与fei[0115]31[0116]其中α，δ为连续幂函数参数。令观测步长h=0.01，参数β〇ι=100，β〇2=300，β〇3=1000，即能实现对所有状态变量的准确估计[0117]-32[0118]对位置、速度以及扰动的实时观测估计如图4a-c所示，图中的Xij与zij中，i=1，2,3分别表示探测器位置、探测器速度、外界扰动，j=l，2,3分别表示横向、纵向、竖向。能够看到，在三个方向上状态观测器均能较好的跟踪扩张的三个状态量，实现对探测器实时位置、速度及所受扰动的实时估计。[0119]因此，系统状态与所受到的扰动大小都能够通过系统的实时输入输出信息来进行估计。得到扰动估计量后，通过在步骤一中求解最优问题得到的最优控制量ut中加入估计值Z3⑴以实现扰动的实时补偿与抑制，降低外界扰动对系统的影响，提高着陆任务的安全性，抗扰制导律为[0120]Um⑴=Ut-Z3⑴33[0121]图5比较了标称最优控制ut与在此基础上对干扰进行修正的控制量umt间的差别，其中实线表示标称最优控制ut变化，虚线表示考虑干扰修正后的控制umt变化。对标称最优控制u⑴与修正后的控制量umt之差进行积分，得到不抗扰时制导律在三轴上产生的位置累积误差，如图6所示。由于本实施例中采用的是余弦函数形式的扰动，因此位置累积误差的变化在下降过程中能够在一定程度上进行相互抵消，最终抗扰制导律使得探测器着陆在目标着陆点，不抗扰的最优制导律则使探测器着陆在目标着陆点附近，着陆误差为14.74m。采用不同形式的扰动进行仿真，产生的累积误差变化情况也将不同，如采用线性变化形式的扰动，累积误差将呈现单调递增。由此可以看出，在下降过程中实时估计与补偿外界扰动对于行星精确着陆任务的重要性。[0122]本发明保护范围不仅局限于实施例，实施例用于解释本发明，凡与本发明在相同原理和构思条件下的变更或修改均在本发明公开的保护范围之内。

权利要求：1.一种行星精确着陆抗扰制导方法，其特征在于:包括如下步骤，步骤一、在线生成行星精确着陆制导律和最优轨迹；将行星着陆动力学方程离散成线性控制系统，考虑探测器在着陆过程中受到的工程约束，并将燃耗与着陆误差设为优化性能指标，根据非线性模型预测控制方法形成并求解滚动时域上的最优轨迹优化问题，在线生成行星精确着陆制导律和最优轨迹；步骤二、估计与补偿外界扰动，降低外界扰动对系统的影响，提高着陆任务的安全性；根据步骤一得到的行星精确着陆在线制导律，考虑下降过程中的外界扰动，引入扩张状态观测器，通过对所述的外界扰动的实时估计，调整控制量大小，实现扰动补偿与抑制，提尚着陆任务的安全性。2.如权利要求1所述的一种行星精确着陆抗扰制导方法，其特征在于:步骤一的具体实现方法为，将行星着陆动力学方程进行离散其中，r⑴为探测器位置，V⑴为探测器速度，u⑴为控制量，g为行星引力加速度，Δt为时间间隔;令系统状态，离散后的模型转化为探测器在下降过程中受到的工程约束包括：初始时刻to及末端时刻tf状态约束控制量u和速度值约束保证着陆点始终可见的视线角Θ约束其中探测器位置r=[X，y，Z]τ，相机视线方向单位矢量J¾=biϋ]τ，最大视线角为0max;避免下降过程中与地表突起发生碰撞的滑翔角Φ约束其中着陆点固连坐标系竖直方向单位矢量e3=[〇,〇，l]T，最大滑翔角为Φ·;将燃耗与着陆误差设为优化性能指标，从而行星精确着陆问题转化成为滚动时域上的离散优化问题其中，N为滚动时域长度，P，Q，R分别为末端状态、中间状态及控制向量的权重矩阵，k为第k个滚动时域；通过求解有限时间内的约束优化问题，保留得到的最优控制序列中第一步的值作为当前时间段的控制量，用动力学递推公式2计算下一时刻的状态Xt+Ι并作为下一步的初始状态再次进行离散优化问题求解，如此循环，直到探测器到达末端状态，即实现在线生成行星精确着陆制导律和最优轨迹。3.如权利要求2所述的一种行星精确着陆抗扰制导方法，其特征在于:步骤二具体实现方法为，考虑下降过程中外界扰动对探测器的影响，对动力学模型（2进行进一步的转化;令^=r，X2=v，带外界扰动的系统表示为其中ft为外界扰动；为了更好的估计实际外界扰动ft大小，将其记为系统的扩张状态变量其中W⑴为外界扰动变化率;扩张的状态为X⑴=[X1⑴T，X2⑴T，X3⑴τ]τ，扩张后的系统表示为系统矩阵Ae和输出Ce矩阵分别为系统的能观性矩阵满秩，BP故系统能观，构造的扩张状态观测器为其中，e为扩张状态观测器输出Zi与实际系统输出y的差值，Zi,Z2，Z3分别为扩张状态观测器的三个状态分量，βη，β2，β3为扩张状态观测器参数，系统中控制变量u由步骤一生成；为了避免实际数值仿真中出现震颤现象，采用以下连续幂函数替代式13中的fe与fei其中为连续幂函数参数;选择合适的说^仏^说^即能实现对所有状态变量的准确估计因此，系统状态与所受到的扰动大小都能够通过系统的实时输入输出信息来进行估计;得到扰动估计量后，通过在步骤一中求解最优问题得到的最优控制量ut中加入估计值Z3t以实现扰动的实时补偿与抑制，降低外界扰动对系统的影响，提高着陆任务的安全性，抗扰制导律为。4.一种行星精确着陆抗扰制导方法，其特征在于:通过在行星下降过程中引入能够直接处理非线性及非凸约束的非线性模型预测控制方法，仅在有限维的滚动时域上计算行星精确着陆轨迹优化问题，降低计算量与求解难度，实现行星精确着陆制导律和最优轨迹的在线生成；同时，考虑下降过程中的外界扰动，采用扩张状态观测器对外界扰动进行实时估计并修正控制量，实现扰动补偿与抑制，提高着陆任务的安全性。

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