凸曲率着陆轨迹燃耗优化方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN113467241A(43)申请公布日2021.10.01(21)申请号202110761944.0(22)申请日2021.07.06(71)申请人北京理工大学地址100081北京市海淀区中关村南大街5号(72)发明人崔平远赵冬越朱圣英龙嘉腾梁子璇徐瑞(74)专利代理机构北京正阳理工知识产权代理事务所(普通合伙)11639代理人邬晓楠(51)Int.Cl.G05B13/04(2006.01)权利要求书4页说明书8页附图4页(54)发明名称凸曲率着陆轨迹燃耗优化方法(57)摘要本发明公开的凸曲率着陆轨迹燃耗优化方法，属于深空探测技术领域。本发明将优化问题中的指标和约束均处理为符合二阶锥规划问题的形式，使用内点法求解燃耗优化轨迹，具有优化速度快且无局部最优解的优势；将凸优化方法引入凸曲率轨迹设计中，将凸曲率轨迹特性转化为状态矢量的角度约束，通过构造含曲率相关约束的燃耗优化二阶锥规划问题，使着陆轨迹保留凸曲率轨迹在避障和观测方面既有优势的同时，有效兼顾燃料经济性；将曲率约束和轨迹实时优化方法相结合，设计参数化的曲率调节机制，根据着陆区实际地形条件，调节曲率约束序列函数中的可调参数值，在保证较高燃耗经济性的同时定量控制附着轨迹的弯曲程度，以适应不同任务条件下的各种避障需求。CN113467241ACN113467241A权利要求书1/4页1.凸曲率着陆轨迹燃耗优化方法，其特征在于：包括如下步骤，步骤一、根据给定的着陆器初始飞行状态和末端期望状态以及飞行时间信息，构造无曲率约束的着陆轨迹二阶锥规划问题，使用内点法求解标准燃耗优化轨迹，将其作为基础解；步骤二、分析基础解的轨迹曲率特征，将轨迹凸曲率约束转化为状态矢量间的角度约束，并将角度约束进一步松弛为二阶锥约束的形式，综合实际避障需求设计带参数的约束序列函数；步骤三、根据基础解特性给定约束序列函数待调参数的基准值，并将基准值下的新约束加入原二阶锥规划问题中，使用内点法得到标准凸曲率轨迹燃耗优化解；步骤四、从基准值出发，改变参数值，确定可行解存在的参数选取范围，得到弯曲程度不同的凸曲率燃耗优化轨迹族。2.如权利要求1所述的凸曲率着陆轨迹燃耗优化方法，其特征在于：还包括步骤五、针对步骤四得到的曲率燃耗优化轨迹族，根据着陆区实际地形条件，在步骤四给出的约束序列函数可调参数取值范围中，选取合适的参数值；通过上述参数值的合理选取能够在保证较高燃耗经济性的同时控制着陆轨迹的弯曲程度，以适应不同任务条件下的各种避障需求。3.如权利要求1或2所述的凸曲率着陆轨迹燃耗优化方法，其特征在于：步骤一实现方法为，着陆器在目标天体表面着陆的动力下降阶段，除了受到执行机构提供的控制力外，还受到目标天体引力作用、天体自旋带来的切向力和惯性力，以及在有大气行星表面受到的气动力；以预定着陆点为原点建立表面固连坐标系oxyz，其中x轴和y轴在当地基准水平面T内，z轴垂直于基准水平面向上；定义着陆器质心在oxyz系中的位置矢量为r＝[rxryrz]，TTTT速度矢量为v＝[vxvyvz]，总质量为m；整体状态矢量为Z＝[rvm]；三自由度动力学方程为式中，ω为行星自旋角速度矢量，g为行星表面重力加速度矢量，Fc为执行机构输出的控制力，FD、FL分别为气动阻力和升力，Isp为发动机比冲，gE为地球海平面重力加速度的模；在凸曲率着陆轨迹燃耗优化过程中，应根据着陆任务目标行星的特性忽略自转加速度项或气动力加速度项；动力下降段飞行时间为t0～tf，行星着陆轨迹的燃耗优化问题，给定初始状态Z(t0)和末端运动状态r(tf)、v(tf)，以及推力幅值约束Tmin≤||TC||≤Tmax(2)式中，Tmin为发动机最小推力幅值，Tmax为发动机能够提供的最大推力幅值；优化指标J为全过程燃料消耗，即2CN113467241A权利要求书2/4页为将上述优化问题转化为二阶锥规划形式，进行约束松弛；引入松弛变量Γ，将动力学方程(1)中质量微分方程改写为松弛变量Γ满足约束定义如下有关状态变量和控制变量的变量σ、u和p以将动力学方程线性化动力学方程改写为式中，D为控制加速度以外的环境力及各项扰动；整体状态矢量Z根据新定义的变量更新为Z＝[rTvTp]T，控制矢量为U＝[uTσ]T；将飞行时间按照h的间隔平均分为N份，时间序列为[t0t1…tN]，其中tN＝tf；变形后的动力学方程(7)经过线性化后进一步写为离散形式的状态转移矩阵Zk+1＝Ak·Zk+Bk·Ukk＝1,2,…,N(8)式中Zk+1和Zk分别为第k+1步和第k步的状态矢量，Ak和Bk分别为第k步状态转移递推的状态矩阵和控制矩阵；初末状态约束仍按t0和tN时刻状态变量的等式约束形式给出，有关推力幅值的不等式约束变