一种基于允许控制集的月面着陆全程制导时间优化方法与流程

[0001]
本发明涉及航天领域的航天器轨道转移，具体涉及一种性能最优的航天器多阶段任务规划与制导控制方法。


背景技术：

[0002]
通常的航天器轨道转移仅考虑燃料或能量最优，现有技术采用伪谱法获得了航天器轨道转的燃料最优轨道，而月面紧急救援的任务通常需要时间最优，更为复杂的多阶段轨道转移任务的性能指标更为复杂。针对多阶段任务的全局优化方法目前有启发式智能优化方法和动态规划法。其中启发式算法存在算法设计难度大、易陷入局部最优解、算法复杂度高等特点，不易于在航天领域应用。动态规划法本质上式一种搜索类算法，没有统一的形式且需较大的计算机储存空间。


技术实现要素：

[0003]
针对现有制导理论存在的问题：仅针对单一阶段，只能进行局部优化，无法获得多阶段任务全过程的最优解。本发明公开了一种面向月面紧急救援任务的，航天器轨道转移的允许控制集合构建方法，用于构建各段的允许控制集合，从而采用动态规划法确定任务全程的最优轨迹。
[0004]
本发明的技术方案是：
[0005]
一种基于允许控制集的月面着陆全程制导时间优化方法，包括以下步骤：
[0006]
s100，将任务全程分为四个阶段即初轨段、轨道转移段、任务轨道调相段、动力下降段，根据定点着陆指令发出时的救援航天器和着陆点位置，确定救援航天器轨道转移的初末状态即：航天器初始时刻的位置、速度与到达目标地点处的位置、速度；
[0007]
s200，在轨道转移段通过改变任务轨道的轨道倾角差、升交点赤经差、真近点角获得给定转移时间在多约束条件下的最小取值，将每种状态的最短时间和对应的转移状态的集合作为轨道转移段的允许控制集合；
[0008]
s300，在动力下降段通过改变救援航天器在任务轨道上开始动力下降的位置，在给定待着陆点的情况下，获得每个初始状态的最短转移时间，将其作为动力下降段的允许控制集合；
[0009]
s400，采用网络图模式将步骤s200、s300优化后得到的允许控制集合构建为允许控制数据库；
[0010]
s500，采用动态规划法对s400优化后各段的允许控制数据库进行处理，采用以全程时间最优为指标，获得全程时间最优控制结果。
[0011]
作为本发明的进一步改进，s300中，通过显式制导方法获得每个初始状态的最短转移时间。
[0012]
作为本发明的进一步改进，s400中，在构建允许控制数据库过程中缩小允许控制集合的范围。
[0013]
作为本发明的进一步改进，s500中，全程时间最优控制结果是指选择各阶段的控制使得任务全过程时间最优。
[0014]
本发明与现有技术相比具有以下技术效果：
[0015]
相较于传统的分阶段独立控制，本发明对任务的各阶段都进行了考虑，采用将各阶段纳入统一的优化体系的方法获得了任务全过程的最优时间。相比较于传统搜索方法，本发明采用的优化允许控制数据库可以占用更小的储存空间和更短的计算时间，时间复杂度降低到o(n2)。本发明采用的允许控制数据库是一种全局搜索方法可以获得全局最优解，该方法不是启发式算法不易陷入局部最优解的陷阱。
附图说明
[0016]
图1：月面紧急救援任务流程图；
[0017]
图2：轨道转移段允许控制集合；
[0018]
图3：动力下降段允许控制集合；
[0019]
图4：全程控制网络图。
具体实施方式
[0020]
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
[0021]
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述的方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
[0022]
本发明公开了一种针对多阶段月面定点软着陆任务的全程时间优化制导方法，本发明涉及的月面软着陆全程分为初轨段、轨道转移段、任务轨道段和动力下降段。
[0023]
该发明主要解决的是全程制导问题的多约束快速优化问题。由于全程制导过程的各阶段问题模型不同、各阶段之间具有耦合约束(上一个阶段为下一个阶段准备初始条件)。如何使得时间约束下的全程时间消耗最小，本发明采用了一种允许控制集合的方法建立可以实现全程制导的可行控制数据库，然后通过建立优化模型，并采用动态规划法进行求解。
[0024]
步骤一：根据定点着陆指令发出时的救援航天器和着陆点位置确定初末状态。将任务全程分为四个阶段即初轨段、轨道转移段、任务轨道调相段、动力下降段，并预先在计算机内根据每段可能的长度分配储存空间。其中轨道转移段用于航天器的变轨但其不会改变原有轨道高度，其中动力下降段用于航天器接近目标后减速并下降高度。
[0025]
步骤二：在轨道转移段构建允许控制集合。
[0026]
在轨道转移段通过改变任务轨道的轨道倾角差(δi)、升交点赤经差(δω)、真近点角(δφ)获得给定转移时间(t
f
)在多约束条件下的最小取值，将每种状态的最小t
f
和对应的转移状态的集合作为允许控制集合。
[0027]
步骤三：在动力下降段构建允许控制集合。
[0028]
在动力下降段通过改变救援航天器在任务轨道上开始动力下降的位置，在给定待
着陆点的情况下，通过显式制导方法获得每个初始状态的最短转移时间，将其作为允许控制集合。
[0029]
步骤四：全程时间最优软着陆控制方法设计。
[0030]
任务过程的第1，3段是不消耗燃料的，这两段时间是根据二体轨道力学自然确定的，所以任务全程满足无后效性。每1、2、3阶段的任意开始位置采取对应的控制方法可到达的阶段终点都是不限定的。因此，可以构建多阶段控制的优化模型，采用网络图的模式将步骤二、三得到的允许控制集合构建为允许控制数据库，在构建过程中缩小允许控制集合的范围，避免不必要的储存空间消耗。
[0031]
步骤五：采用动态规划法，在步骤四优化后各段的允许控制数据库中采用“倒向建档、顺向查档”的方法，以全程时间最优为指标，选择各阶段的控制，使得任务全过程时间最优。
[0032]
以下结合具体实施例和附图对本发明的方法进项详细说明。
[0033]
实施例
[0034]
给定数值仿真初始条件为:月球引力常数μ＝4903km3/s2，r＝1738km，救援航天器总体质量为3000kg，其在轨道转移段的燃料质量因数为μ
f1
＝0.3，发动机比冲i
sp
＝350s，初始轨道为i＝0的120km高度的圆轨道，初始位置位于月球经纬坐标系下(0
°
n,100
°
w)，假定任务轨道高度为15km，用于动力下降的释放的救援舱质量为1000kg，发动机比冲i
sp2
＝300s,燃料质量因数μ
f2
＝0.4。敏感器约束为全程速度小于3km/s，安全性约束为全程据月面高度大于0.5km，宇航员在月球经纬坐标系下(10
°
n,20
°
e)处发出救援信号。
[0035]
根据步骤一，确定任务全程的初始位置为(0
°
n,100
°
w)，待救援点的终端位置为(10
°
n,20
°
e)。
[0036]
根据步骤二，获得如图2的转移段允许控制集合；
[0037]
根据步骤三，获得如图3的动力下降段允许控制集合；
[0038]
根据步骤四，建立全程控制的网络图，并采用动态规划法求解，获得如下全程时间最优控制结果。
[0039]
该方法简单可靠、鲁棒性强、没有陷入局部最优，获得了全程时间最优解。
[0040][0041][0042]
以上披露的所有文章和参考资料，包括发明申请和出版物，出于各种目的通过援引结合于此。描述组合的术语“基本由
…
构成”应该包括所确定的元件、成分、部件或步骤以及实质上没有影响该组合的基本新颖特征的其他元件、成分、部件或步骤。使用术语“包含”或“包括”来描述这里的元件、成分、部件或步骤的组合也想到了基本由这些元件、成分、部件或步骤构成的实施方式。这里通过使用术语“可以”，旨在说明“可以”包括的所描述的任何属性都是可选的。
[0043]
多个元件、成分、部件或步骤能够由单个集成元件、成分、部件或步骤来提供。另选
地，单个集成元件、成分、部件或步骤可以被分成分离的多个元件、成分、部件或步骤。用来描述元件、成分、部件或步骤的公开“一”或“一个”并不说为了排除其他的元件、成分、部件或步骤。
[0044]
应该理解，以上描述是为了进行图示说明而不是为了进行限制。通过阅读上述描述，在所提供的示例之外的许多实施例和许多应用对本领域技术人员来说都将是显而易见的。因此，本教导的范围不应该参照上述描述来确定，而是应该参照前述权利要求以及这些权利要求所拥有的等价物的全部范围来确定。出于全面之目的，所有文章和参考包括发明申请和公告的公开都通过参考结合在本文中。在前述权利要求中省略这里公开的主题的任何方面并不是为了放弃该主体内容，也不应该认为申请人没有将该主题考虑为所公开的发明主题的一部分。

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