專利名稱：深空探測器軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種對深空探測器的控制方法，特別是一種深空控測器在軟著陸過程中可以自主對障礙進行規(guī)避的控制方法。
背景技術(shù)：
隨著行星際探測任務的日益增多，探測器在星球表面的安全軟著陸已經(jīng)成為未來深空科學探測的重要任務和課題。為了對有科學價值的區(qū)域進行研究和取樣，希望探測器能夠在危險區(qū)域(巖石、彈坑和陡坡)安全著陸。當前行星探測活動軟著陸的成功率、生存率還是比較低的，40多年來，前蘇聯(lián)、美國、日本和歐洲共實施了30幾次火星探測活動，其中約2/3以失敗告終。在深空探測任務中，由于目標天體和地面基站之間存在著較長的通訊延遲，加之著陸天體的過程持續(xù)時間相對較短，采用傳統(tǒng)的基于深空網(wǎng)的導航制導控制模式無法滿足障礙規(guī)避實時性的要求。為了安全、準確地降落到目標星體表面，未來探測器必須具有自主的障礙檢測與規(guī)避的能力。探測器軟著陸自主障礙規(guī)避是在獲取著陸區(qū)地形信息前提下，規(guī)劃滿足探測器機動性能的探測器運動軌跡、平動速度與轉(zhuǎn)動速度，即完成探測器的導航任務，從而將命令送給探測器姿態(tài)、軌道控制系統(tǒng)進行機動控制。探測器軟著陸自主障礙規(guī)避包括探測器運動軌跡規(guī)劃、探測器障礙規(guī)避控制等部分。到目前為止，具有障礙規(guī)避能力的探測器只有美國的阿波羅系列月球探測器，該系列探測器由于是載人，宇航員可以直接參與障礙規(guī)避工作，從而大大降低了對探測器自主能力的要求。因此，目前還沒有一個真正意義上完成軟著陸自主障礙規(guī)避的探測器。由于探測器軟著陸自主障礙規(guī)避能力是深空探測器生存能力的瓶頸，因此深空探測器軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法是當前各國航天科研部門重點發(fā)展的研究方向之一。
在已發(fā)展的深空探測器軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法中，在先技術(shù)[1](參見Andrew Johnson，Allan Klumpp，James Collier and Aron Wolf etal.，LIDAR-ba sed Hazard Avoidance for Safe Landing on Mars.Appearingas AAS 01-120 in the AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting，SantaBarbara，CA，F(xiàn)ebruary 2001)，美國NASA下屬JPL實驗室與加利福尼亞技術(shù)研究中心聯(lián)合開發(fā)的一套基于激光掃描雷達進行障礙檢測、規(guī)避算法。該套算法提出的障礙規(guī)避控制方法是根據(jù)障礙信息事先規(guī)劃出著陸點，利用導航系統(tǒng)給出的探測器當前位置與速度信息規(guī)劃一條規(guī)避軌跡，該軌跡通過位置四次多項式的形式完成兩點邊值問題。在下降過程中，產(chǎn)生控制力使探測器沿該軌跡下降到目標星表面。這種控制方法由于利用了多項式的形式而有解析表達式，因此其具有算法簡單、計算時間少等特點，但是由于該控制方法是基于開環(huán)控制理論，需要過多的外部精確信息，但是其需要的許多信息并不能精確得到，這導致了該控制方法控制精度的不確定性。
在先技術(shù)[2](參見Edward C.Wong，Gurkirpal Singh and James P.Masciarelli et al.，Autonomous Guidance and Control Design for HazardAvoidance and safe Landing on Mars.Appearing as 2002-4619 in theAIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit)，美國NASA下屬JPL實驗室與約翰遜空間中心聯(lián)合開發(fā)的一套探測器著陸過程中的障礙規(guī)避控制算法。該套算法中所利用的障礙規(guī)避控制方法仍然是采用事先選擇出著陸點，利用導航系統(tǒng)給出的探測器當前位置與速度信息規(guī)劃規(guī)避軌跡，該軌跡也是通過多項式的形式完成兩點邊值問題。該控制方法是采用位置三次多項式的形式，并與在先技術(shù)[1]事先規(guī)劃一條軌跡不同的是該算法每隔一段時間便利用導航信息進行軌跡規(guī)劃，在規(guī)劃間隔的時間內(nèi)控制探測器沿上一條規(guī)劃軌跡下降。該算法在保留了算法簡單、計算時間少等特點外，還具有一定的魯棒性，但是該算法在規(guī)劃下降軌跡時僅利用了著陸點信息，并未考慮著陸區(qū)域內(nèi)障礙的大小、類型等信息，這樣的規(guī)避軌跡并不能完全保證探測器在規(guī)避的過程中不與其它障礙發(fā)生碰撞。

發(fā)明內(nèi)容
針對現(xiàn)有深空探測器存在控制精度不高、可靠性差的問題，本發(fā)明提供一種控制精度和可靠性都較高且算法簡單、計算量小的深空探測器軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法，該控制方法應用于深空探測器軟著陸末端，利用地形信息以及探測器位置、速度信息，探測器基于該控制方法利用控制信號驅(qū)動執(zhí)行機構(gòu)即噴嘴產(chǎn)生控制力，使探測器平穩(wěn)安全地下降到目標星體表面。
一種深空探測器軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法，探測器通過自帶的導航傳感器測得探測器當前的位置r、速度 信息，通過自帶的障礙檢測裝置測得障礙的位置xi，yi，障礙的大小zi信息，探測器的控制器根據(jù)測得的上述信息利用下述公式進行計算，得到探測器噴嘴三個方向上控制力px、py、pz的大小，探測器受px、py、pz控制力的作用，即可保證其沿安全的下降軌跡著陸到目標星體表面；所述公式為Px=-Uxm+2(ωe×δrδt)xm+(ωe×(ωe×r))xm-kxx·/2+Σi=1nk1|zi|e((x-xi)2+(y-yi)2σ2)(x-xi)σ2-p1(x-xi)]]>Py=-Uym+2(ωe×δrδt)ym+(ωe×(ωe×r))ym-kyy·/2+Σi=1nk1|zi|e((x-xi)2+(y-yi)2σ2)(y-yi)σ2-p2(y-yi)]]>Pz=-Uzm+2(ωe×δrδt)zm+(ωe×(ωe×r))zm-kzz·/2-p3(z-zi)]]>其中U為天體引力加速度；m為探測器質(zhì)量；ωe為動坐標系旋轉(zhuǎn)角速度，r為探測器質(zhì)心在慣性坐標系中的矢徑；kx，ky，kz是正數(shù)，它由李亞普諾夫函數(shù)值期望下降速度決定；K1是正數(shù)，它是危險地形勢函數(shù)相對于能量函數(shù)的權(quán)重；σ是正數(shù)，它的數(shù)值決定于危險地形勢的形狀；p1，p2，p3是正數(shù)，它是位置項相對于速度項的權(quán)重。
本發(fā)明的技術(shù)效果為了驗證本發(fā)明的技術(shù)效果，下面對利用所述深空探測器軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法的控制性能進行仿真測試，仿真測試參數(shù)如表1所示。
仿真測試的目標著陸區(qū)地形如圖1所示，圖2、圖3分別給出了李亞普諾夫函數(shù)中能量函數(shù)值曲面與危險勢函數(shù)值曲面，圖4給出了李亞普諾夫函數(shù)值曲面，圖5、圖6給出了探測器軟著陸自主障礙規(guī)避速度、位置曲線，圖7為規(guī)避軌跡在李亞普諾夫函數(shù)高程圖中的表示。
從圖7中可以看出，在仿真測試中探測器沿李亞普諾夫函數(shù)值下降的方向到達了局部極小點。由圖5可見，到達安全著陸點時，探測器速度接近零值。由以上分析，本發(fā)明給出的軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法可以很好的完成探測器在危險地形中的障礙規(guī)避任務。同時，本發(fā)明所述深空探測器軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法，其李亞普諾夫函數(shù)即代表了障礙在該點所產(chǎn)生的危險勢，也代表了探測器移動所需的能量。由于所述方法是基于李亞普諾夫第二法第一定律來求取控制律的，因此該方法是局部漸進穩(wěn)定的，同時該方法具有事先不求取著陸點的優(yōu)點，而是由控制規(guī)律自主地驅(qū)動探測器到達局部最安全點，同時速度達到零。該控制方法由于采用了指數(shù)函數(shù)形式，其微分有解析形式，使得該控制方法具有算法簡單、計算量小、控制精度高、可靠性高的優(yōu)點。
表1 仿真測試條件



圖1是仿真測試的目標著陸區(qū)地形示意圖，圖2是李亞普諾夫函數(shù)能量中函數(shù)值曲面示意圖，圖3是李亞普諾夫函數(shù)中危險勢函數(shù)值曲面示意圖，圖4是李亞普諾夫函數(shù)值曲面示意圖，圖5是探測器軟著陸自主障礙規(guī)避速度曲線示意圖，圖6是探測器軟著陸自主障礙規(guī)避位置曲線示意圖，圖7是規(guī)避軌跡在李亞普諾夫函數(shù)高程圖中的表示示意圖。
具體實施例方式
具體實施方式
一本實施方式是一種深空探測器軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法。在深空探測器自主軟著陸末端，基于障礙的位置、障礙的大小信息，利用該控制方法可以在危險著陸區(qū)域內(nèi)，通過調(diào)節(jié)探測器噴嘴控制力大小來完成軟著陸自主障礙規(guī)避，從而使探測器安全的降落在目標星體表面。從技術(shù)角度來看，該方法屬于基于李亞普諾夫穩(wěn)定控制理論的一種非線性控制方法。
本實施方式利用了李亞普諾夫穩(wěn)定控制理論來進行障礙規(guī)避控制，其李亞普諾夫函數(shù)即代表了障礙在該點所產(chǎn)生的危險勢，又代表了探測器移動所需的能量，同時其又是探測器位置、速度的函數(shù)，由李亞普諾夫第二法第一定律可以保證探測器到達著陸點時，其著陸速度也達到零值。
具體控制方法是，探測器通過自帶的導航傳感器測得探測器當前的位置r、速度 信息，通過自帶的障礙檢測裝置測得障礙的位置xi，yi，障礙的大小zi信息，探測器的控制器根據(jù)測得的上述信息利用下述公式進行計算，得到探測器噴嘴三個方向上控制力px、py、pz的大小，探測器受px、py、pz控制力的作用，即可保證其沿安全的下降軌跡著陸到目標星體表面；所述公式為Px=-Uxm+2(ωe×δrδt)xm+(ωe×(ωe×r))xm-kxx·/2+Σi=1nk1|zi|e((x-xi)2+(y-yi)2σ2)(x-xi)σ2-p1(x-xi)]]>Py=-Uym+2(ωe×δrδt)ym+(ωe×(ωe×r))ym-kyy·/2+Σi=1nk1|zi|e((x-xi)2+(y-yi)2σ2)(y-yi)σ2-p2(y-yi)]]>Pz=-Uzm+2(ωe×δrδt)zm+(ωe×(ωe×r))zm-kzz·/2-p3(z-zi)]]>其中U為天體引力加速度；m為探測器質(zhì)量；ωe為動坐標系旋轉(zhuǎn)角速度，r為探測器質(zhì)心在慣性坐標系中的矢徑；kx，ky，kz是正數(shù)，它由李亞普諾夫函數(shù)值期望下降速度決定；K1是正數(shù)，它是危險地形勢函數(shù)相對于能量函數(shù)的權(quán)重；σ是正數(shù)，它的數(shù)值決定于危險地形勢的形狀；p1，p2，p3是正數(shù)，它是位置項相對于速度項的權(quán)重。所述kx，ky，kz，K1，σ，p1，p2，p3的具體數(shù)值根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)可以確定。
本發(fā)明的基本原理如下李亞普諾夫第二法第一定律設系統(tǒng)的狀態(tài)方程為
X·=f(X)]]>其中f(0，t)＝0。如果存在具有連續(xù)一階偏導數(shù)的標量函數(shù)即李亞普諾夫函數(shù)V(X，t)，并且滿足條件1、V(X，t)為正定2、 (X，t)為負定則在狀態(tài)空間原點處的平衡狀態(tài)是一致漸進穩(wěn)定的。
選取正定的李雅普諾夫函數(shù)，可以用其來表示當前狀態(tài)下的危險程度，以及距離著陸點的位置關(guān)系或代表能量等。這樣令它的導數(shù)為負，求取控制律，可以保證探測器的狀態(tài)達到期望的位置。
在對目標星體軟著陸過程中，探測器的動力學方程為mδ2rδt2=P+mU-2mωe×δrδt-mωe×(ωe×r)]]>其中m為深空探測器質(zhì)量；r為探測器質(zhì)心在慣性坐標系中的矢徑；P為作用在探測器上的控制推力矢量；U為天體引力加速度；ωe為動坐標系旋轉(zhuǎn)角速度。
利用探測器的動力學方程可以求出系統(tǒng)狀態(tài)方程為r·=v]]>v·=P/m+U-2ωe×δrδt-ωe×(ωe×r)---(1)]]>該控制方法利用探測器攜帶的導航傳感器給出的探測器當前的位置、速度信息，基于星載的障礙檢測裝置給出的著陸區(qū)域內(nèi)，障礙的位置、障礙的大小信息，控制探測器的噴嘴控制力的大小來驅(qū)動探測器沿一條安全的下降軌跡著陸到目標星體表面。
在應用中對X軸、Y軸與Z軸方向上，利用李雅普諾夫函數(shù)法求取控制律。該發(fā)明利用的李雅普諾夫函數(shù)由兩部分組成1、能量函數(shù)、2、危險地形勢函數(shù)。以下是李雅普諾夫函數(shù)的具體表現(xiàn)1、能量函數(shù)ΦP(x,y,z,x·,y·,z·)=x-x0y-y0z-z0x·y·z·p1000000p2000000p3000000100000010000001x-x0y-y0z-z0x·y·z·]]>其中，x，y，z代表了探測器當前在X軸、Y軸與Z軸方向上的位置，x0，y0，z0代表在進行障礙規(guī)避開始時刻，探測器在X軸、Y軸與Z軸方向上的位置， 代表了探測器在X軸、Y軸與Z軸方向上的速度，以上信息均由星載導航傳感器提供，p1，p2，p3是正的系數(shù)。該函數(shù)代表當前位置與初始位置之間的距離，代表了能量的消耗，該函數(shù)越大代表消耗的能量越多，反之越少。
2、危險地形勢函數(shù)為ΦS(x,y)=Σi=1nk1|zi|e((x-xi)2+(y-yi)2σ2)]]>其中，x，y代表了探測器當前在X軸與Y軸方向上的位置，xi，yi代表了障礙的位置，zi代表了障礙的高度或深度，以上信息均由星載障礙檢測裝置提供，k1，σ是正數(shù)，i是障礙的號碼。該函數(shù)代表了著陸區(qū)附近的危險地勢，該函數(shù)越大代表地勢越危險，反之越安全。
則選取的李雅普諾夫函數(shù)為Φ＝ΦP+ΦS由ΦP和ΦS可知Φ＞0由李亞普諾夫第二定理知道當Φ·<0]]>時，則系統(tǒng)將收斂于平衡點。
故令Φ·=-kxx·2-kyy·2-kzz·2]]>其中kx，ky，kz是正數(shù)。結(jié)合系統(tǒng)狀態(tài)方程(1)可以求取控制力P。
利用上面的推導可以得到控制力P的表達式為Px=-Uxm+2(ωe×δrδt)xm+(ωe×(ωe×r))xm-kxx·/2+Σi=1nk1|zi|e((x-xi)2+(y-yi)2σ2)(x-xi)σ2-p1(x-xi)]]>Py=-Uym+2(ωe×δrδt)ym+(ωe×(ωe×r))ym-kyy·/2+Σi=1nk1|zi|e((x-xi)2+(y-yi)2σ2)(y-yi)σ2-p2(y-yi)---(2)]]>Pz=-Uzm+2(ωe×δrδt)zm+(ωe×(ωe×r))zm-kzz·/2-p3(z-zi)]]>
x，y，z代表了探測器當前在X軸、Y軸與Z軸方向上的位置， 代表了探測器在X軸、Y軸與Z軸方向上的速度，xi，yi代表了障礙的位置，zi代表了障礙的高度或深度，將這些信息帶入式(2)中即可得到控制力P的大小。
權(quán)利要求
1.一種深空探測器軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法，其特征在于探測器通過自帶的導航傳感器測得探測器當前的位置r、速度 信息，通過自帶的障礙檢測裝置測得障礙的位置xi，yi，障礙的大小zi信息，探測器的控制器根據(jù)測得的上述信息利用下述公式進行計算，得到探測器噴嘴三個方向上控制力px、py、pz的大小，探測器受px、py、pz控制力的作用，即可保證其沿安全的下降軌跡著陸到目標星體表面；所述公式為Px=-Uxm+2(ωe×δrδt)xm+(ωe×(ωe×r))xm-kxx·/2+Σi=1nk1|zi|e((x-xi)2+(y-yi)2σ2)(x-xi)σ2-p1(x-xi)]]>Py=-Uym+2(ωe×δrδt)ym+(ωe×(ωe×r))ym-kyy·/2+Σi=1nk1|zi|e((x-xi)2+(y-yi)2σ2)(yy-yi)σ2-p2(y-yi)]]>Pz=-Uzm+2(ωe×δrδt)zm+(ωe×(ωe×r))zm-kzz·/2-p3(z-zi)]]>其中U為天體引力加速度；m為探測器質(zhì)量；ωe為動坐標系旋轉(zhuǎn)角速度，r為探測器質(zhì)心在慣性坐標系中的矢徑；kx，ky，kz是正數(shù)，它由李亞普諾夫函數(shù)值期望下降速度決定；K1是正數(shù)，它是危險地形勢函數(shù)相對于能量函數(shù)的權(quán)重；σ是正數(shù)，它的數(shù)值決定于危險地形勢的形狀；p1，p2，p3是正數(shù)，它是位置項相對于速度項的權(quán)重。
全文摘要
深空探測器軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法，涉及一種對深空探測器的控制方法。針對現(xiàn)有深空探測器存在控制精度不高、可靠性差的問題，本發(fā)明提供一種深空探測器軟著陸自主障礙規(guī)避控制方法，探測器通過自帶的導航傳感器測得探測器當前的位置r、速度,,信息，通過自帶的障礙檢測裝置測得障礙的位置x
文檔編號G05D1/00GK1851597SQ200610010048
公開日2006年10月25日 申請日期2006年5月17日 優(yōu)先權(quán)日2006年5月17日
發(fā)明者崔平遠, 崔祜濤, 張澤旭, 徐敏強, 徐瑞, 朱圣英 申請人:哈爾濱工業(yè)大學