一种自适应的月球软着陆轨道快速优化控制器制造技术

本发明专利技术公开了一种自适应的月球软着陆轨道快速优化控制器，该轨道快速优化控制器由仿真模块、优化模块、执行模块组成。在仿真模块中，月球软着陆轨道被分成若干个小段，利用分段处的各个节点的推力方向角及对应的时刻拟合出轨道的推力方向角变化曲线，进而由软着陆动力学模型仿真得到整条软着陆轨道。其中各个节点的最佳推力方向角及最佳软着陆终端时刻由优化模块寻优得到。优化模块采用改进的智能算法，改进的智能优化方法控制了子群的大小，添加了扰动因子，增加了搜索的多样性，同时根据进化状态自适应变化的惯性权重提高了算法的收敛性能。本控制器能够快速寻优得到一条使燃料消耗最少的月球软着陆轨道并最终实现轨道的最优控制。

An adaptive fast optimization controller for lunar soft landing orbit

The invention discloses an adaptive lunar soft landing orbit rapid optimization controller, which is composed of a simulation module, an optimization module and an executive module. In the simulation module of lunar soft landing trajectory is divided into several sections, the thrust direction at each node segment angle and the corresponding time of fitting out the thrust direction track angle curve, a soft landing trajectory was obtained by using soft landing dynamic simulation model. The optimal thrust angle and the optimal soft landing terminal time of each node are obtained by the optimization module. The improved algorithm module intelligent optimization, intelligent optimization control subgroup size improved, adding disturbance factor, increase the diversity of the search, and according to the inertia weight adaptive evolutionary state to improve the convergence performance of the proposed algorithm. The controller can quickly search for a lunar soft landing trajectory with the least fuel consumption, and finally realize the optimal control of the orbit.

【技术实现步骤摘要】
一种自适应的月球软着陆轨道快速优化控制器
本专利技术涉及航空航天领域，具体地，涉及一种自适应的月球软着陆轨道快速优化控制器。
技术介绍
在进行无人月面勘探或载人登月任务时，都需要使着陆器实现月球表面软着陆，以保证仪器设备以及航天员的安全。在典型的月球软着陆过程中，从环月轨道下降到月球表面主要可分为2个阶段：霍曼转移段和动力下降段。其中，霍曼转移段指着陆器从环月停泊轨道通过霍曼变轨进入环月椭圆轨道，并运行至近月点；动力下降段指着陆器从近月点处开始发动机制动抵消水平速度，并最终以较小速度着陆月面。由于霍曼变轨速度增量较小，着陆器的大部分燃料都消耗在动力下降段，故有必要对动力下降段的着陆轨迹进行优化设计以减少燃料消耗。将常推力月球软着陆轨道离散化是求解月球软着陆轨道问题的一种方法，而离散点处的状态是求解的关键，可使用优化算法求解离散点的状态。但是不恰当的优化算法导致规划出非最优轨道，浪费大量的燃料。
技术实现思路
为了减少月球软着陆时消耗的燃料，本专利技术的目的在于提供一种自适应的月球软着陆轨道快速优化控制器。本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是：一种自适应的月球软着陆轨道快速优化控制器本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种自适应的月球软着陆轨道快速优化控制器，其特征在于：该轨道快速优化控制器由优化模块、仿真模块、执行模块组成；其中：仿真模块把月球软着陆轨道分割成n个小段，并将n的值输入优化模块。每个节点的时刻由式(1)得到：

【技术特征摘要】
1.一种自适应的月球软着陆轨道快速优化控制器，其特征在于：该轨道快速优化控制器由优化模块、仿真模块、执行模块组成；其中：仿真模块把月球软着陆轨道分割成n个小段，并将n的值输入优化模块。每个节点的时刻由式(1)得到：其中，tk为第k+1个节点的时刻，k＝0,1,...,n，t0为初始时间，记t0＝0。优化模块把包括初始节点和终节点在内的n+1个节点的推力方向角ψ与软着陆终端时刻tf作为待优化的参数。初始化种群规模为Ns的粒子群，随机生成维度为n+2的粒子i的初始位置xi＝(xi1,xi2,...,xi(n+2))和初始速度vi＝(vi1,vi2,...,vi(n+2))，i＝1,2,...,Ns，并将粒子的位置信息传入仿真模块。定义维度变量d，d＝1,2,...,n+2。当d＝1,2,...,n+1时，xid代表第d个节点的推力方向角，当d＝n+2时，xid代表软着陆终端时刻，xid∈[500,700]，vid∈[-200,200]。种群规模Ns＝300～600。然后按以下方法进行迭代，初始时迭代计数T＝0：(1)仿真模块中，月球软着陆过程中推力方向角表示成多项式(2)：ψ(t)＝λ0+λ1t+λ2t2+λ3t3(2)其中ψ(t)表示着陆轨道t时刻的推力方向角，λ0,λ1,λ2,λ3为系数。优化模块输入的粒子的位置代表n+1个节点的推力方向角及软着陆终端时刻，按照式(1)得到n+1个节点的对应时刻。采用函数逼近法，利用n+1个节点的推力方向角及其对应时刻，对式(2)进行拟合，可以求得多项式的系数λ0,λ1,λ2,λ3，进而得到整个着陆轨道各个时刻的推力方向角ψ(t)。(2)仿真模块存储了月球软着陆时着陆器的质心动力学方程，见式(3)：式(3)中r为着陆器的月心距离，v为着陆器的径向速度，θ为着陆器极角，ω为着陆器极角角速度，μ为月球引力常数，m为着陆器质量，F为制动发动机推力，ISP为制动发动机比冲。其中月球引力常数μ为常数，μ＝4902.75km3/s2，制动发动机推力F与制动发动机比冲ISP与实际使用的发动机有关，也为常数。着陆器初始质量m0根据实际确定。其他参数在着陆器着陆过程中发生变化。初始条件为：其中，rp和ra分别为霍曼转移段的近地点半径和远地点半径，rp＝1753km，ra＝1838km。将步骤(1)中拟合得到的推力方向角ψ(t)、式(4)的初始条件以及着陆器初始质量m0带入动力学方程(3)，所有数据单位统一，获得月球软着陆的轨道，并将获得的轨道信息输入给优化模块。(3)优化模块中，优化目标为软着陆过程消耗燃料最少，即令式(5)中指标J最大：同时，为实现软着陆，终端约束条件为：其中，R为月球半径，R＝1738km。在适应度函数中考虑约束条件，构造适应度函数fitness：fitness＝J-α[(r(tf)-R)2+v2(tf)+ω2(tf)](7)其中r(tf)、v(tf)、ω(tf)分别表示仿真模块输入的软着陆轨道终端时刻的月心距离、径向速度、极角角速度。α为罚因子，α＝10000。根据仿真模块输入的软着陆轨道，按照式(7)计算适应度函数值。适应度函数值最大的粒子为全局最优粒子，其位置为pbest＝(pbest1,pbest2,...,pbest(n+2))。(4)在优化模块中对所有粒子进行分群操作，包括以下子步...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘兴高，蒋雅萍，
申请(专利权)人：浙江大学，
类型：发明
国别省市：浙江,33