The present invention relates to an optimal control method for Mars landing trajectory based on convex optimization, which comprises the following steps: (1) establishing a dynamic model of Mars landing and convex optimization; (2) obtaining a nominal trajectory by a single off-line optimization with the objective of fuel optimization; (3) adopting a rolling time domain model predictive control for the nominal trajectory advance Line tracking completes landing control. Compared with the prior art, the invention effectively combines convex optimization with rolling time domain model predictive control, effectively reduces the cumulative error caused by modeling error and interference, and improves the landing accuracy.
【技术实现步骤摘要】
一种基于凸优化的火星着陆轨迹优化控制方法
本专利技术涉及一种火星着陆轨迹优化控制方法,尤其是涉及一种基于凸优化的火星着陆轨迹优化控制方法。
技术介绍
近年来随着科技的不断提升,人们对于太空资源的需求又迎来了一个高峰期,重新燃起了对火星探索的兴趣,在这种背景下,载人飞行器精确着陆等问题变得越来越重要。在航空领域中,航天着陆器在导引作用下以小于几百米的误差准确降落在给定目标地点的问题被称之为精确着陆问题,而轨迹优化是精确着陆中的关键技术。为了确保在火星上安全着陆,需要综合考虑各个地点的科学研究价值以及整体地形条件(例如坡度,粗糙度)。对于自然探索性质的任务,在预定误差范围内的具体着陆点并不是特别重要,比如在NASA的MarsExplorationRovers任务中,着陆误差可以大到35km。而另一方面,在某些科研任务的需求中,可能需要准确降落在危险地形之中,又或是需要着陆在燃料供应点等指定的地面位置。比如随着我国嫦娥工程与载人航天工程的持续深入,未来月球探测将是我国一个重要的研究方向,在这个背景下,可以预见,具有轨迹优化和高精度定点软着陆能力的探测器是必不可少的但与此同时,火星着陆任务中的难点在于其约束条件众多,存在大量非线性时变性项,因此用一般优化方法难以达到系统要求。对于具有附加状态和控制约束的一般三维问题其最优推力的解析解往往是难以求得的,因此能够适用于机载的快速轨迹优化算法尤为重要。在国内外相关研究中,常用的方法有使用直接配置法,直接多重打靶法和使用Legendre伪谱法的数值求解方法,以及传统的基于多项式的制导方法,其中基于时间上的四次多项式的轨迹在 ...
【技术保护点】
1.一种基于凸优化的火星着陆轨迹优化控制方法,其特征在于,该方法包括如下步骤:(1)建立火星着陆动力学模型并进行凸优化;(2)以燃料最优为目标进行单次离线优化得到标称轨迹;(3)采用滚动时域的模型预测控制对标称轨迹进行跟踪完成着陆控制。
【技术特征摘要】
1.一种基于凸优化的火星着陆轨迹优化控制方法,其特征在于,该方法包括如下步骤:(1)建立火星着陆动力学模型并进行凸优化;(2)以燃料最优为目标进行单次离线优化得到标称轨迹;(3)采用滚动时域的模型预测控制对标称轨迹进行跟踪完成着陆控制。2.根据权利要求1所述的一种基于凸优化的火星着陆轨迹优化控制方法,其特征在于,步骤(1)火星着陆动力学模型具体为:Tc=(nTcosφ)e,其中,r∈IR3,v∈IR3,Tc∈IR3,r为航天器相对于目标点的位置矢量,v为航天器在地面固定坐标系中的速度矢量,Tc为航天器受到的推力矢量,IR3表示xyz三轴坐标系,为航天器相对于目标点位置矢量的导数在i轴方向上的分量,vi为航天器在地面固定坐标系中速度矢量在在i轴方向上的分量,i=x,y,z,m为航天器质量,μ为火星的引力常量,α为燃料消耗速率的常量,g∈IR3,g为火星的重力加速度常量,Isp为推进器的比冲,e∈IR3,e为瞬时推力方向矢量,ge为地球重力常量,φ为推进器和瞬时推力方向矢量e之间的夹角,n为子推进器个数。3.根据权利要求2所述的一种基于凸优化的火星着陆轨迹优化控制方法,其特征在于,步骤(1)凸优化具体为:(11)建立推力幅值约束:ρ1=nT1cosφ,ρ2=nT2cosφ,其中,ρ1和ρ2为推力幅值下界和上界,tf为动力下降着陆过程的终止时间,n为子推进器个数,T1为子推进器的非零最小推力,T2为子推进器最大推力;位移非负约束:rx>0,其中,rx为航天器相对于目标点位置矢量在x轴方向上的分量;高度角约束:其中,为给定的安全角度,θalt(t)为航天器到目标点的高度角;(12)引入松弛变量Γ(t)和附加约束‖Tc(t)‖≤Γ(t),进行变量代换进而得到凸优化后的推力约束条件:ρ1和ρ2为推力幅值下界和上界,z和z0表示变量替换后的质量变量和其初始值,σ表示松弛变量变换后的新变量。4.根据权利要求3所述的一种基于凸优化的火星着陆轨迹优化控制方法,其特征在于,步骤(2)以燃料最优为目标进行单...
【专利技术属性】
技术研发人员:贾泽华,张卫东,陆宇,孙志坚,张国庆,赵亚东,
申请(专利权)人:上海交通大学,
类型:发明
国别省市:上海,31
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