CN105867402B - 一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法，所述制导方法包括如下步骤：a、搭建火星着陆器大气进入段动力学模型；火星着陆器大气进入段动力学模型引入火星大气密度不确定性干扰；b、构造干扰观测器，所述干扰观测器对所述火星大气不确定性干扰进行估值；c、设计预测‑校正制导律，所述预测‑校正制导律对倾侧角幅值的待定参数进行更新；d、将步骤b中所述的干扰观测器与步骤c中所述的预测‑校正制导律复合，得到抗干扰复合制导律；所述抗干扰复合制导律通过火星大气不确定性干扰的估值对火星大气不确定性干扰进行补偿。

Description

一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法。
背景技术
近年来，随着航天技术的飞速发展，深空探测已经成为全世界争相开展的太空活动。人类在深空探测过程中，最主要的任务是进行生命的探寻，而火星作为离地球最近的可能存在生命迹象的恒星，也成为了人类开始深空之旅的第一站。从人类已经进行的火星任务来看，未来的火星探测对着陆精度的要求会越来越高。但是考虑到火星与地球的距离，以及火星上不可预见的不确定性因素都给火星着陆精度的提高带来了极大的挑战。火星着陆器机载制导系统可以进行制导律计算，在调节着陆器制导精度方面起着至关重要的作用。现阶段的火星着陆任务除好奇号以外，采用的都是无制导模式，着陆精度无法保证。好奇号采用的制导方式是基于标称轨迹的跟踪制导方法，适应性相对较弱，在火星大气密度存在强不确定性、着陆器进入点存在偏差、导航测量精度难以保证的情况下，很难提高着陆器的着陆精度。传统的预测-校正制导方法能够实现在线的制导律生成，有效提高着陆器的适应能力。但是，预测-校正制导方法对着陆器的模型精度要求极高，恶劣的火星环境给制导方法的精确性带来了很大影响。国内火星大气进入段制导方法已经进行了相关研究，专利申请号为201510303486.0中提出了一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法，但存在一个问题：在现阶段的火星着陆任务规划中，绕-落-巡一体化的要求使得着陆器需要在不依赖标称轨迹的情况下进行在线制导律设计实现到达预定开伞点的要求，进而保证着陆精度，此方法的自主性相对较弱。
因此，需要一种能有效地在线制导并对火星大气不确定性干扰估计和补偿的一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法，所述制导方法包括如下步骤：
a、搭建火星着陆器大气进入段动力学模型；火星着陆器大气进入段动力学模型引入火星大气密度不确定性干扰；
b、构造干扰观测器，所述干扰观测器对所述火星大气密度不确定性干扰进行估值；
c、设计预测-校正制导律，所述预测-校正制导律对倾侧角幅值的待定参数进行更新；
d、将步骤b中所述的干扰观测器与步骤c中所述的预测-校正制导律复合，得到抗干扰复合制导律；
所述抗干扰复合制导律通过火星大气密度不确定性干扰的估值对火星大气密度不确定性干扰进行补偿。
优选地，所述制导方法，所述的火星着陆器大气进入段动力学模型表述为：
其中，d和d1为大气密度不确定性干扰，s为着陆器位置到着陆点的大弧长度，r为从火星中心到着陆器的距离，V为着陆器相对于火星的速度，γ为着陆器相对于火星的飞行路径角，σ为控制量倾侧角，E为单调递增变量。
优选地，所述制导方法，所述火星着陆器大气进入段动力学模型中，阻力加速度D表述为：CD为阻力系数，升力加速度L表述为：CL为升力系数，所述阻力加速度D与所述升力加速度L表述中，S为火星着陆器的参考表面积，m火星着陆器的质量，ρ为火星大气密度；
所述火星大气密度具体表述为：ρ＝ρrexp(-(β+Δβ)(r-rs))，ρs为参考半径rs下的火星大气密度，β为火星着陆器高度的反函数，Δβ为大气密度的不确定性。
优选地，所述制导方法，步骤b中所述的干扰观测器表述为：
其中，z为辅助状态变量，Q为诊断器增益矩阵，为对火星大气不确定性干扰d的估计值。
优选地，所述制导方法，所述预测-校正制导律的倾侧角幅值为：其中，σ0≥0为待定参数，σf＞0为开伞点的倾侧角，E、E0和Ef分别为当前时刻，初始时刻和开伞时刻的能量。
优选地，所述制导方法，所述待定参数通过下式进行更新：
其中，λk为补偿参数，所述补偿参数λk按照1/2i取值，i为自然数。
优选地，所述制导方法，所述抗干扰复合制导律表述为：其中， 为对火星大气密度不确定性干扰d的估计值。
本发明提供的一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法，针对现有火星大气进入段制导方法的不足，对火星着陆器制导过程中在线制导并对火星大气不确定性干扰估计和补偿，实现自主性强、抗干扰性强，从而保证着陆精度。
应当理解，前述大体的描述和后续详尽的描述均为示例性说明和解释，并不应当用作对本发明所要求保护内容的限制。
附图说明
参考随附的附图，本发明更多的目的、功能和优点将通过本发明实施方式的如下描述得以阐明，其中：
图1示意性示出本发明一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法的流程图；
图2示出了本发明实施例中火星着陆器的模块框图。
具体实施方式
通过参考示范性实施例，本发明的目的和功能以及用于实现这些目的和功能的方法将得以阐明。然而，本发明并不受限于以下所公开的示范性实施例；可以通过不同形式来对其加以实现。说明书的实质仅仅是帮助相关领域技术人员综合理解本发明的具体细节。
在下文中，将参考附图描述本发明的实施例。在附图中，相同的附图标记代表相同或类似的部件，或者相同或类似的步骤。
本发明提供了一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法，如图1所示本发明一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法的流程图。本实施例中制导方法100通过将火星大气密度不确定性的影响引入到火星着陆器大气进入段动力学模型中，对所述模型性中的大气密度不确定性干扰估值，并与预测-校正制导律复合得到抗干扰复合制导律，所述的复合抗干扰制导律通过火星大气不确定性干扰的估值对火星大气不确定性干扰进行补偿。
出于说明性的目的，本发明所提供的火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法通过不同模块实现，如图2所示本发明实施例中火星着陆器的模块框图200，具体的，所述的模块包括但不限于：火星着陆器大气进入段动力模块201、干扰观测模块202、预测-校正制导模块203、抗干扰复合制导模块204。
所述火星着陆器大气进入段动力学模块201中，火星着陆器大气进入段动力学模型引入火星大气密度不确定性对火星着陆器的干扰。
所述干扰观测模块202中，干扰观测模块器对火星大气进入段动力学模型中火气大气密度不确定性干扰进行估值。
所述预测-校正制导模块203中，预测-校正制导律通过倾侧角幅值的待定参数进行更新，对火星着陆过程中每一步倾侧角幅值指导。
所述抗干扰复合制导模块204中，抗干扰复合制导律通过火星大气不确定性干扰的估值对火星大气不确定性干扰进行补偿。
下文中详细说明火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法，本实施例中制导方法的具体步骤为：
步骤101，搭建火星着陆器大气进入段动力学模型
火星着陆器在进入大气段会受到火星大气密度不确定性的干扰，本实施例中，将火星大气密度不确定干扰引入到火星着陆器大气进入段动力学模型，建立火星大气密度不确定性影响下的火星着陆器大气进入段动力学模型，具体表述为：
其中，d和d1为大气密度不确定性干扰，s为着陆器位置到着陆点的大弧长度，优选地，初始值取744km，终端值为37km；r为从火星中心到着陆器的距离(以火星半径R0标准化)，本实施例中，优选地，r的初始值取125km，终端值为10km；V为着陆器相对于火星的速度(以标准化)，本实施例中，优选地，V的初始值取5505m/s，终端值取410m/s；γ为着陆器相对于火星的飞行路径角，优选地，取-14.15；σ为控制量倾侧角，E为单调递增变量。
火星大气密度通过ρ来表示，则火星大气密度满足表达式：ρ＝ρrexp(-(β+Δβ)(r-rs))，其中ρs为参考半径rs下的火星大气密度，优选地，参考半径rs为3429km，ρs为0.00078kg/m3；β为火星着陆器高度的反函数，优选地，取0.00011/m；Δβ为大气密度的不确定性。
借助火星大气密度ρ对火星着陆器大气进入段动力学模型中的阻力加速度D和升力加速度L进行描述，具体为：
阻力加速度D表述为：CD为阻力系数；
升力加速度L表述为：CL为升力系数；
上述阻力加速度D与所述升力加速度L表述中，S为火星着陆器的参考表面积，m火星着陆器的质量，ρ为火星大气密度。
步骤102，构造干扰观测器
干扰观测器具体通过下式表述：
其中，z为辅助状态变量，Q为待定增益矩阵，为对火星大气不确定性干扰d的估计值。
所述干扰观测器，借助火星着陆器大气进入段动力学模型中的升力加速度L、着陆器相对于火星的速度V、从火星中心到着陆器的距离r和着陆器相对于火星的飞行路径角γ，同时，引入辅助状态变量z，和待定增益矩阵Q，对火星着陆器在进入大气段受到火星大气密度不确定性的干扰d进行估值。优选地，本实施例中，记为对火星大气密度不确定性干扰d的估计值。
对于构造的干扰观测器，待定增益矩阵Q，在一些实施例中，可以通过LMI工具箱求解；在另一些实施例中，还可以通过凸优化算法求解。具体地，通过待定矩阵Q的求解，使对火星大气不确定性干扰的估计值接近火星大气不确定性干扰d，即
本实施例步骤102针对火星大气进入段动力学模型中，大气密度不确定性干扰d的影响，构造干扰观测器，通过构造的干扰观测器对火星大气进入段动力学模型中大气密度不确定性干扰进行估值。
步骤103，设计预测-校正制导律
预测-校正制导律，所述预测-校正制导律倾侧角幅值具体表述为：
其中，σ0≥0为待定参数，σf＞0为常量。
通过火星着陆器当前时刻的能量E、火星着陆器初始时刻的能量E0和火星着陆器开伞时刻的能量Ef对火星着陆器的预测-校正制导律倾侧角幅值进行表述。本实施例中，所述预测-校正制导律倾侧角幅值|σ(E)|通过待定参数σ0不断更新进行指导。具体地，待定参数σ0的更新在下文中详细说明：。
预测-校正制导律倾侧角幅值中，待定参数σ0通过下式进行更新：
其中，λk为补偿参数，所述补偿参数λk按照1/2i取值，优选地，为满足待定参数σ0更新收敛，i取自然数，即：0、1、2、3......。
本实施例中，通过预测-校正制导律通过公式(1)对待定系数σ0更新迭代，指导火星着陆器着陆过程中每一步的预测-校正制导律倾侧角幅值|σ(E)|，保证火星着陆器的在线制导。
步骤104，构造抗干扰复合制导律
将本实施例前述完成的干扰观测器与预测-校正制导律进行复合，得到抗干扰复合制导律，所述的抗干扰复合制导律具体表述为：其中，通过火星着陆器大气进入段动力学模型中的升力加速度L、着陆器相对于火星的速度V和控制量倾侧角σ对火星着陆器控制输入进行描述，具体地， 为对火星大气密度不确定性干扰d的估计值，为对火星大气不确定性干扰补偿后的倾侧角。
步骤105，抗干扰扶着制导律对火星大气不确定性干扰补偿
借助本实施例步骤104中构造的抗干扰复合制导律在火星着落过程中通过预测-校正制导律倾侧角幅值|σ(E)|更新对火星着陆器落点偏差做出调节。特别地，本实施例在前述过程中，同时根据火星着陆器大气进入段火星大气密度不确定性干扰d通过步骤103中所述的干扰观测器进行估值。
所构造的抗干扰制导律对火星着陆器大气进入段火星大气密度不确定性的干扰通过火星大气密度不确定性干扰d的估计值进行补偿，从而实现对控制倾侧角调节。具体的，本实施例复合制导律复合制导律在控制输入u的基础上减去对火星大气密度不确定性干扰的估计值抵消掉火星大气密度不确定性对火星着落器着落过程中的干扰，实现对倾侧角σ调节，调节后的倾侧角对火星着陆器实现精确制导。
本实施例对火星着陆器进入大气段，抗干扰复合制导律通过火星大气不确定性干扰的估计值对火星大气不确定性干扰d进行补偿。并通过更新着陆器倾侧角幅值实现火星着陆器进入大气段着落的在线制导，自主性强、抗干扰性强，保证了着陆器的着陆精度。
结合这里披露的本发明的说明和实践，本发明的其他实施例对于本领域技术人员都是易于想到和理解的。说明和实施例仅被认为是示例性的，本发明的真正范围和主旨均由权利要求所限定。

Claims (4)

1.一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法，其特征在于，所述制导方法包括如下步骤：
a、搭建火星着陆器大气进入段动力学模型；所述火星着陆器大气进入段动力学模型引入火星大气密度不确定性干扰，所述的火星着陆器大气进入段动力学模型表述为：
其中，d和d1为大气密度不确定性干扰，s为着陆器位置到着陆点的大弧长度，r为从火星中心到着陆器的距离，V为着陆器相对于火星的速度，γ为着陆器相对于火星的飞行路径角，σ为控制量倾侧角，E为单调递增变量，D为阻力加速度，L为升力加速度；
b、构造干扰观测器，所述干扰观测器对所述火星大气密度不确定性干扰进行估值，
所述的干扰观测器表述为：其中，z为辅助状态变量，Q为诊断器增益矩阵，L为升力加速度，V为着陆器相对于火星的速度，σ为控制量倾侧角，γ为着陆器相对于火星的飞行路径角，r为从火星中心到着陆器的距离，为对火星大气密度不确定性干扰d的估计值；
c、设计预测-校正制导律；所述预测-校正制导律对倾侧角幅值的待定参数进行更新；其中，
所述预测-校正制导律的倾侧角幅值为：其中，σ0≥0为待定参数，σf>0为常量，E、E0和Ef分别为当前时刻，初始时刻和开伞时刻的能量；
所述待定参数通过下式进行更新：
其中，λk为补偿参数，所述补偿参数λk按照1/2i取值，i为自然数，z为辅助状态变量，k为递推项数，取值为1、2、…；
d、将步骤b中所述的干扰观测器与步骤c中所述的预测-校正制导律复合，得到抗干扰复合制导律；
所述抗干扰复合制导律通过火星大气密度不确定性干扰的估值对火星大气密度不确定性干扰进行补偿。
2.根据权利要求1所述的制导方法，其特征在于，所述火星着陆器大气进入段动力学模型中，阻力加速度D表述为：CD为阻力系数，升力加速度L表述为：CL为升力系数，所述阻力加速度D与所述升力加速度L表述中，S为火星着陆器的参考表面积，m火星着陆器的质量，ρ为火星大气密度。
3.根据权利要求2所述的制导方法，其特征在于，所述火星大气密度具体表述为：ρ＝ρsexp(-(β+Δβ)(r-rs))，ρs为参考半径rs下的火星大气密度，β为火星着陆器高度的反函数，Δβ为大气密度的不确定性。
4.根据权利要求1所述的制导方法，其特征在于，所述抗干扰复合制导律表述为：其中，L升力加速度，V为着陆器相对于火星的速度，σ为控制量倾侧角， 为对火星大气密度不确定性干扰d的估计值。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106742069B (zh) * 2016-12-29 2019-04-30 北京理工大学 一种火星大气进入段最优预测制导方法
CN107323691B (zh) * 2017-07-04 2020-01-07 北京理工大学 一种多约束火星大气进入预测制导方法
CN107992074B (zh) * 2017-12-07 2019-08-20 大连理工大学 一种基于飞行路径角规划的再入轨迹设计方法
CN108153323B (zh) * 2017-12-26 2019-03-19 北京航空航天大学 一种高空无人飞行器高精度再入制导方法
CN108180910B (zh) * 2017-12-26 2019-01-08 北京航空航天大学 一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法
CN108548541B (zh) * 2018-03-13 2020-09-18 北京控制工程研究所 一种以开伞高度为控制目标的大气进入制导方法
CN108388135B (zh) * 2018-03-30 2020-11-10 上海交通大学 一种基于凸优化的火星着陆轨迹优化控制方法
CN108762083B (zh) * 2018-06-13 2021-04-02 长春萨米特光电科技有限公司 一种基于加速度观测器的自动控制系统
CN109543284B (zh) * 2018-11-20 2022-10-04 北京理工大学 基于Kriging空间插值的火星大气进入段最优制导方法
CN110015446B (zh) * 2019-03-05 2020-11-24 上海卫星工程研究所 一种半解析的火星进入制导方法
CN113377121B (zh) * 2020-07-02 2022-06-07 北京航空航天大学 一种基于深度强化学习的飞行器智能抗扰动控制方法
CN112061424B (zh) * 2020-07-16 2022-04-12 北京控制工程研究所 一种基于融合目标姿态的机动过程能源角动态跟踪方法
CN111924139B (zh) * 2020-08-03 2022-05-24 北京理工大学 基于膨胀预警区的小天体着陆避障常推力控制方法
CN112298615B (zh) * 2020-10-20 2022-03-04 北京控制工程研究所 一种考虑路径约束的基于特征模型的制导方法
CN112329354B (zh) * 2020-10-22 2022-05-24 北京航空航天大学 一种基于进入圆球的火星高层大气风场及密度反演方法
CN114488784B (zh) * 2020-10-26 2024-03-22 北京机械设备研究所 一种人机决策冲突的消解方法和装置
CN112762776B (zh) * 2021-01-22 2022-03-01 北京理工大学 一种火箭弹末端速度估计方法
CN113033462B (zh) * 2021-04-09 2022-04-05 山东大学 基于火星尘卷风产率的火星着陆点确定方法及系统
CN113867125A (zh) * 2021-09-17 2021-12-31 北京空间飞行器总体设计部 一种edl高动态环境下关键环节转换多余度安全保障方法
CN114139277B (zh) * 2021-11-05 2023-06-16 中山大学 一种火星大气电离层穿刺探测轨迹优化方法、装置及设备

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104192322A (zh) * 2014-07-22 2014-12-10 北京航空航天大学 一种行星动力下降段轨迹在线生成的抗干扰制导控制方法
CN104635488A (zh) * 2014-12-12 2015-05-20 北京理工大学 一种火星大气进入段鲁棒预测制导方法
CN105005313A (zh) * 2015-07-21 2015-10-28 北京理工大学 一种基于路径点规划的火星大气进入段预测制导方法
CN105115512A (zh) * 2015-09-23 2015-12-02 北京理工大学 一种火星大气进入段侧向预测校正制导方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6816799B2 (en) * 2002-08-05 2004-11-09 Robert Bosch Corporation Vehicle operating parameter determination system and method
US7228231B2 (en) * 2004-04-29 2007-06-05 The Boeing Company Multiple stayout zones for ground-based bright object exclusion
US7967255B2 (en) * 2006-07-27 2011-06-28 Raytheon Company Autonomous space flight system and planetary lander for executing a discrete landing sequence to remove unknown navigation error, perform hazard avoidance and relocate the lander and method
US8938413B2 (en) * 2012-09-12 2015-01-20 Numerica Corp. Method and system for predicting a location of an object in a multi-dimensional space

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104192322A (zh) * 2014-07-22 2014-12-10 北京航空航天大学 一种行星动力下降段轨迹在线生成的抗干扰制导控制方法
CN104635488A (zh) * 2014-12-12 2015-05-20 北京理工大学 一种火星大气进入段鲁棒预测制导方法
CN105005313A (zh) * 2015-07-21 2015-10-28 北京理工大学 一种基于路径点规划的火星大气进入段预测制导方法
CN105115512A (zh) * 2015-09-23 2015-12-02 北京理工大学 一种火星大气进入段侧向预测校正制导方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
火星着陆器的大气进入段有限时间抗干扰制导律设计;闫晓鹏等;《深空探测学报》;20160131;第3卷(第1期);第61-67页

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