CN107885082A - 一种基于正交配置优化的月球着陆器轨迹控制器 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于正交配置优化的月球着陆器轨迹控制器，该控制器由月球着陆器高度测量传感器、月球着陆器速度测量传感器、月球着陆器微控制单元(MCU)与反推进发动机控制器构成。月球着陆器MCU根据设定高度和速度参数自动执行内部正交配置优化算法，得到既能使月球着陆器到达指定着陆条件同时又能使着陆器反推进发动机消耗燃料最少的轨迹优化控制策略，月球着陆器MCU将获得的控制策略转换为反推进发动机的控制指令发送给控制器。本发明能够根据月球着陆器的着陆高度和速度状态快速地获取轨迹优化控制策略，保证月球着陆器达指定着陆条件同时使着陆器反推进发动机燃料消耗最少。

Description

一种基于正交配置优化的月球着陆器轨迹控制器
技术领域
本发明涉及月球着陆器下降段控制领域，主要是一种基于正交配置优化的月球着陆器轨迹控制器。在月球着陆器到达着陆下降过程下降段后，能够给出月球着陆器轨迹优化控制指令，使月球着陆器到达指定着陆条件的同时月球着陆器反推进发动机消耗的燃料也最少，以保证月球勘探任务下一步的顺利执行。
背景技术
美国、欧空局、俄罗斯、日本、印度先后宣布了新的月球探测计划，掀起了继“阿波罗”计划后新一轮探月热潮，与初期的月球探测相比，技术要求也就更高。
我国于2004年启动了“探月工程”，根据开展月球探测工程的基本原则，月球探测工程将分为“绕”、“落”、“回”三个阶段实施。在目前实施的阶段中，月球着陆器的软着陆是一项关键技术，也是进行月球勘探的重要前提。然而，由于月球表面没有大气，月球着陆器的减速必须完全由反推进发动机实现，这一过程需要消耗大量燃料，研究表明在动力下降过程中月球着陆器将消耗探月球测器总燃料的80％左右，为了使探测器安全到达月球表面，就需要对下降过程中的着陆器轨迹进行优化控制。
因此，在满足安全着陆条件的同时考虑燃耗最少情况下，如何设计一种先进的轨迹优化控制方案在保证月球着陆器到达指定着陆条件同时使着陆器反推进发动机燃料消耗也最少显得尤为重要。
发明内容
在月球着陆器到达着陆下降过程下降段后，为了得到使月球着陆器到达指定着陆条件同时着陆器反推进发动机消耗燃料也最少的月球着陆器轨迹优化控制方案，本发明提供一种基于正交配置优化的月球着陆器轨迹控制器。
本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：一种基于正交配置优化的月球着陆器轨迹控制器控制器，到达着陆下降过程下降段后，根据月球着陆器的着陆高度和速度状态快速获取轨迹优化控制策略，保证月球着陆器到达指定着陆条件的同时反推进发动机燃料消耗也最少。由月球着陆器高度测量传感器、月球着陆器速度测量传感器、月球着陆器微控制单元(MCU)与反推进发动机控制器构成，各组成部分均由月球着陆器内数据总线连接。所述控制器的运行过程包括：
步骤1)：在月球着陆器MCU中输入对应于该月球着陆器的反推进发动机参数；
步骤2)：到达着陆下降过程下降段后，月球着陆器高度测量传感器、速度测量传感器测和MCU开启，测量当前月球着陆器的着陆高度和下降速度；
步骤3)：月球着陆器MCU根据设定着陆高度和速度参数自动执行内部正交配置算法，得到既能使月球着陆器到达指定着陆条件同时反推进发动机燃料消耗也最少的轨迹优化控制策略；
步骤4)：月球着陆器MCU将获得的轨迹优化控制策略转换为反推进发动机的控制指令发送给反推进发动机控制器。
所述的月球着陆器MCU部分，包括信息采集模块21、初始化模块22、常微分方程组(Ordinary Differential Equations，简称ODE)正交配置模块23、非线性规划(Non-linearProgramming，简称NLP)问题求解模块24、控制指令输出模块25。其中，信息采集模块包括测量当前月球着陆器着陆高度采集、月球着陆器下降速度采集、月球着陆器到达高度设定采集、月球着陆器到达速度采集、月球着陆器反推进发动机性能参数采集五个子模块；NLP求解模块包括寻优方向求解、寻优步长求解、寻优修正、NLP收敛性判断四个子模块。
月球着陆器轨迹优化控制问题可以描述为
umin≤u(t)≤umax
x1(t0)＝h0,x2(t0)＝v0
x1(tf)＝hf,x2(tf)＝vf
其中t表示时间，u(t)表示反推进发动机的燃料消耗控制量，x(t)表示月球着陆器着陆过程的状态信息，F(·)是根据月球着陆器动力学方程建立的微分方程组，表示x(t)的一阶导数，umin表示月球着陆器反推进发动机燃料消耗速率的下限，umax表示月球着陆器反推进发动机燃料消耗速率的最大上限，t0表示月球着陆器反推进发动机开始点火的时间点，x1(t0)为t0时刻月球着陆器的高度，h0表示高度的数值，x2(t0)为t0时刻月球着陆器的速度，v0表示速度的数值，tf表示月球着陆器完成着陆要求的时间点，x1(tf)为tf时刻月球着陆器需要达到的高度，hf表示到达高度的数值，x2(tf)为tf时刻月球着陆器需要达到的速度，vf表示到达速度的数值，J(u(t))表示燃料量消耗最少的目标函数。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：在月球着陆器微控制单元(MCU)中集成正交配置优化算法(Orthogonal collocation，简称OC)，在月球着陆器到达着陆下降过程下降段后自动给出月球着陆器轨迹优化控制策略并转换为反推进发动机控制指令，使月球着陆器到达指定着陆条件的同时着陆器反推进发动机消耗燃料也最少。
所述MCU可以视为自动控制信号产生器，其完整系统包括反推进发动机参数输入模块11，月球着陆器MCU模块12，月球着陆器高度测量传感器13，月球着陆器速度测量传感器14，月球着陆器着陆高度、速度设定模块15，反推进发动机控制器16，所述系统内的各组成部分均由月球着陆器内数据总线连接。
所述控制器的运行过程如下：
步骤1)：将所述控制器安装在某型月球探测器上，并在月球着陆器MCU 12中输入对应于探测器的月球着陆器反推进发动机参数；
步骤2)：月球探测器到达着陆下降过程下降段后，月球着陆器高度测量传感器13、速度测量传感器测14和月球着陆器MCU12开启，获取当前时刻月球着陆器的初始高度和初始速度信息；
步骤3)：月球着陆器MCU12根据预先设定的月球着陆器着陆高度、速度设定模块15获取控制目标信息，MCU模块12执行内部正交配置优化算法，得到使月球着陆器到达指定着陆条件同时着陆器反推进发动机消耗燃料也最少的轨迹优化控制策略；
步骤4)：月球着陆器MCU12得到轨迹优化控制策略后转换为反推进发动机控制指令输出给反推进发动机控制器16。
集成了正交配置优化算法的高超声速飞行器MCU是本发明的核心，其内部包括信息采集模块21、初始化模块22、常微分方程组正交配置模块23、NLP问题求解模块24、控制指令输出模块25。其中，信息采集模块包括测量当前月球着陆器着陆高度采集、月球着陆器下降速度采集、月球着陆器到达高度设定采集、月球着陆器到达速度采集、月球着陆器反推进发动机性能参数采集五个子模块；NLP求解模块包括寻优方向求解、寻优步长求解、寻优修正、NLP收敛性判断四个子模块。
所述的月球着陆器MCU自动产生月球着陆器轨迹优化控制策略的正交配置优化算法运行步骤如下：
步骤1)：到达着陆下降过程下降段后，月球着陆器高度测量传感器、速度测量传感器测和MCU开启，信息采集模块21获取月球着陆器的着陆高度和速度，同时采集设定的月球着陆器反推进发动机性能参数、月球着陆器设定到达高度和速度；
步骤2)：初始化模块22开始运行，设置轨迹优化过程时间的离散段数、反推进发动机控制量的初始猜测值u(0)(t)，设定优化精度要求tol，将迭代次数k置零；
步骤3)：通过ODE正交配置模块23将常微分方程组在时间轴[t0,tf]上全部离散；
步骤4)：通过NLP问题求解模块24获得所需的轨迹优化控制策略和对应状态轨迹，这个过程包括多次内部迭代，每次迭代都要求解寻优方向和寻优步长，并进行寻优修正。对于某一次迭代得到的控制量u(k)(t)，如果其对应目标函数值J[u(k)(t)]与前一次迭代的目标函数值J[u(k-1)(t)]之差小于精度要求tol，则判断收敛性满足，并将控制量u(k)(t)作为指令输出到控制策略输出模块25。
所述的ODE正交配置模块，采用如下步骤实现：
步骤1)：将反推进发动机控制量u(t)、状态轨迹x(t)用M阶基函数的线性组合表示，即：
其中N是时间轴[t0,tf]的离散段数，φ(t)是拉格朗日插值基函数，线性组合系数ui,j和si,j分别是u(t)和x(t)在配置点ti,j上的值。
步骤2)：由于所有基函数的导函数表达式已知，于是状态轨迹的微分方程组被离散化代数形式：
步骤3)：用离散化后的微分方程组代替原来微分方程组，将得到待求的NLP问题。
所述的NLP求解模块，采用如下步骤实现：
步骤1)：将反推进发动机控制量u(k-1)(t)作为向量空间中的某个点，记作，P1对应的目标函数值就是J[u(k-1)(t)]；
步骤2)：从点P1出发，根据选用的NLP算法，构造向量空间中的一个寻优方向向d(k -1)和步长α(k-1)；
步骤3)：通过式u(k)(t)＝u(k-1)(t)+α(k-1)d(k-1)构造向量空间中对应u(k)的另外一个点P2，使得P2对应的目标函数值J[u(k)(t)]比J[u(k-1)(t)]更优。
步骤4)：采用寻优校正u(k)(t)，得到校正后的点记为点P3，同时令使得P3对应的目标函数值J[u(k)(t)]比J[u(k-1)(t)]更优；
步骤5)：如果本次迭代的目标函数值J[u(k)(t)]与上一次迭代的目标函数值J[u(k -1)(t)]的绝对值之差小于精度tol，则判断收敛性满足，将本次迭代得到的控制策略u(k)(t)输出至控制策略输出模块25；如果收敛性不满足，迭代次数k增加1，将u(k)(t)设置为初始值，继续执行步骤2)。
本发明的有益效果主要表现在：基于正交配置法的月球探测器软着陆最优控制系统，能够计算出探测器最优的软着陆策略，可以适应问题的最优控制曲线，特别是找到问题的不连续点，能够获得较高的精度；该方法同时将微分方程组离散，不需要反复求解，由此可以获得较快的收敛速度，减少探测器最优的软着陆策略的计算时间。本发明能保证月球着陆器控制反推进发动机安全到达指定着陆高度和速度的同时，使得月球着陆器发推进发动机燃料消耗量最少。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是本发明中控MCU内部模块结构图；
图3是实施例1的月球着陆器反推进发动机控制信号图；
图4是是图3中月球着陆器反推进发动机控制策略对应的月球着陆器着陆高度、着陆速度变化图。
具体实施方式
如图1所示，月球着陆器轨迹优化控制问题可以描述为
umin≤u(t)≤umax
x1(t0)＝h0,x2(t0)＝v0
x1(tf)＝hf,x2(tf)＝vf
其中t表示时间，u(t)表示反推进发动机的燃料消耗控制量，x(t)表示月球着陆器着陆过程的状态信息，F(·)是根据月球着陆器动力学方程建立的微分方程组，表示x(t)的一阶导数，umin表示月球着陆器反推进发动机燃料消耗速率的下限，umax表示月球着陆器反推进发动机燃料消耗速率的最大上限，t0表示月球着陆器反推进发动机开始点火的时间点，x1(t0)为t0时刻月球着陆器的高度，h0表示高度的数值，x2(t0)为t0时刻月球着陆器的速度，v0表示速度的数值，tf表示月球着陆器完成着陆要求的时间点，x1(tf)为tf时刻月球着陆器需要达到的高度，hf表示到达高度的数值，x2(tf)为tf时刻月球着陆器需要达到的速度，vf表示到达速度的数值，J(u(t))表示燃料量消耗最少的目标函数。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：在月球着陆器微控制单元(MCU)中集成正交配置优化算法(Orthogonal collocation，简称OC)，在月球着陆器到达着陆下降过程下降段后自动给出月球着陆器轨迹优化控制策略并转换为反推进发动机控制指令，使月球着陆器到达指定着陆条件的同时着陆器反推进发动机消耗燃料也最少。
所述MCU可以视为自动控制信号产生器，该控制器如图1所示，其完整系统如图1所示，包括反推进发动机参数输入模块11，月球着陆器MCU模块12，月球着陆器高度测量传感器13，月球着陆器速度测量传感器14，月球着陆器着陆高度、速度设定模块15，反推进发动机控制器16，所述系统内的各组成部分均由月球着陆器内数据总线连接。
所述控制器的运行过程如下：
步骤1)：将所述控制器安装在某型月球探测器上，并在月球着陆器MCU 12中输入对应于探测器的月球着陆器反推进发动机参数；
步骤2)：月球探测器到达着陆下降过程下降段后，月球着陆器高度测量传感器13、速度测量传感器测14和月球着陆器MCU12开启，获取当前时刻月球着陆器的初始高度和初始速度信息；
步骤3)：月球着陆器MCU12根据预先设定的月球着陆器着陆高度、速度设定模块15获取控制目标信息，MCU模块12执行内部正交配置优化算法，得到使月球着陆器到达指定着陆条件同时着陆器反推进发动机消耗燃料也最少的轨迹优化控制策略；
步骤4)：月球着陆器MCU12得到轨迹优化控制策略后转换为反推进发动机控制指令输出给反推进发动机控制器16。
集成了正交配置优化算法的高超声速飞行器MCU是本发明的核心，如图2所示，其内部包括信息采集模块21、初始化模块22、常微分方程组正交配置模块23、NLP问题求解模块24、控制指令输出模块25。其中，信息采集模块包括测量当前月球着陆器着陆高度采集、月球着陆器下降速度采集、月球着陆器到达高度设定采集、月球着陆器到达速度采集、月球着陆器反推进发动机性能参数采集五个子模块；NLP求解模块包括寻优方向求解、寻优步长求解、寻优修正、NLP收敛性判断四个子模块。
所述的月球着陆器MCU自动产生月球着陆器轨迹优化控制策略的正交配置优化算法运行步骤如下：
步骤1)：到达着陆下降过程下降段后，月球着陆器高度测量传感器、速度测量传感器测和MCU开启，信息采集模块21获取月球着陆器的着陆高度和速度，同时采集设定的月球着陆器反推进发动机性能参数、月球着陆器设定到达高度和速度；
步骤2)：初始化模块22开始运行，设置轨迹优化过程时间的离散段数、反推进发动机控制量的初始猜测值u(0)(t)，设定优化精度要求tol，将迭代次数k置零；
步骤3)：通过ODE正交配置模块23将常微分方程组在时间轴[t0,tf]上全部离散；
步骤4)：通过NLP问题求解模块24获得所需的轨迹优化控制策略和对应状态轨迹，这个过程包括多次内部迭代，每次迭代都要求解寻优方向和寻优步长，并进行寻优修正。对于某一次迭代得到的控制量u(k)(t)，如果其对应目标函数值J[u(k)(t)]与前一次迭代的目标函数值J[u(k-1)(t)]之差小于精度要求tol，则判断收敛性满足，并将控制量u(k)(t)作为指令输出到控制策略输出模块25。
所述的ODE正交配置模块，采用如下步骤实现：
步骤1)：将反推进发动机控制量u(t)、状态轨迹x(t)用M阶基函数的线性组合表示，即：
其中N是时间轴[t0,tf]的离散段数，φ(t)是拉格朗日插值基函数，线性组合系数ui,j和si,j分别是u(t)和x(t)在配置点ti,j上的值。
步骤2)：由于所有基函数的导函数表达式已知，于是状态轨迹的微分方程组被离散化代数形式：
步骤3)：用离散化后的微分方程组代替原来微分方程组，将得到待求的NLP问题。
所述的NLP求解模块，采用如下步骤实现：
步骤1)：将反推进发动机控制量u(k-1)(t)作为向量空间中的某个点，记作，P1对应的目标函数值就是J[u(k-1)(t)]；
步骤2)：从点P1出发，根据选用的NLP算法，构造向量空间中的一个寻优方向向d(k -1)和步长α(k-1)；
步骤3)：通过式u(k)(t)＝u(k-1)(t)+α(k-1)d(k-1)构造向量空间中对应u(k)的另外一个点P2，使得P2对应的目标函数值J[u(k)(t)]比J[u(k-1)(t)]更优。
步骤4)：采用寻优校正u(k)(t)，得到校正后的点记为点P3，同时令使得P3对应的目标函数值J[u(k)(t)]比J[u(k-1)(t)]更优；
步骤5)：如果本次迭代的目标函数值J[u(k)(t)]与上一次迭代的目标函数值J[u(k -1)(t)]的绝对值之差小于精度tol，则判断收敛性满足，将本次迭代得到的控制策略u(k)(t)输出至控制策略输出模块25；如果收敛性不满足，迭代次数k增加1，将u(k)(t)设置为初始值，继续执行步骤2)。
实施例1
假设月球着陆器已经到达着陆下降过程下降段，月球着陆器高度测量传感器、速度测量传感器测和MCU均已开启。信息采集模块立即采集月球着陆器的着陆高度和速度，设当月球着陆器高度测量传感器传入MCU的着陆高度为h0＝1500m，速度测量传感器传入MCU的着陆速度为v0＝100m/s，同时采集设定的月球着陆器反推进发动机性能参数，假设umin＝0m/s2，umax＝10m/s2，月球着陆器设定到达高度hf＝100m，设定到达速度为vf＝10m/s，月球着陆器反推进发动机开始点火的时间t0从0s开始。
为了获得使月球着陆器到达指定着陆条件同时着陆器反推进发动机消耗的燃料也最少的轨迹优化控制策略，月球着陆器MCU自动运行内部正交配置优化算法，并转换为月球着陆器反推进发动机的控制指令输出到反推进发动机控制器。MCU自动运行内部正交配置优化算法的执行过程如图2所示，执行步骤为：
步骤1)：到达着陆下降过程下降段后，月球着陆器高度测量传感器、速度测量传感器测和MCU开启，信息采集模块21获取获取月球着陆器初始时刻着陆高度h0＝1500m，速度为v0＝100m/s；终值时刻tf月球着陆器高度设定为hf＝100m，速度设定为vf＝10m/s；月球着陆器反推进发动机性能参数设定为umin＝0m/s2，umax＝10m/s2；
步骤2)：初始化模块22开始运行，设置轨迹优化过程时间的离散段数、反推进发动机控制量的初始猜测值u(0)(t)＝1，设定优化精度要求tol＝10-8，将迭代次数k置零；
步骤3)：通过ODE正交配置模块23将常微分方程组在时间轴[t0,tf]上全部离散；
步骤4)：通过NLP问题求解模块24获得所需的轨迹优化控制策略和对应状态轨迹，这个过程包括多次内部迭代，每次迭代都要求解寻优方向和寻优步长，并进行寻优修正。对于某一次迭代得到的控制量u(k)(t)，如果其对应目标函数值J[u(k)(t)]与前一次迭代的目标函数值J[u(k-1)(t)]之差小于精度要求10-8，则判断收敛性满足，并将控制量u(k)(t)作为指令输出到控制策略输出模块25。
最后，月球着陆器MCU将获得的轨迹优化控制策略转换为反推进发动机控制指令并输出到控制策略输出模块，完成轨迹优化的执行。图3是实施例1的月球着陆器反推进发动机控制信号图；图4是是图3中月球着陆器反推进发动机控制策略对应的月球着陆器着陆高度、着陆速度变化图。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种基于正交配置优化的月球着陆器轨迹控制器控制器，到达着陆下降过程下降段后，根据月球着陆器的着陆高度和速度状态快速获取轨迹优化控制策略，保证月球着陆器到达指定着陆条件的同时反推进发动机燃料消耗也最少。其特征在于：由月球着陆器高度测量传感器、月球着陆器速度测量传感器、月球着陆器微控制单元(MCU)与反推进发动机控制器构成，各组成部分均由月球着陆器内数据总线连接。所述控制器的运行过程包括：
步骤1)：在月球着陆器MCU中输入对应于该月球着陆器的反推进发动机参数；
步骤2)：到达着陆下降过程下降段后，月球着陆器高度测量传感器、速度测量传感器测和MCU开启，测量当前月球着陆器的着陆高度和下降速度；
步骤3)：月球着陆器MCU根据设定着陆高度和速度参数自动执行内部正交配置算法，得到既能使月球着陆器到达指定着陆条件同时反推进发动机燃料消耗也最少的轨迹优化控制策略；
步骤4)：月球着陆器MCU将获得的轨迹优化控制策略转换为反推进发动机的控制指令发送给反推进发动机控制器。
所述的月球着陆器MCU部分，包括信息采集模块21、初始化模块22、常微分方程组(Ordinary Differential Equations，简称ODE)正交配置模块23、非线性规划(Non-linearProgramming，简称NLP)问题求解模块24、控制指令输出模块25。其中，信息采集模块包括测量当前月球着陆器着陆高度采集、月球着陆器下降速度采集、月球着陆器到达高度设定采集、月球着陆器到达速度采集、月球着陆器反推进发动机性能参数采集五个子模块；NLP求解模块包括寻优方向求解、寻优步长求解、寻优修正、NLP收敛性判断四个子模块。
所述的月球着陆器MCU自动产生月球着陆器轨迹优化控制策略的正交配置优化算法运行步骤如下：
步骤1)：到达着陆下降过程下降段后，月球着陆器高度测量传感器、速度测量传感器测和MCU开启，信息采集模块21获取月球着陆器的着陆高度和速度，同时采集设定的月球着陆器反推进发动机性能参数、月球着陆器设定的着陆到达高度和速度；
步骤2)：初始化模块22开始运行，设置轨迹优化过程时间的离散段数、反推进发动机控制量的初始猜测值u(0)(t)，设定优化精度要求tol，将迭代次数k置零；
步骤3)：通过ODE正交配置模块23将常微分方程组在时间轴[t0,tf]上全部离散；
步骤4)：通过NLP问题求解模块24获得所需的轨迹优化控制策略和对应状态轨迹，这个过程包括多次内部迭代，每次迭代都要求解寻优方向和寻优步长，并进行寻优修正。对于某一次迭代得到的控制量u(k)(t)，如果其对应目标函数值J[u(k)(t)]与前一次迭代的目标函数值J[u(k-1)(t)]之差小于精度要求tol，则判断收敛性满足，并将控制量u(k)(t)作为指令输出到控制策略输出模块25。
所述的ODE正交配置模块，采用如下步骤实现：
步骤1)：将反推进发动机控制量u(t)、状态轨迹x(t)用M阶基函数的线性组合表示，即：
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其中N是时间轴[t0,tf]的离散段数，φ(t)是拉格朗日插值基函数，线性组合系数ui,j和si,j分别是u(t)和x(t)在配置点ti,j上的值。
步骤2)：由于所有基函数的导函数表达式已知，于是状态轨迹的微分方程组被离散化代数形式：
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步骤3)：用离散化后的微分方程组代替原来微分方程组，将得到待求的NLP问题。
所述的NLP求解模块，采用如下步骤实现：
步骤1)：将反推进发动机控制量u(k-1)(t)作为向量空间中的某个点，记作，P1对应的目标函数值就是J[u(k-1)(t)]；
步骤2)：从点P1出发，根据选用的NLP算法，构造向量空间中的一个寻优方向向d(k-1)和步长α(k-1)；
步骤3)：通过式u(k)(t)＝u(k-1)(t)+α(k-1)d(k-1)构造向量空间中对应u(k)的另外一个点P2，使得P2对应的目标函数值J[u(k)(t)]比J[u(k-1)(t)]更优。
步骤4)：采用寻优校正u(k)(t)，得到校正后的点记为点P3，同时令使得P3对应的目标函数值J[u(k)(t)]比J[u(k-1)(t)]更优；
步骤5)：如果本次迭代的目标函数值J[u(k)(t)]与上一次迭代的目标函数值J[u(k-1)(t)]的绝对值之差小于精度tol，则判断收敛性满足，将本次迭代得到的控制策略u(k)(t)输出至控制策略输出模块25；如果收敛性不满足，迭代次数k增加1，将u(k)(t)设置为初始值，继续执行步骤2)。
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