CN110686683A - 基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法 - Google Patents

基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110686683A
CN110686683A CN201911057919.3A CN201911057919A CN110686683A CN 110686683 A CN110686683 A CN 110686683A CN 201911057919 A CN201911057919 A CN 201911057919A CN 110686683 A CN110686683 A CN 110686683A
Authority
CN
China
Prior art keywords
detector
landing
ellipsoid
obstacle
expansion
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201911057919.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110686683B (zh
Inventor
崔平远
葛丹桐
朱圣英
徐瑞
梁子璇
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing University of Technology
Beijing Institute of Technology BIT
Original Assignee
Beijing University of Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing University of Technology filed Critical Beijing University of Technology
Priority to CN201911057919.3A priority Critical patent/CN110686683B/zh
Publication of CN110686683A publication Critical patent/CN110686683A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110686683B publication Critical patent/CN110686683B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

本发明公开的基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法，属于深空探测技术领域。本发明针对天体表面复杂地形地貌，结合探测器当前位置与速度估计误差，在位置空间建立不均匀膨胀椭球模型；结合得到的不均匀膨胀椭球模型，根据星上障碍检测结果，计算动态空间裕度与最大危险方向矢量，实现对着陆风险的实时评估；根据动态空间裕度与最大危险方向矢量，形成着陆轨迹优化问题，通过模型预测控制方法，在滚动时域上对该问题进行求解，生成下降轨迹，从而在保证星上计算效率的前提下，提高探测器在状态不确定条件下对障碍的规避能力，完成安全精确着陆目标。本发明能够实现行星着陆轨迹的在线优化，提高探测器在行星着陆过程中的安全性。

Description

基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法
技术领域
本发明涉及一种行星着陆轨迹在线优化方法，尤其涉及一种基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法，属于深空探测技术领域。
背景技术
在行星着陆探测任务中，天体表面复杂的地形地貌对探测器的安全精确着陆带来了挑战。同时，受环境扰动、建模误差影响，探测器的实际状态可能与理想情况下的标称轨迹产生一定偏离。为了提高着陆安全性，未来行星探测任务要求星上计算机能够结合当前状态估计信息与环境测量信息在线生成一条安全可靠的下降轨迹，使得探测器在避免与障碍发生碰撞的同时实现精确着陆的目标。已有的障碍规避轨迹优化方法常通过将障碍转换为状态约束加入到优化问题中进行求解，或采用势函数法将障碍描述成势场较高的区域，通过搜索势函数梯度方向实现对障碍的有效规避。然而在实际任务中，导航系统输出的探测器状态估计结果受建模误差、测量噪声影响，将与实际状态间存在一定偏差，从而影响到星载计算机对当前着陆风险预判的有效性。尽管目前已有学者在设计避障轨迹时考虑了探测器位置估计误差，通过计算并最小化位置估计误差椭球与障碍的碰撞概率，实现了不确定条件下避障轨迹优化的目标。但该方法忽略了探测器自身速度以及速度估计误差对避障效果的影响。当探测器以较大速度下降或着陆过程较长时，这一影响对探测器在复杂环境中造成的威胁将变得尤为显著。
为了提高未来着陆任务探测器的安全性，需要研究一种能够结合探测器状态估计误差与环境观测信息进行着陆轨迹在线优化的方法，提高探测器在状态不确定条件下对障碍的规避能力，从而更高效地完成安全精确着陆的目标。
发明内容
本发明公开的一种基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法要解决的技术问题是：针对天体表面复杂地形地貌以及下降过程存在的位置与速度估计误差，建立不均匀膨胀椭球模型，在探测器下降过程中，根据不均匀膨胀椭球，实时计算动态空间裕度与最大危险方向矢量，形成着陆轨迹优化问题，并在滚动时域上对该问题进行迭代求解，从而实现行星着陆轨迹的在线优化，提高探测器在行星着陆过程中的安全性。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法，结合探测器当前位置与速度估计误差，在位置空间建立不均匀膨胀椭球模型；结合得到的不均匀膨胀椭球模型，根据星上障碍检测结果，计算动态空间裕度与最大危险方向矢量，实现对着陆风险的实时评估；根据动态空间裕度与最大危险方向矢量，形成着陆轨迹优化问题，通过模型预测控制方法，在滚动时域上对该问题进行求解，生成下降轨迹，从而在保证星上计算效率的前提下，提高探测器在状态不确定条件下对障碍的规避能力，完成安全精确着陆目标。
本发明公开的基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法，包括如下步骤：
步骤一、结合探测器当前位置与速度估计误差，在位置空间建立不均匀膨胀椭球模型。
采用着陆点固连坐标系对探测器的下降过程进行建模。探测器在t时刻实际状态为
Figure BDA0002257023060000021
测量状态为
Figure BDA0002257023060000022
导航系统得到的位置估计均值为μr，位置估计协方差为Cr，速度估计均值为μv，速度估计协方差为Cv，则有rm(t)＝μr,vm(t)＝μv。
首先给出探测器真实位置范围，即以μr为中心根据协方差矩阵Cr形成3σ均匀膨胀椭球。将协方差矩阵从着陆点固连坐标系转换至以μr为中心的椭球坐标系
Figure BDA0002257023060000023
其中，D为位置估计协方差矩阵Cr特征值构成的对角阵，对角元素的均方根分别代表1σ位置误差椭球的半轴长度，正交矩阵Ur为从着陆点固连坐标系到椭球坐标系的转换矩阵，每一列为Cr特征值对应的特征向量。探测器在椭球坐标系下的位置矢量rE与着陆点固连坐标系下位置矢量r间满足
3σ位置误差椭球方程为
Figure BDA0002257023060000025
则探测器的真实位置满足不等式
Figure BDA0002257023060000026
位置空间中所有满足式(4)的状态组成集合
Figure BDA0002257023060000027
即
Figure BDA0002257023060000031
再结合速度估计误差对椭球进行扩张，得到不均匀椭球部分。由于探测器的运动速度决定探测器下一步的前进方向以及前进距离，尤其在附近存在地形障碍时能够反映出探测器在该方向上受到的碰撞威胁大小。根据速度估计协方差矩阵Cv得到速度估计在各方向上的方差
Figure BDA0002257023060000032
其中，σv＝[σvx,σvy,σvz]T分别为速度估计在着陆点固连系x,y,z轴上的标准差。在位置空间中考虑探测器在3σ速度误差内不加控制运动ΔT后前进的距离范围，采用M个满足正态分布N(μv,σv)的样本点进行预测，即对于任意vi～N(μv,σv),i＝1,2,...,M，计算
Δri＝viΔT (7)
得到的M个距离增量矢量组成集合
Figure BDA0002257023060000033
进一步得到不均匀膨胀椭球
Figure BDA0002257023060000034
其中
Figure BDA0002257023060000036
即实现在三维位置空间建立不均匀膨胀椭球模型。
步骤二、结合步骤一中得到的不均匀膨胀椭球模型，根据星上障碍检测结果，计算动态空间裕度与最大危险方向矢量，实现对着陆风险的实时评估。
探测器在下降开始前以及下降过程中通过敏感器对天体表面地形进行观测，所述敏感器包括星载光学相机、激光雷达，记检测得到的障碍集合为
Figure BDA0002257023060000037
该集合包含了具体的障碍物中心坐标[xhk,yhk,zhk]及外接球半径Rhk。此处仅考虑存在单一障碍的情况，即
Figure BDA0002257023060000038
考虑到探测器与障碍距离越近或相对运动速度越大时，障碍对探测器的安全性威胁越明显，结合步骤一中得到的不均匀膨胀椭球模型，定义动态空间裕度d为障碍外接球与不均匀膨胀椭球间的最小距离，即
d＝||rh-rp||Rh (10)
其中，rh＝[xh,yh,zh]T为障碍位置矢量，Rh为该障碍对应的外接球半径，
Figure BDA0002257023060000041
为不均匀膨胀椭球表面距离障碍最近点p对应的位置矢量。进一步得到最大危险方向矢量d0，定义最大危险方向矢量d0为动态空间裕度d对应的单位方向矢量，方向从点p指向障碍物中心
Figure BDA0002257023060000042
该方向反映了状态不确知条件下，对探测器安全性构成威胁最大的方向。通过确定动态空间裕度d与最大危险方向矢量d0，能够实现对着陆风险的实时评估，量化描述地形障碍在探测器运动过程中对着陆安全性的影响大小。
步骤三、根据步骤二得到的动态空间裕度d与最大危险方向矢量d0，形成着陆轨迹优化问题，通过模型预测控制方法，在滚动时域上对该问题进行求解，生成下降轨迹，从而在保证星上计算效率的前提下，提高探测器在状态不确定条件下对障碍的规避能力，完成安全精确着陆目标。
结合探测器实际下降过程中所受到的动力学约束和初始末端状态约束，采用模型预测控制方法，生成满足着陆精度与避障要求的下降轨迹。
在模型预测控制框架下形成以下优化问题
s.t.
xk+1＝Axk+Buk+Cg,
Figure BDA0002257023060000044
Figure BDA0002257023060000045
其中，N为滚动时域长度，k为当前滚动时域的第k步，xk为探测器在第k步的状态矢量，uk为第k步控制矢量，P,Q,R分别为末端状态、中间状态及控制变量对应的权重矩阵，τ为避障权重系数，v为探测器速度矢量，
Figure BDA0002257023060000046
为探测器当前时刻位置与速度，为探测器末端时刻位置与速度，A,B,C分别为探测器离散动力学方程系数矩阵，
Figure BDA0002257023060000048
为可行状态集合，
Figure BDA0002257023060000049
为滚动时域上可行末端状态集合，
Figure BDA00022570230600000410
为探测器所受控制约束。
对优化问题(12)进行求解，得到滚动时域上最优轨迹及对应的最优控制序列，保留控制序列第一项作为系统控制输出施加到探测器上，更新系统状态并将新的系统状态作为下一滚动时域的初始状态对优化问题进行再次求解，不断重复该过程，直到到达末端状态xf，由此生成行星着陆轨迹及对应的控制指令序列，实现轨迹的在线优化求解，从而在保证星上计算效率的前提下，提高探测器在状态不确定条件下对障碍的规避能力，完成安全精确着陆目标。
有益效果：
本发明公开的基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法，针对天体表面复杂地形地貌以及探测器在运动过程中存在的位置与速度估计误差，提出不均匀椭球模型，通过实时计算动态空间裕度与最大危险方向矢量，实现对探测器附近地形障碍碰撞威胁的量化描述，进一步形成着陆轨迹优化问题，通过模型预测控制方法，实现轨迹的在线优化求解，从而在保证星上计算效率的前提下，提高探测器在状态不确定条件下对障碍的规避能力，完成安全精确着陆目标。
附图说明
图1为本发明公开的基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法流程图；
图2为模型预测控制优化得到的着陆轨迹及下降过程中计算得到的最大危险方向矢量；
图3为下降过程中计算得到的动态空间裕度变化情况；
图4为下降过程中探测器位置矢量在X，Y，Z轴的变化曲线；
图5为下降过程中探测器速度矢量在X，Y，Z轴的变化曲线；
图6为通过模型预测控制得到的最优控制变量在X，Y，Z轴的变化曲线。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例1：
为了验证方法的可行性，基于NASA OSIRIS-REx任务的目标天体Bennu建立小行星着陆动力学模型，小行星自转角速度为ω＝4.0679×10-4rad/s，密度ρ＝1.26×103kg/m3，引力常量G＝6.67×10-11Nm2/kg2。在小行星表面固连坐标系下，探测器初始位置r0＝[100,-80,380]Tm，初始速度v0＝[-1,0,0]Tm/s，目标着陆点位置rf＝[-26,0,243]Tm，理想末端速度vf＝[0,0,0]Tm/s。
如图1所示，本实施例公开的基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法，包括如下步骤：
步骤一、结合探测器当前位置与速度估计误差，在位置空间建立不均匀膨胀椭球模型。
在小天体质心固连系下建立动力学方程
其中g(r)为探测器在r处所受的引力加速度，其值由多面体引力场模型给出，ap为探测器所受的太阳光压、第三体引力等环境扰动，满足ap～N(0,1e-4)。下降过程中在计算不均匀膨胀椭球时采用的导航系统位置估计协方差为
速度估计协方差为
Figure BDA0002257023060000062
位置、速度估计误差均满足高斯分布。初始时刻，位置估计均值与速度估计均值分别为
μr＝[92.1505,-80.1792,378.8226]Tm (16)
μv＝[-0.8596,-0.0022,-0.0855]Tm/s (17)
首先计算探测器真实位置范围，即以μr为中心根据协方差矩阵Cr形成3σ均匀膨胀椭球，得到式(5)中的集合
Figure BDA0002257023060000063
再结合速度估计误差对椭球进行扩张，得到不均匀椭球部分。根据速度估计协方差矩阵Cv得到速度估计在各方向上的方差
Figure BDA0002257023060000071
则有σv＝[0.1,0.01,0.3]T。在位置空间中考虑探测器在3σ速度误差内不加控制运动ΔT＝3s后前进的距离范围，采用M＝20个满足正态分布N(μv,σv)的样本点进行预测，得到集合
Figure BDA0002257023060000072
从而得到不均匀膨胀椭球
Figure BDA0002257023060000073
Figure BDA0002257023060000074
实现在三维位置空间不均匀膨胀椭球模型的建立。
步骤二、结合步骤一中得到的不均匀膨胀椭球模型，根据星上障碍检测结果，计算动态空间裕度与最大危险方向矢量，实现对着陆风险的实时评估。
着陆过程中假设天体表面rh＝[14,-23,250]Tm处存在一半径Rh＝15m的半球形障碍，如图2所示。结合步骤一中得到的不均匀膨胀椭球，搜索椭球表面距离障碍最近点p坐标。此处为了减少计算量，将不均匀椭球表面离散成84个点，遍历各点到障碍外接球的相对距离，保留最小值作为当前时刻动态空间裕度的近似值，即
d＝133.9537m (20)
进一步由式(11)得到最大危险方向矢量
d0＝[-0.4722,0.3633,-0.8031]T (21)
步骤三、根据步骤二得到的动态空间裕度d与最大危险方向矢量d0，形成着陆轨迹优化问题，通过模型预测控制方法，在滚动时域上对该问题进行求解，生成下降轨迹，从而在保证星上计算效率的前提下，提高探测器在状态不确定条件下对障碍的规避能力，完成安全精确着陆目标。
结合探测器实际下降过程中所受到的动力学方程(13)和初始末端状态约束，采用模型预测控制方法，生成满足着陆精度与避障要求的下降轨迹。优化问题(12)中滚动时域长度N＝8，步长1.5s，中间状态及控制变量对应的权重矩阵分别为Q＝I6,R＝I3，末端状态权重矩阵P通过求解以下里卡蒂方程得到
AT(P-PB(BTPB+R)-1BTP)A+Q-P＝0 (22)
避障权重系数τ＝1000。
采用YALMIP工具包对优化问题进行求解，得到滚动时域上最优轨迹及对应的最优控制序列，保留控制序列第一项作为系统控制输出施加到探测器上，更新系统状态并将新的系统状态作为下一滚动时域的初始状态对优化问题进行再次求解，不断重复该过程，直到到达末端状态xf附近。轨迹优化结果如图2所示，其中点画线为优化得到的下降轨迹，短实线为下降过程中根据步骤二计算得到的最大危险方向矢量，图3中给出了下降过程中根据步骤二计算得到的动态空间裕度变化情况。能够看出，探测器在运动过程中经历了动态空间裕度由大变小又缓慢增大的过程。在沿着最优着陆轨迹运动时，探测器在X，Y，Z轴的位置与速度变化曲线如图4-5所示，图6给出了根据模型预测控制求解得到的最优控制变量在X，Y，Z轴的变化曲线。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法，其特征在于：包括如下步骤，
步骤一、结合探测器当前位置与速度估计误差，在位置空间建立不均匀膨胀椭球模型；
步骤二、结合步骤一中得到的不均匀膨胀椭球模型，根据星上障碍检测结果，计算动态空间裕度与最大危险方向矢量，实现对着陆风险的实时评估；
步骤三、根据步骤二得到的动态空间裕度与最大危险方向矢量，形成着陆轨迹优化问题，通过模型预测控制方法，在滚动时域上对该问题进行求解，生成下降轨迹，从而在保证星上计算效率的前提下，提高探测器在状态不确定条件下对障碍的规避能力，完成安全精确着陆目标。
2.如权利要求1所述的基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法，其特征在于：步骤一实现方法为，
采用着陆点固连坐标系对探测器的下降过程进行建模；探测器在t时刻实际状态为
Figure FDA0002257023050000011
测量状态为
Figure FDA0002257023050000012
导航系统得到的位置估计均值为μr，位置估计协方差为Cr，速度估计均值为μv，速度估计协方差为Cv，则有rm(t)＝μr,vm(t)＝μv；
首先给出探测器真实位置范围，即以μr为中心根据协方差矩阵Cr形成3σ均匀膨胀椭球；将协方差矩阵从着陆点固连坐标系转换至以μr为中心的椭球坐标系
Figure FDA0002257023050000013
其中，D为位置估计协方差矩阵Cr特征值构成的对角阵，对角元素的均方根分别代表1σ位置误差椭球的半轴长度，正交矩阵Ur为从着陆点固连坐标系到椭球坐标系的转换矩阵，每一列为Cr特征值对应的特征向量；探测器在椭球坐标系下的位置矢量rE与着陆点固连坐标系下位置矢量r间满足
Figure FDA0002257023050000014
3σ位置误差椭球方程为
Figure FDA0002257023050000015
则探测器的真实位置满足不等式
位置空间中所有满足式(4)的状态组成集合
Figure FDA0002257023050000017
即
再结合速度估计误差对椭球进行扩张，得到不均匀椭球部分；由于探测器的运动速度决定探测器下一步的前进方向以及前进距离，尤其在附近存在地形障碍时能够反映出探测器在该方向上受到的碰撞威胁大小；根据速度估计协方差矩阵Cv得到速度估计在各方向上的方差
其中，σv＝[σvx,σvy,σvz]T分别为速度估计在着陆点固连系x,y,z轴上的标准差；在位置空间中考虑探测器在3σ速度误差内不加控制运动ΔT后前进的距离范围，采用M个满足正态分布N(μv,σv)的样本点进行预测，即对于任意vi～N(μv,σv),i＝1,2,...,M，计算
Δri＝viΔT (7)
得到的M个距离增量矢量组成集合
Figure FDA0002257023050000022
进一步得到不均匀膨胀椭球
Figure FDA0002257023050000023
Figure FDA0002257023050000024
其中
Figure FDA0002257023050000025
即实现在三维位置空间建立不均匀膨胀椭球模型。
3.如权利要求2所述的基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法，其特征在于：步骤二实现方法为，
探测器在下降开始前以及下降过程中通过敏感器对天体表面地形进行观测，记检测得到的障碍集合为该集合包含了具体的障碍物中心坐标[xhk,yhk,zhk]及外接球半径Rhk；此处仅考虑存在单一障碍的情况，即
Figure FDA0002257023050000027
考虑到探测器与障碍距离越近或相对运动速度越大时，障碍对探测器的安全性威胁越明显，结合步骤一中得到的不均匀膨胀椭球模型，定义动态空间裕度d为障碍外接球与不均匀膨胀椭球间的最小距离，即
d＝||rh-rp||-Rh (10)
其中，rh＝[xh,yh,zh]T为障碍位置矢量，Rh为该障碍对应的外接球半径，
Figure FDA0002257023050000028
为不均匀膨胀椭球表面距离障碍最近点p对应的位置矢量；进一步得到最大危险方向矢量d0，定义最大危险方向矢量d0为动态空间裕度d对应的单位方向矢量，方向从点p指向障碍物中心
Figure FDA0002257023050000029
该方向反映了状态不确知条件下，对探测器安全性构成威胁最大的方向；通过确定动态空间裕度d与最大危险方向矢量d0，能够实现对着陆风险的实时评估，量化描述地形障碍在探测器运动过程中对着陆安全性的影响大小。
4.如权利要求3所述的基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法，其特征在于：步骤三实现方法为，
结合探测器实际下降过程中所受到的动力学约束和初始末端状态约束，采用模型预测控制方法，生成满足着陆精度与避障要求的下降轨迹；
在模型预测控制框架下形成以下优化问题
Figure FDA0002257023050000031
s.t.
xk+1＝Axk+Buk+Cg,
Figure FDA0002257023050000032
Figure FDA0002257023050000033
其中，N为滚动时域长度，k为当前滚动时域的第k步，xk为探测器在第k步的状态矢量，uk为第k步控制矢量，P,Q,R分别为末端状态、中间状态及控制变量对应的权重矩阵，τ为避障权重系数，v为探测器速度矢量，
Figure FDA0002257023050000034
为探测器当前时刻位置与速度，
Figure FDA0002257023050000035
为探测器末端时刻位置与速度，A,B,C分别为探测器离散动力学方程系数矩阵，
Figure FDA0002257023050000036
为可行状态集合，
Figure FDA0002257023050000037
为滚动时域上可行末端状态集合，为探测器所受控制约束；
对优化问题(12)进行求解，得到滚动时域上最优轨迹及对应的最优控制序列，保留控制序列第一项作为系统控制输出施加到探测器上，更新系统状态并将新的系统状态作为下一滚动时域的初始状态对优化问题进行再次求解，不断重复该过程，直到到达末端状态xf，由此生成行星着陆轨迹及对应的控制指令序列，实现轨迹的在线优化求解，从而在保证星上计算效率的前提下，提高探测器在状态不确定条件下对障碍的规避能力，完成安全精确着陆目标。
5.如权利要求4所述的基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法，其特征在于：步骤二中，所述敏感器包括星载光学相机、激光雷达。
CN201911057919.3A 2019-11-01 2019-11-01 基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法 Active CN110686683B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911057919.3A CN110686683B (zh) 2019-11-01 2019-11-01 基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911057919.3A CN110686683B (zh) 2019-11-01 2019-11-01 基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110686683A true CN110686683A (zh) 2020-01-14
CN110686683B CN110686683B (zh) 2021-03-30

Family

ID=69115261

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911057919.3A Active CN110686683B (zh) 2019-11-01 2019-11-01 基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110686683B (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112066999A (zh) * 2020-09-16 2020-12-11 北京控制工程研究所 一种行星着陆过程引力方向实时确定方法
CN112644738A (zh) * 2021-01-19 2021-04-13 哈尔滨工业大学 一种行星着陆避障轨迹约束函数设计方法
CN114839642A (zh) * 2022-03-15 2022-08-02 广东电网有限责任公司广州供电局 基于tof摄像头的输电线路防外力破坏在线监测方法及装置
CN115952253A (zh) * 2023-03-15 2023-04-11 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 用于复杂地形空间数据库的空投轨迹预测方法及装置

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106778012A (zh) * 2016-12-29 2017-05-31 北京理工大学 一种小天体附着探测下降轨迹优化方法
CN107621829A (zh) * 2017-09-19 2018-01-23 北京理工大学 一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法
CN108279011A (zh) * 2018-01-30 2018-07-13 北京理工大学 行星探测着陆轨迹综合优化方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106778012A (zh) * 2016-12-29 2017-05-31 北京理工大学 一种小天体附着探测下降轨迹优化方法
CN107621829A (zh) * 2017-09-19 2018-01-23 北京理工大学 一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法
CN108279011A (zh) * 2018-01-30 2018-07-13 北京理工大学 行星探测着陆轨迹综合优化方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
崔平远等: "行星着陆探测中的动力学与控制研究进展", 《航天器环境工程》 *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112066999A (zh) * 2020-09-16 2020-12-11 北京控制工程研究所 一种行星着陆过程引力方向实时确定方法
CN112066999B (zh) * 2020-09-16 2022-08-12 北京控制工程研究所 一种行星着陆过程引力方向实时确定方法及装置
CN112644738A (zh) * 2021-01-19 2021-04-13 哈尔滨工业大学 一种行星着陆避障轨迹约束函数设计方法
CN112644738B (zh) * 2021-01-19 2021-09-17 哈尔滨工业大学 一种行星着陆避障轨迹约束函数设计方法
CN114839642A (zh) * 2022-03-15 2022-08-02 广东电网有限责任公司广州供电局 基于tof摄像头的输电线路防外力破坏在线监测方法及装置
CN114839642B (zh) * 2022-03-15 2024-03-26 广东电网有限责任公司广州供电局 基于tof摄像头的输电线路防外力破坏在线监测方法及装置
CN115952253A (zh) * 2023-03-15 2023-04-11 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 用于复杂地形空间数据库的空投轨迹预测方法及装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN110686683B (zh) 2021-03-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110686683B (zh) 基于不均匀膨胀椭球的行星着陆轨迹在线优化方法
JP6594589B1 (ja) 走行計画生成装置および自動運転システム
CN109669481B (zh) 基于等碰撞概率面法的航天器安全接近控制方法
US8038062B2 (en) Methods and apparatus for path planning for guided munitions
CN108279011B (zh) 行星探测着陆轨迹综合优化方法
CN107621829B (zh) 一种行星着陆障碍规避的安全区膨胀制导方法
Dai et al. Path planning and state estimation for unmanned aerial vehicles in hostile environments
CN109765919B (zh) 基于等碰撞概率线法的航天器近距离安全操作控制方法
CN102981507A (zh) 一种软着陆自主障碍规避常推力器控制方法
CN111766883B (zh) 小天体协同附着鲁棒避障控制方法
CN111762341B (zh) 小天体形貌特征在线提取的安全附着多模切换制导方法
Okasha et al. Guidance, navigation and control for satellite proximity operations using tschauner-hempel equations
Kim Control laws to avoid collision with three dimensional obstacles using sensors
Chen et al. Orbital evasive target tracking and sensor management
Esmailifar et al. Moving target localization by cooperation of multiple flying vehicles
CN112896560B (zh) 小天体表面安全弹跳移动轨迹规划方法
Farmani et al. Optimal UAV sensor management and path planning for tracking multiple mobile targets
CN110231619B (zh) 基于恩克法的雷达交接时刻预报方法及装置
Bis et al. Velocity occupancy space: Robot navigation and moving obstacle avoidance with sensor uncertainty
Camara et al. Design and performance assessment of hazard avoidance techniques for vision based landing
Ge et al. Collision Risk-Perceptive Landing Control for Small-Body Missions
Rogata et al. Design and performance assessment of hazard avoidance techniques for vision-based landing
Jeong et al. Parametric study of sensor placement for vision-based relative navigation system of multiple spacecraft
Kim 3D path planner of an autonomous underwater vehicle to track an emitter using frequency and azimuth–elevation angle measurements
Hough Acceleration characterization for reentry orbit determination with unmodeled maneuvers

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant