CN1851597A - 深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法 - Google Patents

Abstract

深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法，涉及一种对深空探测器的控制方法。针对现有深空探测器存在控制精度不高、可靠性差的问题，本发明提供一种深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法，探测器通过自带的导航传感器测得探测器当前的位置r、速度,,信息，通过自带的障碍检测装置测得障碍的位置x_l，y_l，障碍的大小z_l信息，探测器的控制器根据测得的上述信息利用所述公式进行计算，得到探测器喷嘴三个方向上控制力p_x、p_y、p_z的大小，探测器受p_x、p_y、p_z控制力的作用，即可保证其沿安全的下降轨迹着陆到目标星体表面。本发明所述方法可以很好的完成探测器在危险地形中的障碍规避任务，并且算法简单、计算量小、控制精度高、可靠性高。

Description

深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法

技术领域

本发明涉及一种对深空探测器的控制方法，特别是一种深空控测器在软着陆过程中可以自主对障碍进行规避的控制方法。

背景技术

随着行星际探测任务的日益增多，探测器在星球表面的安全软着陆已经成为未来深空科学探测的重要任务和课题。为了对有科学价值的区域进行研究和取样，希望探测器能够在危险区域(岩石、弹坑和陡坡)安全着陆。当前行星探测活动软着陆的成功率、生存率还是比较低的，40多年来，前苏联、美国、日本和欧洲共实施了30几次火星探测活动，其中约2/3以失败告终。在深空探测任务中，由于目标天体和地面基站之间存在着较长的通讯延迟，加之着陆天体的过程持续时间相对较短，采用传统的基于深空网的导航制导控制模式无法满足障碍规避实时性的要求。为了安全、准确地降落到目标星体表面，未来探测器必须具有自主的障碍检测与规避的能力。探测器软着陆自主障碍规避是在获取着陆区地形信息前提下，规划满足探测器机动性能的探测器运动轨迹、平动速度与转动速度，即完成探测器的导航任务，从而将命令送给探测器姿态、轨道控制系统进行机动控制。探测器软着陆自主障碍规避包括：探测器运动轨迹规划、探测器障碍规避控制等部分。到目前为止，具有障碍规避能力的探测器只有美国的阿波罗系列月球探测器，该系列探测器由于是载人，宇航员可以直接参与障碍规避工作，从而大大降低了对探测器自主能力的要求。因此，目前还没有一个真正意义上完成软着陆自主障碍规避的探测器。由于探测器软着陆自主障碍规避能力是深空探测器生存能力的瓶颈，因此深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法是当前各国航天科研部门重点发展的研究方向之一。

在已发展的深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法中，在先技术[1](参见Andrew Johnson，Allan Klumpp，James Collier and Aron Wolf etal.，LIDAR-ba sed Hazard Avoidance for Safe Landing on Mars.Appearingas AAS 01-120 in the AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting，SantaBarbara，CA，February 2001)，美国NASA下属JPL实验室与加利福尼亚技术研究中心联合开发的一套基于激光扫描雷达进行障碍检测、规避算法。该套算法提出的障碍规避控制方法是根据障碍信息事先规划出着陆点，利用导航系统给出的探测器当前位置与速度信息规划一条规避轨迹，该轨迹通过位置四次多项式的形式完成两点边值问题。在下降过程中，产生控制力使探测器沿该轨迹下降到目标星表面。这种控制方法由于利用了多项式的形式而有解析表达式，因此其具有算法简单、计算时间少等特点，但是由于该控制方法是基于开环控制理论，需要过多的外部精确信息，但是其需要的许多信息并不能精确得到，这导致了该控制方法控制精度的不确定性。

在先技术[2](参见Edward C.Wong，Gurkirpal Singh and James P.Masciarelli et al.，Autonomous Guidance and Control Design for HazardAvoidance and safe Landing on Mars.Appearing as 2002-4619 in theAIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit)，美国NASA下属JPL实验室与约翰逊空间中心联合开发的一套探测器着陆过程中的障碍规避控制算法。该套算法中所利用的障碍规避控制方法仍然是采用事先选择出着陆点，利用导航系统给出的探测器当前位置与速度信息规划规避轨迹，该轨迹也是通过多项式的形式完成两点边值问题。该控制方法是采用位置三次多项式的形式，并与在先技术[1]事先规划一条轨迹不同的是该算法每隔一段时间便利用导航信息进行轨迹规划，在规划间隔的时间内控制探测器沿上一条规划轨迹下降。该算法在保留了算法简单、计算时间少等特点外，还具有一定的鲁棒性，但是该算法在规划下降轨迹时仅利用了着陆点信息，并未考虑着陆区域内障碍的大小、类型等信息，这样的规避轨迹并不能完全保证探测器在规避的过程中不与其它障碍发生碰撞。

发明内容

针对现有深空探测器存在控制精度不高、可靠性差的问题，本发明提供一种控制精度和可靠性都较高且算法简单、计算量小的深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法，该控制方法应用于深空探测器软着陆末端，利用地形信息以及探测器位置、速度信息，探测器基于该控制方法利用控制信号驱动执行机构即喷嘴产生控制力，使探测器平稳安全地下降到目标星体表面。

一种深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法，探测器通过自带的导航传感器测得探测器当前的位置r、速度

信息，通过自带的障碍检测装置测得障碍的位置x_i，y_i，障碍的大小z_i信息，探测器的控制器根据测得的上述信息利用下述公式进行计算，得到探测器喷嘴三个方向上控制力p_x、p_y、p_z的大小，探测器受p_x、p_y、p_z控制力的作用，即可保证其沿安全的下降轨迹着陆到目标星体表面；

所述公式为：

$P_x=-U_{x}m+2{({\mathrm{\ω}}_e\×\frac{\mathrm{\δr}}{\mathrm{\δt}})}_{x}m+{({\mathrm{\ω}}_e\×({\mathrm{\ω}}_e\×r))}_{x}m-k_x\stackrel{\·}{x}/2+\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{k}_1\left|z_i\right|e^{\left(\frac{{(x-x_i)}^2+{(y-y_i)}^2}{{\mathrm{\σ}}^2}\right)}\frac{(x-x_i)}{{\mathrm{\σ}}^2}-p_1(x-x_i)$

$P_y=-U_{y}m+2{({\mathrm{\ω}}_e\×\frac{\mathrm{\δr}}{\mathrm{\δt}})}_{y}m+{({\mathrm{\ω}}_e\×({\mathrm{\ω}}_e\×r))}_{y}m-k_y\stackrel{\·}{y}/2+\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{k}_1\left|z_i\right|e^{\left(\frac{{(x-x_i)}^2+{(y-y_i)}^2}{{\mathrm{\σ}}^2}\right)}\frac{(y-y_i)}{{\mathrm{\σ}}^2}-p_2(y-y_i)$

$P_z=-U_{z}m+2{({\mathrm{\ω}}_e\×\frac{\mathrm{\δr}}{\mathrm{\δt}})}_{z}m+{({\mathrm{\ω}}_e\×({\mathrm{\ω}}_e\×r))}_{z}m-k_z\stackrel{\·}{z}/2-p_3(z-z_i)$

其中：U为天体引力加速度；m为探测器质量；ω_e为动坐标系旋转角速度，r为探测器质心在惯性坐标系中的矢径；k_x，k_y，k_z是正数，它由李亚普诺夫函数值期望下降速度决定；K₁是正数，它是危险地形势函数相对于能量函数的权重；σ是正数，它的数值决定于危险地形势的形状；p₁，p₂，p₃是正数，它是位置项相对于速度项的权重。

本发明的技术效果：

为了验证本发明的技术效果，下面对利用所述深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法的控制性能进行仿真测试，仿真测试参数如表1所示。

仿真测试的目标着陆区地形如图1所示，图2、图3分别给出了李亚普诺夫函数中能量函数值曲面与危险势函数值曲面，图4给出了李亚普诺夫函数值曲面，图5、图6给出了探测器软着陆自主障碍规避速度、位置曲线，图7为规避轨迹在李亚普诺夫函数高程图中的表示。

从图7中可以看出，在仿真测试中探测器沿李亚普诺夫函数值下降的方向到达了局部极小点。由图5可见，到达安全着陆点时，探测器速度接近零值。由以上分析，本发明给出的软着陆自主障碍规避控制方法可以很好的完成探测器在危险地形中的障碍规避任务。同时，本发明所述深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法，其李亚普诺夫函数即代表了障碍在该点所产生的危险势，也代表了探测器移动所需的能量。由于所述方法是基于李亚普诺夫第二法第一定律来求取控制律的，因此该方法是局部渐进稳定的，同时该方法具有事先不求取着陆点的优点，而是由控制规律自主地驱动探测器到达局部最安全点，同时速度达到零。该控制方法由于采用了指数函数形式，其微分有解析形式，使得该控制方法具有算法简单、计算量小、控制精度高、可靠性高的优点。

                                表1  仿真测试条件

轨迹参数	名称量值单位	初始速度(0，0，0)m/s	初始位置(0，0，20)m
					目标星参数	名称量值单位	引力系数4794m3/s2	自旋周期5.27h	极轴指向纬度22deg
名称量值单位	极轴指向经度9deg	调谐系数C20-0.113-	调谐系数C200.0396-
				名称量值单位		名义半径1750m	着陆点位置(45，45，1700)(deg，deg，m)
控制参数	名称量值单位	能量的加权系数0.002-	地势加权与形状系数(0.2，2)-						势函数下降系数0.2-

附图说明

图1是仿真测试的目标着陆区地形示意图，图2是李亚普诺夫函数能量中函数值曲面示意图，图3是李亚普诺夫函数中危险势函数值曲面示意图，图4是李亚普诺夫函数值曲面示意图，图5是探测器软着陆自主障碍规避速度曲线示意图，图6是探测器软着陆自主障碍规避位置曲线示意图，图7是规避轨迹在李亚普诺夫函数高程图中的表示示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：本实施方式是一种深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法。在深空探测器自主软着陆末端，基于障碍的位置、障碍的大小信息，利用该控制方法可以在危险着陆区域内，通过调节探测器喷嘴控制力大小来完成软着陆自主障碍规避，从而使探测器安全的降落在目标星体表面。从技术角度来看，该方法属于基于李亚普诺夫稳定控制理论的一种非线性控制方法。

本实施方式利用了李亚普诺夫稳定控制理论来进行障碍规避控制，其李亚普诺夫函数即代表了障碍在该点所产生的危险势，又代表了探测器移动所需的能量，同时其又是探测器位置、速度的函数，由李亚普诺夫第二法第一定律可以保证探测器到达着陆点时，其着陆速度也达到零值。

具体控制方法是，探测器通过自带的导航传感器测得探测器当前的位置r、速度 信息，通过自带的障碍检测装置测得障碍的位置x_i，y_i，障碍的大小z_i信息，探测器的控制器根据测得的上述信息利用下述公式进行计算，得到探测器喷嘴三个方向上控制力p_x、p_y、p_z的大小，探测器受p_x、p_y、p_z控制力的作用，即可保证其沿安全的下降轨迹着陆到目标星体表面；

所述公式为：

$P_x=-U_{x}m+2{({\mathrm{\ω}}_e\×\frac{\mathrm{\δr}}{\mathrm{\δt}})}_{x}m+{({\mathrm{\ω}}_e\×({\mathrm{\ω}}_e\×r))}_{x}m-k_x\stackrel{\·}{x}/2+\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{k}_1\left|z_i\right|e^{\left(\frac{{(x-x_i)}^2+{(y-y_i)}^2}{{\mathrm{\σ}}^2}\right)}\frac{(x-x_i)}{{\mathrm{\σ}}^2}-p_1(x-x_i)$

$P_y=-U_{y}m+2{({\mathrm{\ω}}_e\×\frac{\mathrm{\δr}}{\mathrm{\δt}})}_{y}m+{({\mathrm{\ω}}_e\×({\mathrm{\ω}}_e\×r))}_{y}m-k_y\stackrel{\·}{y}/2+\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{k}_1\left|z_i\right|e^{\left(\frac{{(x-x_i)}^2+{(y-y_i)}^2}{{\mathrm{\σ}}^2}\right)}\frac{(y-y_i)}{{\mathrm{\σ}}^2}-p_2(y-y_i)$

$P_z=-U_{z}m+2{({\mathrm{\ω}}_e\×\frac{\mathrm{\δr}}{\mathrm{\δt}})}_{z}m+{({\mathrm{\ω}}_e\×({\mathrm{\ω}}_e\×r))}_{z}m-k_z\stackrel{\·}{z}/2-p_3(z-z_i)$

其中：U为天体引力加速度；m为探测器质量；ω_e为动坐标系旋转角速度，r为探测器质心在惯性坐标系中的矢径；k_x，k_y，k_z是正数，它由李亚普诺夫函数值期望下降速度决定；K₁是正数，它是危险地形势函数相对于能量函数的权重；σ是正数，它的数值决定于危险地形势的形状；p₁，p₂，p₃是正数，它是位置项相对于速度项的权重。所述k_x，k_y，k_z，K₁，σ，p₁，p₂，p₃的具体数值根据现有技术可以确定。

本发明的基本原理如下：

李亚普诺夫第二法第一定律：

设系统的状态方程为

$\stackrel{\·}{X}=f\left(X\right)$

其中f(0，t)＝0。如果存在具有连续一阶偏导数的标量函数即李亚普诺夫函数V(X，t)，并且满足条件：

1、V(X，t)为正定

2、

(X，t)为负定

则在状态空间原点处的平衡状态是一致渐进稳定的。

选取正定的李雅普诺夫函数，可以用其来表示当前状态下的危险程度，以及距离着陆点的位置关系或代表能量等。这样令它的导数为负，求取控制律，可以保证探测器的状态达到期望的位置。

在对目标星体软着陆过程中，探测器的动力学方程为：

$m\frac{{\mathrm{\δ}}^{2}r}{{\mathrm{\δt}}^2}=P+\mathrm{mU}-2m{\mathrm{\ω}}_e\×\frac{\mathrm{\δr}}{\mathrm{\δt}}-m{\mathrm{\ω}}_e\×({\mathrm{\ω}}_e\×r)$

其中：m为深空探测器质量；r为探测器质心在惯性坐标系中的矢径；P为作用在探测器上的控制推力矢量；U为天体引力加速度；ω_e为动坐标系旋转角速度。

利用探测器的动力学方程可以求出系统状态方程为：

$\stackrel{\·}{r}=v$

$\stackrel{\·}{v}=P/m+U-{2\mathrm{\ω}}_e\×\frac{\mathrm{\δr}}{\mathrm{\δt}}-{\mathrm{\ω}}_e\×({\mathrm{\ω}}_e\×r)---\left(1\right)$

该控制方法利用探测器携带的导航传感器给出的探测器当前的位置、速度信息，基于星载的障碍检测装置给出的着陆区域内，障碍的位置、障碍的大小信息，控制探测器的喷嘴控制力的大小来驱动探测器沿一条安全的下降轨迹着陆到目标星体表面。

在应用中对X轴、Y轴与Z轴方向上，利用李雅普诺夫函数法求取控制律。该发明利用的李雅普诺夫函数由两部分组成：1、能量函数、2、危险地形势函数。以下是李雅普诺夫函数的具体表现：

1、能量函数：

${\mathrm{\Φ}}_P(x,y,z,\stackrel{\·}{x},\stackrel{\·}{y},\stackrel{\·}{z})=\left[\begin{array}{cccccc}x-x_0& y-y_0& z-z_0& \stackrel{\·}{x}& \stackrel{\·}{y}& \stackrel{\·}{z}\end{array}\right]\left[\begin{array}{cccccc}{p}_1& 0& 0& 0& 0& 0\\ 0& p_2& 0& 0& 0& 0\\ 0& 0& p_3& 0& 0& 0\\ 0& 0& 0& 1& 0& 0\\ 0& 0& 0& 0& 1& 0\\ 0& 0& 0& 0& 0& 1\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}x-x_0\\ y-y_0\\ z-z_0\\ \stackrel{\·}{x}\\ \stackrel{\·}{y}\\ \stackrel{\·}{z}\end{array}\right]$ 其中，x，y，z代表了探测器当前在X轴、Y轴与Z轴方向上的位置，x₀，y₀，z₀代表在进行障碍规避开始时刻，探测器在X轴、Y轴与Z轴方向上的位置， 代表了探测器在X轴、Y轴与Z轴方向上的速度，以上信息均由星载导航传感器提供，p₁，p₂，p₃是正的系数。该函数代表当前位置与初始位置之间的距离，代表了能量的消耗，该函数越大代表消耗的能量越多，反之越少。

2、危险地形势函数为：

${\mathrm{\Φ}}_S(x,y)=\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{k}_1\left|z_i\right|e^{\left(\frac{{(x-x_i)}^2+{(y-y_i)}^2}{{\mathrm{\σ}}^2}\right)}$

其中，x，y代表了探测器当前在X轴与Y轴方向上的位置，x_i，y_i代表了障碍的位置，z_i代表了障碍的高度或深度，以上信息均由星载障碍检测装置提供，k₁，σ是正数，i是障碍的号码。该函数代表了着陆区附近的危险地势，该函数越大代表地势越危险，反之越安全。

则选取的李雅普诺夫函数为：

                             Φ＝Φ_P+Φ_S

由Φ_P和Φ_S可知：

                                Φ＞0

由李亚普诺夫第二定理知道当 $\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&Phi;}}<0$ 时，则系统将收敛于平衡点。

故令

$\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&Phi;}}=-k_x{\stackrel{\&CenterDot;}{x}}^2-k_y{\stackrel{\&CenterDot;}{y}}^2-k_z{\stackrel{\&CenterDot;}{z}}^2$

其中k_x，k_y，k_z是正数。结合系统状态方程(1)可以求取控制力P。

利用上面的推导可以得到控制力P的表达式为：

$P_x=-U_{x}m+2{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;\frac{\mathrm{\&delta;r}}{\mathrm{\&delta;t}})}_{x}m+{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;r))}_{x}m-k_x\stackrel{\&CenterDot;}{x}/2+\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\&Sigma;}}}{k}_1\left|z_i\right|e^{\left(\frac{{(x-x_i)}^2+{(y-y_i)}^2}{{\mathrm{\&sigma;}}^2}\right)}\frac{(x-x_i)}{{\mathrm{\&sigma;}}^2}-p_1(x-x_i)$

$P_y=-U_{y}m+2{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;\frac{\mathrm{\&delta;r}}{\mathrm{\&delta;t}})}_{y}m+{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;r))}_{y}m-k_y\stackrel{\&CenterDot;}{y}/2+\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\&Sigma;}}}{k}_1\left|z_i\right|e^{\left(\frac{{(x-x_i)}^2+{(y-y_i)}^2}{{\mathrm{\&sigma;}}^2}\right)}\frac{(y-y_i)}{{\mathrm{\&sigma;}}^2}-p_2(y-y_i)---\left(2\right)$

$P_z=-U_{z}m+2{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;\frac{\mathrm{\&delta;r}}{\mathrm{\&delta;t}})}_{z}m+{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;r))}_{z}m-k_z\stackrel{\&CenterDot;}{z}/2-p_3(z-z_i)$

x，y，z代表了探测器当前在X轴、Y轴与Z轴方向上的位置，

代表了探测器在X轴、Y轴与Z轴方向上的速度，x_i，y_i代表了障碍的位置，z_i代表了障碍的高度或深度，将这些信息带入式(2)中即可得到控制力P的大小。

Claims (1)

1.一种深空探测器软着陆自主障碍规避控制方法，其特征在于探测器通过自带的导航传感器测得探测器当前的位置r、速度

信息，通过自带的障碍检测装置测得障碍的位置x_i，y_i，障碍的大小z_i信息，探测器的控制器根据测得的上述信息利用下述公式进行计算，得到探测器喷嘴三个方向上控制力p_x、p_y、p_z的大小，探测器受p_x、p_y、p_z控制力的作用，即可保证其沿安全的下降轨迹着陆到目标星体表面；

所述公式为：

$P_x=-U_{x}m+2{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;\frac{\mathrm{\&delta;r}}{\mathrm{\&delta;t}})}_{x}m+{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;r))}_{x}m-k_x\stackrel{\&CenterDot;}{x}/2+\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\&Sigma;}}}{k}_1\left|z_i\right|e^{\left(\frac{{(x-x_i)}^2+{(y-y_i)}^2}{{\mathrm{\&sigma;}}^2}\right)}\frac{(x-x_i)}{{\mathrm{\&sigma;}}^2}-p_1(x-x_i)$

$P_y=-U_{y}m+2{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;\frac{\mathrm{\&delta;r}}{\mathrm{\&delta;t}})}_{y}m+{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;r))}_{y}m-k_y\stackrel{\&CenterDot;}{y}/2+\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\&Sigma;}}}{k}_1\left|z_i\right|e^{\left(\frac{{(x-x_i)}^2+{(y-y_i)}^2}{{\mathrm{\&sigma;}}^2}\right)}\frac{(yy-y_i)}{{\mathrm{\&sigma;}}^2}-p_2(y-y_i)$

$P_z=-U_{z}m+2{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;\frac{\mathrm{\&delta;r}}{\mathrm{\&delta;t}})}_{z}m+{({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;({\mathrm{\&omega;}}_e\&times;r))}_{z}m-k_z\stackrel{\&CenterDot;}{z}/2-p_3(z-z_i)$

其中：U为天体引力加速度；m为探测器质量；ω_e为动坐标系旋转角速度，r为探测器质心在惯性坐标系中的矢径；k_x，k_y，k_z是正数，它由李亚普诺夫函数值期望下降速度决定；K₁是正数，它是危险地形势函数相对于能量函数的权重；σ是正数，它的数值决定于危险地形势的形状；p₁，p₂，p₃是正数，它是位置项相对于速度项的权重。

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