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原文传递月面上升器的上升交会轨迹规划方法及装置

专利名称：	月面上升器的上升交会轨迹规划方法及装置
摘要：	本发明涉及一种月面上升器的上升交会轨迹规划方法及装置，先计算上升器在竖直上升段终点的状态，然后将上升器在竖直上升段终点的状态转换到月心球面坐标系下可获得轨迹优化初值，再基于月心球面坐标系下上升器动力学模型获取月面上升交会轨迹优化模型，随后根据月面上升交会轨迹优化模型建立直接上升交会轨迹优化模型和上升调相交会轨迹优化模型，然后选用交会时间短的交会模式对应的上升交会轨迹优化模型计算的轨迹作为目标上升交会轨迹。该方法选用交会时间最短的交会方式所对应的交会轨迹优化模型计算的轨迹作为交会估计，交会时间短，且交会轨迹计算时间短，能够实现飞行器在实际飞行中的实时在线轨迹规划。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	陕西;61
申请人：	西北工业大学
发明人：	班焕恒;闫晓东
专利状态：	有效
申请日期：	2023-06-12T00:00:00+0800
发布日期：	2023-11-10T00:00:00+0800
申请号：	CN202310693367.5
公开号：	CN117022673A
代理机构：	西安维赛恩专利代理事务所(普通合伙)
代理人：	李明全;张瑞琪
分类号：	B64G1/24;B;B64;B64G;B64G1;B64G1/24
申请人地址：	710072 陕西省西安市友谊西路127号
主权项：	1.一种月面上升器的上升交会轨迹规划方法，其特征在于，包括：计算上升器在竖直上升段终点的状态；将上升器在竖直上升段终点的状态转换到月心球面坐标系下可获得轨迹优化初值；基于月心球面坐标系下上升器动力学模型获取月面上升交会轨迹优化模型；根据月面上升交会轨迹优化模型建立直接上升交会轨迹优化模型和上升调相交会轨迹优化模型；将所述轨迹优化初值输入直接上升交会轨迹优化模型获得直接上升交会时间与直接上升交会轨迹，将所述轨迹优化初值输入上升调相交会轨迹优化模型获得上升调相交会轨迹和上升调相交会时间；对比直接上升交会时间和上升调相交会时间，若所述直接上升交会时间大于上升调相交会时间，则确定上升调相交会为目标上升器交会模式，若所述直接上升交会时间小于上升调相交会时间，则确定直接上升交会为目标上升器交会模式；判断上升器离开月面的等待时间是否小于15s～25s，若是，则确定的目标上升器交会模式对应的上升交会轨迹为目标上升交会轨迹，否则，等待上升器离开月面的等待时间小于15s～25s后，获取轨迹优化更新初值，并将轨迹优化更新初值输入目标上升器交会模式对应的交会轨迹优化模型，获得上升交会更新轨迹作为目标上升交会轨迹。 2.根据权利要求1所述的月面上升器的上升交会轨迹规划方法，其特征在于，计算上升器在竖直上升段终点的状态包括：获取上升器竖直上升参数，所述上升器竖直上升参数包括竖直上升段的起始时刻、起始位置和起始速度矢量；将所述上升器竖直上升参数代入飞行器竖直上升段轨迹计算模型，获得上升器在竖直上升段终点的状态；具体的，飞行器竖直上升段轨迹计算模型为式中，r表示位置矢量，v表示速度矢量，下标“vaf”表示竖直上升段的终点，下标“va0”表示竖直上升段的起点，t为飞行时间，r(tva0)和r(tvaf)分别为竖直上升起点和终点的位置矢量，v(tva0)和v(tvaf)为竖直上升起点和终点的速度矢量，m(tva0)和m(tvaf)分别为竖直上升起点和终点处上升器的质量，P1为主发动机推力大小，Isp1为上升器主发动机的比冲，μm为月球引力常数，g0为地球引力加速度。 3.根据权利要求2所述的月面上升器的上升交会轨迹规划方法，其特征在于，获取轨迹优化更新初值包括：获取上升器竖直上升更新参数；将所述上升器竖直上升更新参数代入飞行器竖直上升段轨迹计算模型，获得上升器在竖直上升段终点的更新状态；将上升器在竖直上升段终点的更新状态转换到月心球面坐标系下可获得轨迹优化更新初值。 4.根据权利要求3所述的月面上升器的上升交会轨迹规划方法，其特征在于，基于月心球面坐标系下上升器动力学模型获取月面上升交会轨迹优化模型包括：将月心球面坐标系下上升器动力学模型转换为式中：R为径向距离，θ为相角，φ为极角；Vr，Vt和Vp为上升器的速度在月心球坐标系下的各分量；ur、ut和up为上升器推力方向在月心球坐标系下的各分量；P为上升器推力大小，m为上升器的质量，me为上升器秒耗量；建立上升器的初始状态约束、上升器与轨道器的交会约束、月心距约束、上升器推力大小约束；具体的，上升器的初始状态约束为式中：R0为初始径向距离，θ0为初始相角，φ0为初始极角；Vr0，Vt0和Vp0为上升器的速度在月心球坐标系下的各分量；m0为上升器初始质量，t0为初始时间；上升器与轨道器的交会约束为式中：Rf为远程交会轨道的半径；θo0为轨道器的初始相角，ωo为轨道器的角速度；Vtf为远程交会轨道的速度；mdry为上升器结构与载荷的质量；tf为终端飞行时间；月心距约束为 R(t)≥Rm (5)；式中：Rm为月球半径。上升器推力大小约束为使用上升器的初始状态约束、上升器与轨道器的交会约束、月心距约束、上升器推力大小约束对式(2)进行约束获得月面上升交会轨迹优化模型 minJ＝tf 式(2),(3),(4),(5),(6)(7)。 5.根据权利要求4所述的月面上升器的上升交会轨迹规划方法，其特征在于，直接上升交会包括两段，第一段为主发动机工作段，第二段为推力器工作段，所述根据月面上升交会轨迹优化模型建立直接上升交会轨迹优化模型包括：根据月面上升交会轨迹优化模型建立直接上升交会优化模型式中：X0＝[R0,θ0,φ0,Vr0,Vt0,Vp0]T和Xf＝[Rf,θo0+ωo(t1f+t2f),0,0,Vtf,0]T分别为初值和交会约束；X1和U1为第一段的状态量和控制量，X2和U2为第二段的状态量和控制量；t10、t1和t1f分别为第一段的初始时间、时间和终端时间，t20、t2和t2f分别为第二段的初始时间、时间和终端时间；f(X(t),U(t))代表式(2)的动力学方程组的右端项，g(X(t),U(t))≤0代表式(5)和(6)的不等式约束；对直接上升交会优化模型进行离散化和凸化处理获得直接上升交会轨迹优化模型式中，tw为月面等待时间，N1为第一段离散点个数，Δt1为第一段离散时间步长，N2为第二段离散点个数，Δt2为第二段离散时间步长，κar1k为第一段虚拟控制量的约束变量，γar1为第一段虚拟控制量的罚函数系数，κar2k为第二段虚拟控制量的约束变量，γar2为第二段虚拟控制量的罚函数系数，sθ为终端约束松弛量，γθ为sθ的罚函数系数，X1表示第一段的状态量，F1表示第一段转换后的动力学方程组右端项，G1表示第一段的不等式约束，X2表示第二段的状态量，F2表示第二段转换后的动力学方程组右端项，G2表示第二段的不等式约束，令sθ≥0是为了避免性能指标取最小值时出现sθ取得负无穷的情况，me1＝P1Isp1g0，me2＝P2Isp2g0，Isp1和Isp2分别为主发动机和推力器的比冲。 6.根据权利要求4所述的月面上升器的上升交会轨迹规划方法，其特征在于，上升调相交会包括上升段和调相交会段，所述上升调相交会轨迹模型包括上升段轨迹优化模型和调相交会段轨迹优化模型；具体的，所述上升段轨迹优化模型为式中：N3为上升段离散点个数，Δt3为上升段离散时间步长，X3表示上升段的状态量，F3表示上升段转换后的动力学方程组右端项，G3表示上升段的不等式约束，Rc为调相轨道半径，Vtc为调相轨道速度；所述调相交会段轨迹优化模型为式中：N4、N5和N6分别为调相交会段中第一、第二和第三段的离散点数，Δt4、Δt5和Δt6为调相交会段中第一、第二和第三段的离散时间，tw为月面等待时间，tc为上升器在滑行轨道中的滑行时间，sθ为终端约束松弛量，γθ为sθ的罚函数系数，X4、X5和X6分别为调相交会段中第一、第二和第三段的状态量，F4、F5和F6分别为调相交会段中第一、第二和第三段转换后的动力学方程组右端项，G4、G5和G6分别为调相交会段中第一、第二和第三段的不等式约束，G7为终端不等式约束，mc0为上升器到达调相轨道后的质量。 7.一种月面上升器的上升交会轨迹规划装置，包括存储器、处理器以及存储在存储器中并可在处理器上运行的计算机程序；其特征在于：处理器执行计算机程序时实现权利要求1-6任一所述的月面上升器的上升交会轨迹规划方法。
所属类别：	发明专利