一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法与流程

1.本发明涉及一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，属于飞行器制导控制技术领域。


背景技术：

2.着陆制导技术是实现火箭返回、月面着陆、火星着陆等着陆需求的关键制导技术。在着陆过程中，需要满足着陆位置、速度以及加速度的要求。
3.多项式制导技术是一项实时规划一条运动轨迹满足初始点和着陆点约束的技术。现有多项式制导一般只是考虑了飞行过程中当前位置、速度、以及着陆点位置、速度与控制指令之间的关系，或将发动机的响应特性考虑为单纯的时间延迟。而简单的时间延迟不能真实的表征发动机的特性，二阶甚至高阶特性能够更加真实的描述推力的响应情况。
4.发动机作为实现制导指令的关键执行机构，其响应延迟会导致多项式规划的加速度指令无法准确实现，不能按照多项式制导方法规划的轨迹飞向既定的飞行目标，导致着陆点的位置、速度、加速度出现偏差。而将发动机的响应特性考虑为单纯的时间延迟进行制导指令的补偿，由于响应特性的差别仍然会造成控制误差的存在。


技术实现要素：

5.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，将发动机推力响应特性、多项式计算的目标加速度和参考轨迹引入到控制指令中，解决指令加速度响应滞后问题，达到消除误差的目的从而实现精准着陆。
6.本发明的技术解决方案是：一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，包括：
7.根据目标点信息以及当前时刻的速度位置信息计算参考轨迹；
8.根据参考轨迹计算目标加速度；
9.构建加速度响应等效模型；
10.利用参考轨迹，获取指令加速度的微分方程表达式；
11.根据所述微分方程表达式计算指令加速度。
12.进一步地，根据目标点信息以及当前时刻的速度位置信息计算参考轨迹。
13.进一步地，所述根据目标点信息以及当前时刻的速度位置信息计算参考轨迹，具体为：
14.sg＝s
tg
15.jg＝j
tg
+s
tg
·
t
[0016][0017]
[0018][0019]
其中，r
tg
、v
tg
、a
tg
、j
tg
、s
tg
：目标的位置、速度、加速度、加速度导数、加速度两阶导数；rg、vg、ag、jg、sg：飞行器当前的位置、速度、加速度、加速度导数、加速度两阶导数；t：剩余飞行时间。
[0020]
进一步地，根据参考轨迹计算目标加速度：ag＝12(r
tg-rg)/t2+6(v
tg-vg)/t+a
tg
。
[0021]
进一步地，根据发动机响应延迟特性，构建加速度响应等效模型，为：τ为响应时间，ξ为阻尼系数，am为实际响应加速度；ac为指令加速度，s为拉普拉斯算子。
[0022]
进一步地，利用参考轨迹，获取指令加速度的微分方程表达式，为：
[0023][0024]
其中，a
′m为实际响应加速度一阶导数，a
″m″
为实际响应加速度二阶导数。
[0025]
进一步地，所述根据所述微分方程表达式计算指令加速度，包括：
[0026]
τ为响应时间，ξ为阻尼系数。
[0027]
进一步地，参考轨迹位置为时间的四次函数，参考轨迹速度的时间三次函数，参考轨迹加速度为时间的二次函数。
[0028]
一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述的计算机程序被处理器执行时实现所述一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法的步骤。
[0029]
一种适应推力响应大滞后的着陆制导设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于：所述的处理器执行所述的计算机程序时实现所述一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法的步骤。
[0030]
本发明与现有技术相比的优点在于：
[0031]
(1)考虑了发动机推力的二阶响应特性，而不是单纯的时间延迟，能够更加真实的补偿发动机推力响应带来的指令误差。
[0032]
(2)将多项式的参考轨迹项作为加速度指令的微分项，从而实现制导指令的连续化，能够避免由于微分作用导致的加速度指令跳变问题。
附图说明
[0033]
图1为本发明方法流程示意图。
具体实施方式
[0034]
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本技术技术方案做详细的说明，应当理解本技术实施例以及实施例中的具体特征是对本技术技术方案的详细的说明，而不是对本技术技术方案的限定，在不冲突的情况下，本技术实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
[0035]
以下结合说明书附图对本技术实施例所提供的一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法做进一步详细的说明，具体实现方式可以包括(如图1所示)：
[0036]
1)、根据目标信息以及当前时刻的速度位置信息计算参考轨迹；
[0037]
2)、根据参考轨迹计算目标加速度；
[0038]
3)、构建加速度响应等效模型；
[0039]
4)、利用参考轨迹，获取指令加速度的微分方程表达式；
[0040]
5)、计算指令加速度；
[0041]
在一种可能实现的方式中，所述步骤1)中，参考轨迹位置为时间的四次函数，参考轨迹速度的时间三次函数，参考轨迹加速度为时间的二次函数。
[0042]
sg＝s
tg
[0043]
jg＝j
tg
+s
tg
·
t
[0044][0045][0046][0047]rtg
、v
tg
、a
tg
、j
tg
、s
tg
：目标位置，速度，加速度，加加速度，加加速度导数；
[0048]
rg、vg、ag、jg、sg：当前位置，速度，加速度，加加速度，加加速度导数；
[0049]
t：剩余飞行时间；
[0050]
进一步，在一种可能实现的方式中，所述步骤2)中，参考轨迹计算目标加速度。
[0051][0052]
求解j
tg
、s
tg
可得：
[0053][0054]
带入到步骤2)中的参考轨迹加速度模型。
[0055][0056]
在一种可能实现的方式中，所述步骤3)中，构建加速度响应等效模型。
[0057]
发动机特性等效模型采用二阶等效模型。
[0058][0059]
τ为响应时间，ξ为阻尼系数，fc为指令推力，fm为目标推力；
[0060][0061]am
实际响应加速度；ac指令加速度；
[0062]m实际
实际质量，m
制导估计
制导估计质量。
[0063]
假设制导估计质量与实际质量偏差较小可以忽略。
[0064][0065]
进一步，在一种可能实现的方式中，所述步骤4)中，利用步骤1)中的参考轨迹，获取指令加速度的微分方程表达式。
[0066]ac
＝(τ2s2+2ξτs+1)am[0067]
＝τ2a
″m″
+2ξτa
′m+am[0068]
令响应加速度am与多项式计算加速度ag相等。
[0069]am
＝ag[0070]am
＝a
tg
+j
tg
·
t+s
tg
·
t2/2
[0071]
一阶导数和二阶可以用参考轨迹量中的加加速度以及其导数来表示。
[0072]a′m＝j
tg
+s
tg
·
t
[0073]a″m″
＝s
tg
[0074]
在一种可能实现的方式中，所述步骤5)中，计算指令加速度。
[0075][0076]
将j
tg
、s
tg
表达式带入，则可以得到关于剩余飞行时间，目标速度位置加速度与当前速度位置的显示表达式。
[0077][0078]
在本技术实施例所提供的方案中，采用的方法可分为以下五个步骤：
[0079]
1、根据目标信息以及当前时刻的速度位置信息计算参考轨迹；
[0080]
sg＝s
tg
[0081]
jg＝j
tg
+s
tg
·
t
[0082][0083][0084][0085]
2、根据参考轨迹计算目标加速度；
[0086]
根据步骤1中vg，rg的表达式可得
[0087][0088]
求解j
tg
、s
tg
可得：
[0089][0090]
带入到步骤1)中的参考轨迹加速度模型：
[0091][0092]
3、构建加速度响应等效模型；
[0093]
发动机特性等效模型采用二阶等效模型。
[0094][0095][0096]
令m
实际
＝m
制导估计
，
[0097][0098]
4、利用参考轨迹，获取指令加速度的微分方程表达式；
[0099]ac
＝(τ2s2+2ξτs+1)am[0100]
＝τ2a
″m″
+2ξτa
′m+am[0101]
令响应加速度am与多项式计算加速度ag相等。
[0102]am
＝ag[0103]am
＝a
tg
+j
tg
·
t+s
tg
·
t2/2
[0104]
一阶导数和二阶可以用参考轨迹量中的加加速度以及其导数来表示。
[0105]a′m＝j
tg
+s
tg
·
t
[0106]a″m″
＝s
tg
[0107]
5、计算指令加速度；
[0108][0109]
将j
tg
、s
tg
表达式带入，则可以得到关于剩余飞行时间、目标位置、速度、加速度与当前速度位置的显示表达式。
[0110][0111]
本技术提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行图1所述的方法。
[0112]
本领域内的技术人员应明白，本技术的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本技术可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本技术可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
[0113]
本技术是参照根据本技术实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
[0114]
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
[0115]
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
[0116]
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实
体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
[0117]
显然，本领域的技术人员可以对本技术进行各种改动和变型而不脱离本技术的精神和范围。这样，倘若本技术的这些修改和变型属于本技术权利要求及其等同技术的范围之内，则本技术也意图包含这些改动和变型在内。
[0118]
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，其特征在于，包括：根据目标点信息以及当前时刻的速度位置信息计算参考轨迹；根据参考轨迹计算目标加速度；构建加速度响应等效模型；利用参考轨迹，获取指令加速度的微分方程表达式；根据所述微分方程表达式计算指令加速度。2.根据权利要求1所述的一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，其特征在于，根据目标点信息以及当前时刻的速度位置信息计算参考轨迹。3.根据权利要求2所述的一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，其特征在于，所述根据目标点信息以及当前时刻的速度位置信息计算参考轨迹，具体为：s
g
＝s
tg
j
g
＝j
tg
+s
tg
·
ttt其中，r
tg
、v
tg
、a
tg
、j
tg
、s
tg
：目标的位置、速度、加速度、加速度导数、加速度两阶导数；r
g
、v
g
、a
g
、j
g
、s
g
：飞行器当前的位置、速度、加速度、加速度导数、加速度两阶导数；t：剩余飞行时间。4.根据权利要求3所述的一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，其特征在于，根据参考轨迹计算目标加速度：a
g
＝12(r
tg-r
g
)/t2+6(v
tg-v
g
)/t+a
tg
。5.根据权利要求3所述的一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，其特征在于，根据发动机响应延迟特性，构建加速度响应等效模型，为：τ为响应时间，ξ为阻尼系数，a
m
为实际响应加速度；a
c
为指令加速度，s为拉普拉斯算子。6.根据权利要求5所述的一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，其特征在于，利用参考轨迹，获取指令加速度的微分方程表达式，为：其中，a
′
m
为实际响应加速度一阶导数，a
″
m
″
为实际响应加速度二阶导数。7.根据权利要求3所述的一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，其特征在于，所述根据所述微分方程表达式计算指令加速度，包括：
τ为响应时间，ξ为阻尼系数。8.根据权利要求2所述的一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，其特征在于，参考轨迹位置为时间的四次函数，参考轨迹速度的时间三次函数，参考轨迹加速度为时间的二次函数。9.一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述的计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1～权利要求8任一所述方法的步骤。10.一种适应推力响应大滞后的着陆制导设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于：所述的处理器执行所述的计算机程序时实现如权利要求1～权利要求8任一所述方法的步骤。

技术总结
一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，利用多项式制导计算参考轨迹，将发动机响应特性考虑到多项式制导方法的计算过程中，解决在飞行过程中由于发动机指令推力响应大滞后带来的技术问题，能够使得飞行器按照多项式制导规划的轨迹完成飞行任务。本发明通过发动机特性得到指令加速度与响应加速度之间的关系，利用多项式的参考轨迹将延迟特性补偿到加速度指令中，得到考虑推力响应大滞后的多项式着陆制导方法，能够保证输出的指令为多项式计算的目标加速度，精确实现着陆的目标速度位置控制。制。制。


技术研发人员：王禄 洪亮 丁寰毓 卓俊维 陈弈澄 朱蕾蕾 刘思
受保护的技术使用者：上海航天控制技术研究所
技术研发日：2022.12.29
技术公布日：2023/6/6