一种面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法

1.本发明属于深空探测领域，特别涉及一种面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法。


背景技术：

2.小行星具有“微引力、不确定”的环境特点，“微引力”是指是指小行星表面为微引力环境，逃逸速度很低，着陆器易发生弹跳；“不确定”是指小行星的先验知识很少，在探测器到达之前，只能推测其自转周期、地形地貌、表面物理特性等。因此，需要进一步突破一批新的核心技术，其中新型探测器亟待突破的关键技术，现有的探测器有刚性探测器、柔性网构型的探测器、柔性板构型的探测器。


技术实现要素：

3.本发明提供面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。因小行星具有非合作、弱引力、星表障碍物复杂且暗弱的特点，在着陆的最后阶段，探测器往往难以避碰并实现附着。针对该问题，提出了一种新型的多节点柔性体探测器，希望通过多节点的配置，在最终着陆时，使柔性体与星表相互接触耗散着陆能量，实现稳健不发生弹跳的小行星附着。
4.本发明的技术方案涉及一种面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，所述柔性多节点着陆器包括柔性体、设置在所述柔性体内部的三个刚性节点，每个所述节点包括节点推力器，所述节点推力器包括用于补偿小行星弱引力的朝上推力器和用于所述节点平动、姿态调整以及驱动所述柔性体进行柔性变换的朝下推力器，所述方法包括以下步骤：
5.s100、控制柔性多节点着陆器下降到预设的高度，获取所述节点在星体坐标系的位置、速度、引力常数，以及所述节点在节点坐标系的三轴角速度；
6.s200、根据所述节点的动力学模型，计算所述节点的状态向量ξ和所述节点的控制输入μ；
7.s300、基于微分平坦理论，计算所述节点的平坦输出；
8.s400、根据所述节点的平坦输出，控制所述节点的朝下推力器输出推力和转矩，控制探测器平稳着陆。
9.进一步，步骤s100包括：
10.还包括参考坐标系所述节点坐标系的z轴zb与所述参考坐标系的z轴zc的夹角为φ，所述节点坐标系的x轴xb与所述参考坐标系的x轴xc的夹角为θ，所述参考坐标系的x轴xc与所述星体坐标系的x轴xw的夹角为ψ，
11.所述节点坐标系相对于所述星体坐标系方向的关系为：
12.w
rb＝r
(z，ψ)r(y
′
，θ)r(x
″
，φ)
，
13.其中，ψ为偏航角，θ为俯仰角，φ为翻转角。
14.进一步，步骤s200包括，所述节点的动力学模型为：
[0015][0016]
其中，为节点i在所述星体坐标系的位置，为节点i在所述星体坐标系的速度，g为小行星对于节点i的引力常数，m为节点i的质量，fi为节点i的推力，为节点在所述节点坐标系下的三轴角速度，ω＝ωb^＝[0，-ωz，ωy；ωz，0，-ω
x
；-ωy，ω
x
，0]为ωb的叉乘运算，为在所述节点坐标系下控制节点推力器的三轴转动的转矩，j为节点的惯性矩阵，节点主轴与所述节点坐标系的三轴对齐，k为所述柔性体的弹性系数，i表示第i个所述节点。
[0017]
进一步，步骤s200包括，所述节点的状态向量ξ包括节点的三轴位置、姿态、速度和角速度，所述节点的状态向量ξ为一个12维的向量，
[0018]
所述节点的状态向量ξ为：
[0019][0020]
其中，x、y和z分别为节点的在所述节点坐标系的x轴、y轴和z轴的位置，翻转角φ、俯仰角θ和偏航角ψ为节点的姿态，和分别为节点的速度在所述节点坐标系的x轴、y轴和z轴的分量，ω
x
、ωy和ωz分别为节点的角速度在所述节点坐标系的x轴、y轴和z轴的分量。
[0021]
进一步，步骤s200还包括，所述节点的控制输入μ包括节点的推力和节点的三轴转矩，
[0022]
μ＝[fz，τ
x
，τy，τz]，
[0023]
其中，fz为节点的推力，τ
x
，τy，τz为节点的三轴转矩。
[0024]
进一步，步骤s300包括，所述节点的平坦输出σ为：
[0025]
σ＝[x，y，z，ψ]，
[0026]
其中，x，y，z表示所述节点的空间位置，ψ表示所述节点的偏航角。
[0027]
进一步，步骤s300还包括，
[0028]
所述节点坐标系的z轴表示为：
[0029][0030][0031]
其中，α为辅助变量，ak是节点的三轴柔性牵扯加速度；
[0032]
所述参考坐标系是沿着所述星体坐标系的z轴旋转角ψ所得，
[0033]
xc＝[cosψ，sinψ，0]，
[0034]
将所述参考坐标系平移到所述节点坐标系上，使中心重合，所述节点坐标系是所述星体坐标系进行z-x-y变换得到，yb表示为：
[0035][0036]
进一步，步骤s300还包括，
[0037]
所述节点在所述星体坐标系下的角速度ω
bw
表示为：
[0038]
ω
bw
＝ω
x
xb+ωyyb+ωzzb，
[0039]
求导所述节点动力学模型，得到，
[0040][0041]
所述节点i推力fz的导数为：
[0042][0043]
将fz的导数代入求导后的节点动力学模型，并引入辅助变量h，得到，
[0044][0045]
将上式两边
“×”
乘zb，得到，
[0046]
h＝ω
bw
×
zb＝-ω
x
xb+ωyyb，
[0047]
将上式分别“·”乘xb和yb可以计算出ω
x
，ωy，得到，
[0048][0049]
本发明还提出一种面向小行星的柔性多节点着陆器，用于实现上述的面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，所述柔性多节点着陆器包括：
[0050]
柔性体；
[0051]
节点，所述节点设置在所述柔性体内部，所述节点为刚性节点，所述节点的个数为三个，所述节点的分布不在同一条直线上，每个所述节点包括节点推力器，所述节点推力器包括用于补偿小行星弱引力的朝上推力器和用于所述节点的平动、姿态调整以及驱动所述柔性体进行柔性变换的朝下推力器，所述节点上还包括宽窄视场相机、激光雷达、imu等感知设备和载荷；
[0052]
总体控制系统，用于控制所述节点和所述柔性体运动。
[0053]
本发明还提出一种计算机可读存储介质，其上储存有程序指令，所述程序指令被处理器执行时实施如上述的方法。
[0054]
与现有的技术相比，本发明具有以下的特点。
[0055]
本方法使用采用“面团状”的柔性体，其内部嵌入三个具有机动和感知能力的刚性节点。节点上搭载有宽窄视场相机、激光雷达、imu等感知设备及载荷；每个节点都装有一组推力器，其中朝上朝下各一个，推力大小连续可控。且可以通过施加力矩对推力器进行转动，从而实现推力的方向控制。在附着过程中，探测器通过各类装置实现表面感知、姿态调
整、机动避障等动作附着小行星，其中朝上推力器始终追踪星体引力方向，所输出的推力用于补偿小天体弱引力。而朝下推力器主要用于节点的平动与姿态调整，以满足有关载荷的姿态需求，并驱动柔性体进行柔性变换，使探测器的构型与外形发生改变，从而与星表地貌匹配。在着陆的最后阶段，刚性节点触地时一旦有弹起趋势就会受到柔性材料的牵扯，不同节点之间也会相互制约。从而耗散掉部分动能实现稳健，不发生弹跳的附着。
附图说明
[0056]
图1为面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法的流程图；
[0057]
图2面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法中坐标系定义和平动示意图；
[0058]
图3为面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法中柔性变换过程的示意图。
具体实施方式
[0059]
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0060]
以下将结合实施例和附图对本发明的构思、具体结构及产生的技术效果进行清楚、完整的描述，以充分地理解本发明的目的、方案和效果。
[0061]
需要说明的是，如无特殊说明，当某一特征被称为“固定”、“连接”在另一个特征，它可以直接固定、连接在另一个特征上，也可以间接地固定、连接在另一个特征上。本文所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。此外，除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与本技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例，而不是为了限制本发明。本文所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的组合。
[0062]
应当理解，尽管在本公开可能采用术语第一、第二、第三等来描述各种元件，但这些元件不应限于这些术语。这些术语仅用来将同一类型的元件彼此区分开。例如，在不脱离本公开范围的情况下，第一元件也可以被称为第二元件，类似地，第二元件也可以被称为第一元件。本文所提供的任何以及所有实例或示例性语言(“例如”、“如”等)的使用仅意图更好地说明本发明的实施例，并且除非另外要求，否则不会对本发明的范围施加限制。此外，本文所采用的行业术语“位姿”是指某个元件相对于空间坐标系的位置和姿态。
[0063]
参照图1至图3，本发明实施例提供了一种面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，所述柔性多节点着陆器包括柔性体、设置在所述柔性体内部的三个刚性节点，每个所述节点包括节点推力器，所述节点推力器包括用于补偿小行星弱引力的朝上推力器和用于所述节点平动、姿态调整以及驱动所述柔性体进行柔性变换的朝下推力器，所述方法包括以下步骤：
[0064]
s100、控制柔性多节点着陆器下降到预设的高度，获取所述节点在星体坐标系的位置、速度、引力常数，以及所述节点在节点坐标系的三轴角速度；
[0065]
s200、根据所述节点的动力学模型，计算所述节点的状态向量ξ和所述节点的控制
输入μ；
[0066]
s300、基于微分平坦理论，计算所述节点的平坦输出；
[0067]
s400、根据所述节点的平坦输出，控制所述节点的朝下推力器输出推力和转矩，控制探测器平稳着陆。
[0068]
本方法使用采用“面团状”的柔性体，其内部嵌入三个具有机动和感知能力的刚性节点。节点上搭载有宽窄视场相机、激光雷达、imu等感知设备及载荷；每个节点都装有一组推力器，其中朝上朝下各一个，推力大小连续可控。且可以通过施加力矩对推力器进行转动，从而实现推力的方向控制。在附着过程中，探测器通过各类装置实现表面感知、姿态调整、机动避障等动作附着小行星，其中朝上推力器始终追踪星体引力方向，所输出的推力用于补偿小天体弱引力。而朝下推力器主要用于节点的平动与姿态调整，以满足有关载荷的姿态需求，并驱动柔性体进行柔性变换，使探测器的构型与外形发生改变，从而与星表地貌匹配。在着陆的最后阶段，刚性节点触地时一旦有弹起趋势就会受到柔性材料的牵扯，不同节点之间也会相互制约。从而耗散掉部分动能实现稳健，不发生弹跳的附着。本发明提出了一种多节点刚柔耦合的新型着陆器，刚柔耦合可以克服小天体的弱引力特点，多节点既增加了容错又可以很好的驱动柔性体运动。
[0069]
所述的面向小行星的柔性多节点着陆器内部有三个节点，在柔性材料的作用下三个节点之间产生相互作用力。由于本文主要针对探测器的最终着陆阶段，距离星表仅有数米，其飞行高度低，速度慢。因此可进行如下假设：
[0070]
1)不考虑推力器的燃料消耗问题，将小天体对探测器的引力视为常数g。
[0071]
2)将因柔性材料牵扯而产生的节点间相互作用力等效为弹簧力作用。假设柔性材料的柔变系数较大，忽略节点之间因扭转而产生的相互作用力矩。
[0072]
3)由于节点朝上推力器在本设计中仅用于补偿小行星引力，其推力输出方向与小行星引力方向一致。所以在动力学建模时，将其叠加到星体引力参数项g，并将其视为常数。
[0073]
4)将节点朝下推力器的姿态定义为节点的姿态，节点的推力方向始终沿着节点坐标系z轴，通过改变节点姿态来改变节点推力方向。
[0074]
以着陆器进行平动为例说明其动力部署：当探测器向右平动时，参照图2，三个节点的朝下推力器推力方向主动改变，而朝上推力器方向始终垂直于星表，用于补偿星体引力，从而每个节点会产生水平向右的合力，使节点向右平动，进而驱动整个柔性体探测器向右平动。在上述过程中，任一个节点的平动动会通过“弹簧”分别对其他两个节点施加作用力。
[0075]
进一步，步骤s100包括：
[0076]
还包括参考坐标系所述节点坐标系的z轴zb与所述参考坐标系的z轴zc的夹角为φ，所述节点坐标系的x轴xb与所述参考坐标系的x轴xc的夹角为θ，所述参考坐标系的x轴xc与所述星体坐标系的x轴xw的夹角为ψ，
[0077]
所述节点坐标系相对于所述星体坐标系方向的关系为：
[0078]wrb＝r
(z，ψ)r(y
′
，θ)r(x
″
，φ)
，
[0079]
其中，ψ为偏航角，θ为俯仰角，φ为翻转角。
[0080]
进一步，步骤s200包括，所述节点的动力学模型为：
[0081][0082]
其中，为节点i在所述星体坐标系的位置，为节点i在所述星体坐标系的速度，g为小行星对于节点i的引力常数，m为节点i的质量，fi为节点i的推力，为节点在所述节点坐标系下的三轴角速度，ω＝ωb^＝[0，-ωz，ωy；ωz，0，-ω
x
；-ωy，ω
x
，0]为ωb的叉乘运算，为在所述节点坐标系下控制节点推力器的三轴转动的转矩，j为节点的惯性矩阵，节点主轴与所述节点坐标系的三轴对齐，k为所述柔性体的弹性系数，i表示第i个所述节点。
[0083]
进一步，步骤s200包括，所述节点的状态向量ξ包括节点的三轴位置、姿态、速度和角速度，所述节点的状态向量ξ为一个12维的向量，
[0084]
所述节点的状态向量ξ为：
[0085][0086]
其中，x、y和z分别为节点的在所述节点坐标系的x轴、y轴和z轴的位置，翻转角φ、俯仰角θ和偏航角ψ为节点的姿态，和分别为节点的速度在所述节点坐标系的x轴、y轴和z轴的分量，ω
x
、ωy和ωz分别为节点的角速度在所述节点坐标系的x轴、y轴和z轴的分量。
[0087]
进一步，步骤s200还包括，所述节点的控制输入μ包括节点的推力和节点的三轴转矩，
[0088]
μ＝[fz，τ
x
，τy，τz]，
[0089]
其中，fz为节点的推力，τ
x
，τy，τz为节点的三轴转矩。
[0090]
应用微分平弹理论，如果一个系统是微分平坦的，它的状态和控制输入可以被写成维度更少的向量及其导数，将维度进行压缩。可以利用压缩后的变量和其有限阶导数的代数组合表示系统全状态。
[0091]
进一步，步骤s300包括，所述节点的平坦输出σ为：
[0092]
σ＝[x，y，z，ψ]，
[0093]
其中，x，y，z表示所述节点的空间位置，ψ表示所述节点的偏航角。
[0094]
进一步，步骤s300还包括，
[0095]
所述节点坐标系的z轴表示为：
[0096][0097][0098]
其中，α为辅助变量，ak是节点的三轴柔性牵扯加速度；
[0099]
所述参考坐标系是沿着所述星体坐标系的z轴旋转角ψ所得，
[0100]
xc＝[cosψ，sinψ，0]，
[0101]
将所述参考坐标系平移到所述节点坐标系上，使中心重合，所述节点坐标系是所述星体坐标系进行z-x-y变换得到，yb表示为：
[0102][0103]
进一步，步骤s300还包括，
[0104]
所述节点在所述星体坐标系下的角速度ω
bw
表示为：
[0105]
ω
bw
＝ω
x
xb+ωyyb+ωzzb，
[0106]
求导所述节点动力学模型，得到，
[0107][0108]
所述节点i推力fz的导数为：
[0109][0110]
将fz的导数代入求导后的节点动力学模型，并引入辅助变量h，得到，
[0111][0112]
将上式两边
“×”
乘zb，得到，
[0113]
h＝ω
bw
×
zb＝-ω
x
xb+ωyyb，
[0114]
将上式分别“·”乘xb和yb可以计算出ω
x
，ωy，得到，
[0115][0116]
本发明还提出一种面向小行星的柔性多节点着陆器，用于实现上述的面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，所述柔性多节点着陆器包括：
[0117]
柔性体；
[0118]
节点，所述节点设置在所述柔性体内部，所述节点为刚性节点，所述节点的个数为三个，所述节点的分布不在同一条直线上，每个所述节点包括节点推力器，所述节点推力器包括用于补偿小行星弱引力的朝上推力器和用于所述节点的平动、姿态调整以及驱动所述柔性体进行柔性变换的朝下推力器，所述节点上还包括宽窄视场相机、激光雷达、imu等感知设备和载荷；
[0119]
总体控制系统，用于控制所述节点和所述柔性体运动。
[0120]
所述的面向小行星的柔性多节点着陆器设置有三个节点，三个所述节点的中心为虚拟中心，以所述虚拟中心为原点建立虚拟中心坐标系则所述节点在虚拟中心坐标系的相对位置可由{r1(t)，r2(t)，r3(t)}表示，其中t是时间。用pv(t)∈r3和rv(t)∈so3表示虚拟中心坐标系的原点在星体坐标系下的位置和姿态，
[0121]
节点i的在世界坐标系中的位置表示为：
[0122]
pi(t)＝pv(t)+rv(t)ri(t)。
[0123]
参照图3，三个所述节点距离所述虚拟中心的相对位置是时变的{r1(t)，r2(t)，r3(t)}，以此实现柔性体的展开、变形等动作，此为所述节点的柔性变换。
[0124]
本发明还提出一种计算机可读存储介质，其上储存有程序指令，所述程序指令被处理器执行时实施如上述的方法。
[0125]
应当认识到，本发明实施例中的方法步骤可以由计算机硬件、硬件和软件的组合、或者通过存储在非暂时性计算机可读存储器中的计算机指令来实现或实施。所述方法可以使用标准编程技术。每个程序可以以高级过程或面向对象的编程语言来实现以与计算机系统通信。然而，若需要，该程序可以以汇编或机器语言实现。在任何情况下，该语言可以是编译或解释的语言。此外，为此目的该程序能够在编程的专用集成电路上运行。
[0126]
此外，可按任何合适的顺序来执行本文描述的过程的操作，除非本文另外指示或以其他方式明显地与上下文矛盾。本文描述的过程(或变型和/或其组合)可在配置有可执行指令的一个或多个计算机系统的控制下执行，并且可作为共同地在一个或多个处理器上执行的代码(例如，可执行指令、一个或多个计算机程序或一个或多个应用)、由硬件或其组合来实现。所述计算机程序包括可由一个或多个处理器执行的多个指令。
[0127]
进一步，所述方法可以在可操作地连接至合适的任何类型的计算平台中实现，包括但不限于个人电脑、迷你计算机、主框架、工作站、网络或分布式计算环境、单独的或集成的计算机平台、或者与带电粒子工具或其它成像装置通信等等。本发明的各方面可以以存储在非暂时性存储介质或设备上的机器可读代码来实现，无论是可移动的还是集成至计算平台，如硬盘、光学读取和/或写入存储介质、ram、rom等，使得其可由可编程计算机读取，当存储介质或设备由计算机读取时可用于配置和操作计算机以执行在此所描述的过程。此外，机器可读代码，或其部分可以通过有线或无线网络传输。当此类媒体包括结合微处理器或其他数据处理器实现上文所述步骤的指令或程序时，本文所述的发明包括这些和其他不同类型的非暂时性计算机可读存储介质。当根据本发明所述的方法和技术编程时，本发明还可以包括计算机本身。
[0128]
计算机程序能够应用于输入数据以执行本文所述的功能，从而转换输入数据以生成存储至非易失性存储器的输出数据。输出信息还可以应用于一个或多个输出设备如显示器。在本发明优选的实施例中，转换的数据表示物理和有形的对象，包括显示器上产生的物理和有形对象的特定视觉描绘。
[0129]
以上所述，只是本发明的较佳实施例而已，本发明并不局限于上述实施方式，只要其以相同的手段达到本发明的技术效果，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，均应包含在本发明保护的范围之内。在本发明的保护范围内其技术方案和/或实施方式可以有各种不同的修改和变化。

技术特征：
1.一种面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，其特征在于，所述柔性多节点着陆器包括柔性体、设置在所述柔性体内部的三个刚性节点，每个所述节点包括节点推力器，所述节点推力器包括用于补偿小行星弱引力的朝上推力器和用于所述节点平动、姿态调整以及驱动所述柔性体进行柔性变换的朝下推力器，所述方法包括以下步骤：s100、控制柔性多节点着陆器下降到预设的高度，获取所述节点在星体坐标系的位置、速度、引力常数，以及所述节点在节点坐标系的三轴角速度；s200、根据所述节点的动力学模型，计算所述节点的状态向量ξ和所述节点的控制输入μ；s300、基于微分平坦理论，计算所述节点的平坦输出；s400、根据所述节点的平坦输出，控制所述节点的朝下推力器输出推力和转矩，控制探测器平稳着陆。2.根据权利要求1所述的面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，其特征在于，步骤s100包括：还包括参考坐标系所述节点坐标系的z轴z
b
与所述参考坐标系的z轴z
c
的夹角为φ，所述节点坐标系的x轴x
b
与所述参考坐标系的x轴x
c
的夹角为θ，所述参考坐标系的x轴x
c
与所述星体坐标系的x轴x
w
的夹角为ψ，所述节点坐标系相对于所述星体坐标系方向的关系为：
w
r
b
＝r
(z，ψ)
r
(y
′
，θ)
r
(x
″
，φ)
，其中，ψ为偏航角，θ为俯仰角，φ为翻转角。3.根据权利要求1所述的面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，其特征在于，步骤s200包括，所述节点的动力学模型为：其中，为节点i在所述星体坐标系的位置，为节点i在所述星体坐标系的速度，g为小行星对于节点i的引力常数，m为节点i的质量，f
i
为节点i的推力，为节点在所述节点坐标系下的三轴角速度，ω＝ω
b
^＝[0，-ω
z
，ω
y
；ω
z
，0，-ω
x
；-ω
y
，ω
x
，0]为ω
b
的叉乘运算，为在所述节点坐标系下控制节点推力器的三轴转动的转矩，j为节点的惯性矩阵，节点主轴与所述节点坐标系的三轴对齐，k为所述柔性体的弹性系数，i表示第i个所述节点。4.根据权利要求1所述的面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，其特征在于，步骤s200包括，所述节点的状态向量ξ包括节点的三轴位置、姿态、速度和角速度，所述节点的状态向量ξ为一个12维的向量，所述节点的状态向量ξ为：
其中，x、y和z分别为节点的在所述节点坐标系的x轴、y轴和z轴的位置，翻转角φ、俯仰角θ和偏航角ψ为节点的姿态，和分别为节点的速度在所述节点坐标系的x轴、y轴和z轴的分量，ω
x
、ω
y
和ω
z
分别为节点的角速度在所述节点坐标系的x轴、y轴和z轴的分量。5.根据权利要求1所述的面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，其特征在于，步骤s200还包括，所述节点的控制输入μ包括节点的推力和节点的三轴转矩，μ＝[f
z
，τ
x
，r
y
，τ
z
]，其中，f
z
为节点的推力，τ
x
，τ
y
，τ
z
为节点的三轴转矩。6.根据权利要求1所述的面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，其特征在于，步骤s300包括，所述节点的平坦输出σ为：σ＝[x，y，z，ψ]，其中，x，y，z表示所述节点的空间位置，ψ表示所述节点的偏航角。7.根据权利要求1所述的面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，其特征在于，步骤s300还包括，所述节点坐标系的z轴表示为：的z轴表示为：其中，α为辅助变量，a
k
是节点的三轴柔性牵扯加速度；所述参考坐标系是沿着所述星体坐标系的z轴旋转角ψ所得，将所述参考坐标系平移到所述节点坐标系上，使中心重合，所述节点坐标系是所述星体坐标系进行z-x-y变换得到，y
b
表示为：8.根据权利要求1所述的面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，其特征在于，步骤s300还包括，所述节点在所述星体坐标系下的角速度ω
bw
表示为：ω
bw
＝ω
x
x
b
+ω
y
y
b
+ω
z
z
b
，求导所述节点动力学模型，得到，所述节点i推力f
z
的导数为：
将f
z
的导数代入求导后的节点动力学模型，并引入辅助变量h，得到，将上式两边
“×”
乘z
b
，得到，h＝ω
bw
×
z
b
＝-ω
x
x
b
+ω
y
y
b
，将上式分别“·”乘x
b
和y
b
可以计算出ω
x
，ω
y
，得到，9.一种面向小行星的柔性多节点着陆器，用于实现如权利要求1至8任一项所述的面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，其特征在于，所述柔性多节点着陆器包括：柔性体；节点，所述节点设置在所述柔性体内部，所述节点为刚性节点，所述节点的个数为三个，所述节点的分布不在同一条直线上，每个所述节点包括节点推力器，所述节点推力器包括用于补偿小行星弱引力的朝上推力器和用于所述节点的平动、姿态调整以及驱动所述柔性体进行柔性变换的朝下推力器，所述节点上还包括宽窄视场相机、激光雷达、imu感知设备和载荷；总体控制系统，用于控制所述节点和所述柔性体运动。10.一种计算机可读存储介质，其上储存有程序指令，所述程序指令被处理器执行时实施如权利要求1至8中任一项所述的方法。

技术总结
本发明涉及一种面向小行星探测的柔性多节点着陆器决策方法，包括：控制柔性多节点着陆器下降到预设的高度，获取节点在位置、速度、引力常数，以及节点三轴角速度；根据所述节点的动力学模型，计算节点的状态向量和节点的控制输入；基于微分平坦理论，计算节点的平坦输出；根据节点的平坦输出，控制节点输出推力和转矩，控制探测器平稳着陆。本方法使用采用“面团状”的柔性体，其内部嵌入三个具有机动和感知能力的刚性节点，每个节点都装有一组推力器，推力器用于节点的平动与姿态调整，以满足有关载荷的姿态需求，并驱动柔性体进行柔性变换，使探测器的构型与外形发生改变，从而与星表地貌匹配，实现稳健，不发生弹跳的附着。不发生弹跳的附着。不发生弹跳的附着。


技术研发人员：梅杰 柴敬轩 马广富 吴伟仁
受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学（深圳）
技术研发日：2022.12.29
技术公布日：2023/4/5