一种基于推力器误差补偿的行星动力下降段鲁棒控制方法，针对行星着陆器在动力下降段推力器误差较大的着陆控制问题，设计一种对执行机构误差具有补偿的鲁棒着陆控制方法；首先，建立含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空间模型；然后，建立含有推力器执行机构误差的状态估计系统并设计滑模干扰观测器；最后，基于滑模干扰观测器利用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有补偿作用的鲁棒控制方法；本方法具有抗干扰性强、对推力器执行机构误差具有鲁棒性等优点，适用于航天器动力下降段精确制导控制系统。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种对推力器执行机构误差具有补偿的行星动力下降鲁棒控制方法， 主要应用于行星着陆器动力下降段抗干扰精确着陆控制。
技术介绍
二十世纪中叶以来，火星探测尤其是着陆探测活动越来越频繁。随着工程经验的 不断积累与科学理论的不断创新，探测器在火星表面的着陆精度越来越高。然而，由于遥远 的距离与大量不确定性的存在，火星探测过程中依然会遇到许多困难，具有任务复杂、结构 多样及环境未知等特性。 火星着陆器的着陆过程包括大气进入段、伞降段与动力下降段。在短短的"黑色七 分钟"里，着陆器要从六千米每秒的速度软着陆到火星表面；因此，这个过程决定了火星着 陆任务的成功与否，动力下降段作为这个过程的关键部分直接决定了火星着陆器的着陆精 度。为了确保火星着陆器安全精确的着陆在火星表面，有效的控制方法在动力下降过程中 起着关键的作用。传统的ro控制方法被广泛研宄，这些控制方法设计时没有考虑火星推力 器存在执行机构误差的情况。然而，着陆器从地球到火星表面要经历遥远的路程与漫长的 时间，着陆器在这个过程中不可避免地会受到恶劣环境的影响，其执行器会随着外部的干 扰与自身燃料的消耗而产生执行机构误差，因此这些控制方法已不能满足火星着陆器高精 度着陆的需求。针对上述问题，国内外学者提出了很多有效的方法并取得了一定的成果，例 如H"等方法可以将这种误差进行有效的抑制。然而，现阶段国内外学者提出的控制方法保 守性较大，造成其对燃料的消耗过高，因此这些控制方法已不能满足未来火星着陆任务的 需求。
技术实现思路
，针对行星着陆器在动 力下降段推力器存在执行机构误差的控制系统状态空间模型，设计一种对其误差具有补偿 的鲁棒控制方法；首先，建立含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统 状态空间模型；然后，建立含有推力器执行机构误差的状态估计系统并设计滑模干扰观测 器；最后，基于滑模干扰观测器利用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有补偿的鲁棒 控制方法；本方法具有抗干扰性强、对推力器执行机构误差具备补偿等优点，适用于航天器 动力下降段精确制导控制系统。 本专利技术的技术解决问题是：针对行星着陆器在动力下降过程中推力器存在的执行 机构误差，提供一种对推力器误差具有补偿的鲁棒控制方法，解决了行星着陆器在动力下 降过程中推力器出现执行机构误差导致着陆精度降低的问题。 本专利技术的技术解决方案为：一种基于推力器误差补偿的行星动力下降段鲁棒控制 方法，其实现步骤如下： 第一步，建立含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空 间模型 设定行星着陆器的位置和速度变量建立在笛卡尔坐标系中，原点〇位于行星表面 的目标着陆点，X轴与y轴互相垂直，X0y平面平行于行星表面，Z轴由目标着陆点〇指向与 行星质心相反的方向；设定这个坐标系是惯性的，则含有推力器执行机构误差的行星着陆 器动力下降段控制系统状态空间模型2为： 其中，着陆器的实际位置向量1Y= T，t为行星着陆器动力下降 开始后的时刻，x (t)、y (t)与z (t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上的位置坐标；着陆 器的实际速度向量Vt= T，vx(t)、vy(t)与vz(t)分别为t时刻着陆器 在x、y与z轴上的速度；行星表面引力向量g(r L) = T，gx(t)、gy(t)与 g z(t)分另lj为t时亥lj着陆器在x、y与z轴上受到的引力；控制指令uL= T，ux(t)、uy(t)与uz(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上受到的控制指令；着陆器受到 由执行机构误差引起的干扰向量4= T，d x(t)、dy(t)与dz(t)分别为 t时刻着陆器在x、y与z轴上由于推力器执行机构误差产生的干扰； 第二步，建立含有推力器执行机构误差的状态估计系统并设计滑模干扰观测器 基于含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空间模型 2可得其状态估计系统i为： 其中，着陆器的估计位置向量々=/，1(/)、沖）与沐）分别为 t时刻X (t)、y (t)与z (t)的估计值；着陆器的估计速度向量t \(?)，兔，(〇]， A(〇、&(0与込(0分别为t时刻vx(t)、vy(t)与\(〇的估计值；着陆器受到由执行机 构误差引起干扰的估计向量义='之(〇、<(〇与之(〇分别为t时 刻着陆器在x、y与z轴上干扰dx(t)、dy(t)与dz(t)的估计；状态估计系统的系数矩 阵aL1=diag{an,a12,a13}、kL1=diag{kk12,k13}、aL2=diag{a21，a22,a23}、kL2=diag{k21，k22,k23}，矩阵系数取为 0〈an〈l〇〇、〇〈a12〈l〇〇、〇〈a13〈l〇〇、〇〈a21〈1〇〇、 0〈a22〈l〇〇、〇〈a23〈100、0〈kn〈120、0〈k12〈120、0〈k13〈120、0〈k21〈120、0〈k22〈120、0〈k23〈120 ; sgn(*)为符号函数；基于含有推力器执行机构误差的状态空间模型及其状态估计系统可设计滑模干 扰观测器为： 其中，干扰观测器的系数矩阵a L3= diag{ a 31，a 32, a 33}、kL3 = diag{k31, k32, k33}，矩阵系数取为 0〈 a 31〈l〇〇、〇〈 a 32〈l〇〇、〇〈 a 33〈100、0〈k31〈120、0〈k32〈120、 0〈k 33〈120 ; 第三步，基于滑模干扰观测器利用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有补偿 的鲁棒控制方法 在运用滑模干扰观测器对推力器执行机构误差所引起干扰进行估计的基础上，利 用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有补偿的鲁棒控制器法为： 其中，控制系统比例增益矩阵Kpl= diag {K px，Kpy，KpJ，Kpx、Kpy与Kpz分别为着 陆器在x、y与z轴上的比例增益，取为0〈KPX〈80，0〈Kpy〈80，0〈KPZ〈80;参考位移向量r= 1，;^ (t)、r2(t)与r3(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上的参考位 移；控制系统微分增益矩阵diag{Kdx，Kdy，KdJ，Kdx、Kdy与Kdz分别为着陆器在x、y与z轴 上的微分增益，取为 〇〈Kdx〈80,0〈Kdy〈80,0〈Kdz〈80 ;参考速度向量v= T， Vl (t)、v2 (t)与v3 (t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上的参考速度；参考加速度向量a =T，ajt)、a2(t)与a3(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上的参 考加速度。 本专利技术与现有技术相比的优点在于：本专利技术的一种基于推力器误差补偿的行星动 力下降段鲁棒控制方法是建立含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系 统状态空间模型及其状态估计系统；设计滑模干扰观测器来估计由推力器执行机构误差等 造成的干扰；在滑模干扰观测器的基础上，利用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有 补偿的鲁棒控制方法；设计的控制方法对推力器执行机构误差具有鲁棒性，可以使行星着 陆器安全精确着陆。【附图说明】图1为本专利技术的设计 流程图。【具体实施方式】 如图1所示，本专利技术具体实现步骤如下（以下以火星着陆器动力下降过程为例来 说明方法的具体实现） 1、建立本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种基于推力器误差补偿的行星动力下降段鲁棒控制方法，其特征在于包括以下步骤：首先，建立含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空间模型；然后，建立含有推力器执行机构误差的状态估计系统并设计滑模干扰观测器；最后，基于滑模干扰观测器利用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有补偿作用的鲁棒控制方法；具体步骤如下：第一步，建立含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空间模型设定行星着陆器的位置和速度变量建立在笛卡尔坐标系中，原点o位于行星表面的目标着陆点，x轴与y轴互相垂直，xoy平面平行于行星表面，z轴由目标着陆点o指向与行星质心相反的方向；设定这个坐标系是惯性的，则含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空间模型Σ为：Σ:r·L=vLv·L=g(rg)+uL+dL]]>其中，着陆器的实际位置向量rL＝[x(t),y(t),z(t)]T，t为行星着陆器动力下降开始后的时刻，x(t)、y(t)与z(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上的位置坐标；着陆器的实际速度向量vL＝[vx(t),vy(t),vz(t)]T，vx(t)、vy(t)与vz(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上的速度；行星表面引力向量g(rL)＝[gx(t),gy(t),gz(t)]T，gx(t)、gy(t)与gz(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上受到的引力；控制指令uL＝[ux(t),uy(t),uz(t)]T，ux(t)、uy(t)与uz(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上受到的控制指令；着陆器受到由执行机构误差引起的干扰向量dL＝[dx(t),dy(t),dz(t)]T，dx(t)、dy(t)与dz(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上由于推力器执行机构误差产生的干扰；第二步，建立含有推力器执行机构误差的状态估计系统并设计滑模干扰观测器基于含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空间模型Σ可得其状态估计系统为：Σ^:r^·L=v^L+αL1*(rL-r^L)+kL1*sgn(rL-r^L)v^·L=d^L+g(rL)+uL+αL2*(rL-r^L)+kL2*sgn(rL-r^L)]]>其中，着陆器的估计位置向量r^L=[x^(t),y^(t),z^(t)]T,]]>与分别为t时刻x(t)、y(t)与z(t)的估计值；着陆器的估计速度向量v^L=[v^x(t),v^y(t),v^z(t)]T,]]>与分别为t时刻vx(t)、vy(t)与vz(t)的估计值；着陆器受到由执行机构误差引起干扰的估计向量d^L=[d^x(t),d^y(t),d^z(t)]T,]]>与分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上干扰dx(t)、dy(t)与dz(t)的估计；状态估计系统的系数矩阵αL1＝diag{α11,α12,α13}、kL1＝diag{k11,k12,k13}、αL2＝diag{α21,α22,α23}、kL2＝diag{k21,k22,k23}，矩阵系数取为0<α11<100、0<α12<100、0<α13<100、0<α21<100、0<α22<100、0<α23<100、0<k11<120、0<k12<120、0<k13<120、0<k21<120、0<k22<120、0<k23<120；sgn(*)为符号函数；基于含有推力器执行机构误差的状态空间模型及其状态估计系统可设计滑模干扰观测器为：d^L=αL3*(rL-r^L)+kL3*sgn(rL-r^L)]]>其中，干扰观测器的系数矩阵αL3＝diag{α31,α32,α33}、kL3＝diag{k31,k32,k33}，矩阵系数取为0<α31<100、0<α32<100、0<α33<100、0<k31<120、0<k32<120、0<k33<120；第三步，基于滑模干扰观测器利用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有补偿的鲁棒控制方法在运用滑模干扰观测器对推力器执行机构误差所引起干扰进行估计的基础上，利用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有补偿的鲁棒控制器为：uL=-KpL*(r^L-r)-KdL*(v^L-v)+a-g(rL)-d^L]]>其中，控制系统比例增益矩阵KpL＝diag{Kpx,Kpy,Kpz}，Kpx、Kpy与Kpz分别为着陆器在x、y与z轴上的比例增益，取为0<Kpx<...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：郭雷，张亚彬，乔建忠，闫晓鹏，李文硕，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。