基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法技术

本发明专利技术涉及一种行星探测器精确着陆控制方法，特别涉及一种基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法，属于深空探测技术领域。本发明专利技术建立跟踪控制模型，引入干扰观测器对行星大气密度进行估计补偿，利用数学变换推导对行星探测器动力学模型进行优化，引入标称轨迹和实际轨迹的相对距离和相对速度信息进行测量，利用有限时间控制器解算探测器的实时倾侧角状态信息，从而获得探测器倾侧角的实时控制指令。本发明专利技术首次引入自适应控制的干扰观测器观测状态误差，能够实现对探测器位置和速度的快速估计，有效降低行星大气密度、升阻比误差对着陆制导性能的不利影响，提高制导算法的控制精度和误差收敛速度，满足未来行星着陆精确制导的精度需求。

Finite time control method for planetary landing based on disturbance observer

The invention relates to a precise landing control method for planetary detectors, in particular to a finite-time landing control method based on disturbance observer, belonging to the technical field of deep space exploration. The invention establishes a tracking control model, introduces an interference observer to estimate and compensate the planetary atmospheric density, optimizes the dynamic model of the planetary detector by mathematical transformation derivation, measures the relative distance and relative velocity information of the nominal trajectory and the actual trajectory, and calculates the detector by using a finite time controller. The real-time tilt angle state information is obtained to obtain the real-time control instruction of the detector tilt angle. By introducing the observing state error of the interference observer with adaptive control for the first time, the invention can realize the fast estimation of the position and speed of the detector, effectively reduce the adverse effects of the planetary atmospheric density and the lift-drag ratio errors on the landing guidance performance, improve the control precision and the error convergence speed of the guidance algorithm, and satisfy the future planets. Precision requirements for land precision guidance.

【技术实现步骤摘要】
基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法
本专利技术涉及一种行星探测器精确着陆控制方法，特别涉及一种基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法，属于深空探测

技术介绍
着陆探测是行星科学探测的主要技术途径，也是最具挑战性的行星探测活动。如果能安全、精确地着陆到行星表面是成功开展行星着陆探测任务及采样返回的前提，而行星着陆过程的快速制导控制是实现安全、精确着陆的基础。为了获得更丰厚的科学回报，需要探测器在具有较高科学价值的特定区域定点着陆的能力。行星大气进入阶段是行星着陆探测最复杂最危险的阶段，气动环境以及重力场等特性具有很大的不确定性，急需精确着陆控制方法以保证行星着陆精度。未来的行星探测任务对探测器着陆区域的精度有一定的要求，而同时行星探测器在经历最终进入段到达进入点之后，受到行星大气模型不确定、气动环境复杂、强非线性、强耦合等问题的影响，使得着陆精度产生很大的偏差。因此，为了完成未来行星探测任务精确着陆的需求，有必要进行行探测器轨迹跟踪控制，从而提高探测器的着陆精度，为下一步进行行星表面的探测任务提供必要的支持。
技术实现思路
针对现有技术中行星着陆轨迹跟踪控制存在的控制精度低与收敛速度慢的问题，本专利技术公开的一种基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法，要解决的技术问题是提高行星探测器轨迹跟踪精度、位置和速度误差收敛速度，实现探测器状态的快速精确估计，为下一步进行行星表面探测任务制导控制方案设计提供技术支持。本专利技术的目的是通过下述技术方案实现的。基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法，建立行星着陆探测器的动力学模型，建立轨迹跟踪动力学模型并进行简化处理。建立跟踪控制模型，引入干扰观测器对行星大气密度进行估计补偿，利用数学变换推导对行星探测器动力学模型进行优化，引入标称轨迹和实际轨迹的相对距离和相对速度信息进行测量，利用有限时间控制器解算探测器的实时倾侧角状态信息，从而获得探测器倾侧角的实时控制指令。基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法，包括如下步骤：步骤1：建立行星着陆探测器的动力学模型；行星体为一个相对于行星惯性坐标系绕自转轴做等速旋转的标准圆球，且行星大气是均匀的。行星大气进入段长时间保持超音速飞行，而且高度变化剧烈，因此，在实际的行星探测器大气进入过程中，必须考虑行星自转因素的影响。同时考虑在有外部扰动的情况下，行星探测器进入制导算法设计，建立三自由度的行星探测器动力学模型：其中，θ为探测器的经度，φ为探测器的纬度，r为探测器到行星球心的距离，V为探测器的速度，γ为探测器的飞行路径角，ψ为探测器的航向角且ψ＝0时表示探测器指向东，σ为探测器的倾侧角。L和D为探测器的升力和阻力加速度，定义为：其中阻力和升力系数为CD和CL为马赫数的函数，S为探测器的参考面积，m为探测器的质量，ρ为行星大气密度。行星引力场模型为其中μM为行星引力常数。此外，公式(1)中Cγ和Cψ是由行星自转引起的科氏加速度，定义为其中ωp为行星自转角速率。本专利技术中期望的行星探测器动力学模型，定义为:其中，θd为期望的探测器经度，φd为期望的探测器纬度，rd为期望的探测器到行星球心的距离，Vd为期望的探测器速度，γd为期望的探测器飞行路径角，ψd为期望的探测器航向角。步骤2：建立行星进入段轨迹跟踪控制模型。基于行星探测器动力学模型，考虑行星大气进入段探测器系统在包含大气密度不确定情况下，行星大气进入段轨迹跟踪控制问题。其中，具体的大气密度不确定为以下形式：ρ＝ρ0+Δρ，其中ρ0表示标称的行星大气密度，Δρ表示未知的行星大气密度不确定。气动参数不确定L/D＝(L/D)0+Δ(L/D)。其中，(L/D)0为标称的行星探测器升阻比，Δ(L/D)＝Δ(CL/CD)。则可得CL＝CL0+CD0*(Δ(L/D)),CD＝CD0+CL0*(Δ(D/L))。(5)其中，CD0和CL0为探测器的标称阻力和升力系数。由公式(1)可知，行星大气密度以及探测器气动力系数与动力学系统中气动力模型紧密相关。而在制导控制方法倾侧角指令控制中，不确定参数引起的摄动会随着动力学方程递推传播到行星着陆跟踪控制模型中。进入段探测器的位置跟踪误差x1和速度跟踪误差x2定义为：其中，r,rd为沿着参考轨迹的探测器到行星球心的距离、期望距离。所述的行星着陆跟踪控制模型如下：步骤3：根据行星探测器动力学模型及行星着陆跟踪控制模型，基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制算法，解算探测器实时状态信息，得到探测器倾侧角指令。干扰观测器将公式(7)中不确定性和外部扰动作为扩张的状态进行估计，干扰观测器的模型为：其中，e为观测器的估计误差，z1,z2,z3为观测器的输出，β01,β02,β03为观测器的增益，0＜d,d1＜1,δ＞0.函数fal(·)定义为：由大气密度不确定和气动参数不确定引起的总扰动用干扰观测器来进行估计补偿，应用具有自适应的有限时间滑模控制策略，得到具有干扰观测器的行星着陆有限时间控制器如下：uAda＝-(Lcosγ)-1[u*+up(t)](10)其中，公式(10)～公式(12)中，参数T,kT为正常数，且参数k1,k2,α1,α2均为常数。公式(12)中滑模变量s(t)为：公式(12)中的自适应更新率定义如下：公式(14)中变量ε0,ε1,ε2为正常数，p0,p1,p2为常数。得到控制指令：cosσ＝uAda(15)通过公式(13)给出的滑动面，在公式(10)的控制器和公式(14)自适应更新率共同作用下，最终公式(7)的状态x1,x2在原点邻域内收敛，也即跟踪的位置误差和速度误差能同时达到零，从而到达精确的开伞位置。有益效果1、本专利技术的基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法，根据步骤1、步骤2得到的行星探测器动力学模型及行星着陆跟踪控制模型，通过有限时间控制方案设计，对探测器的状态进行控制。由于状态模型与测量模型均呈现干扰项，故选用干扰观测器，优选扩张状态观测器(ESO)提高控制精度及收敛速度。最终控制探测器精确到达预定开伞点。2、本专利技术公开的一种基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法，采用干扰观测器，提高制导算法的精度及误差收敛速度。附图说明图1为基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法的流程图；图2为具体实施例中仅采用有限时间控制器的跟踪制导方法时，探测器在着陆点固连坐标系下的状态误差曲线；其中，图2a为探测器经度θ误差曲线、图2b为探测器纬度φ误差曲线、图2c为探测器到火星球心距离r误差曲线、图2d为探测器水平速度V误差曲线、图2e为探测器飞行路径角γ误差曲线、图2f为探测器航向角ψ误差曲线；图3为具体实施例中采用基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法时，探测器在火星惯性坐标系下的状态误差曲线；其中，图3a为探测器经度θ误差曲线、图3b为探测器纬度φ误差曲线、图3c为探测器到火星球心距离r误差曲线、图3d为探测器水平速度V误差曲线、图3e为探测器飞行路径角γ误差曲线、图3f为探测器航向角ψ误差曲线。具体实施方式为了更好的说明本专利技术的目的和优点，下面结合附图和实施例对
技术实现思路
做进一步说明。本实施例针对火星大气进入段基于干扰观测器的有限时间控制方案，考虑探测器状态模型与测量模型均呈现干扰项，故选用干扰观测器，优选扩张状态观测器(ES本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1：建立行星着陆探测器的动力学模型；行星体为一个相对于行星惯性坐标系绕自转轴做等速旋转的标准圆球，且行星大气是均匀的；行星大气进入段长时间保持超音速飞行，而且高度变化剧烈，因此，在实际的行星探测器大气进入过程中，必须考虑行星自转因素的影响；同时考虑在有外部扰动的情况下，行星探测器进入制导算法设计，建立三自由度的行星探测器动力学模型：

【技术特征摘要】
1.基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1：建立行星着陆探测器的动力学模型；行星体为一个相对于行星惯性坐标系绕自转轴做等速旋转的标准圆球，且行星大气是均匀的；行星大气进入段长时间保持超音速飞行，而且高度变化剧烈，因此，在实际的行星探测器大气进入过程中，必须考虑行星自转因素的影响；同时考虑在有外部扰动的情况下，行星探测器进入制导算法设计，建立三自由度的行星探测器动力学模型：其中，θ为探测器的经度，φ为探测器的纬度，r为探测器到行星球心的距离，V为探测器的速度，γ为探测器的飞行路径角，ψ为探测器的航向角且ψ＝0时表示探测器指向东，σ为探测器的倾侧角；L和D为探测器的升力和阻力加速度，定义为：其中阻力和升力系数为CD和CL为马赫数的函数，S为探测器的参考面积，m为探测器的质量，ρ为行星大气密度；行星引力场模型为其中μM为行星引力常数；此外，公式(1)中Cγ和Cψ是由行星自转引起的科氏加速度，定义为其中ωp为行星自转角速率；本发明中期望的行星探测器动力学模型，定义为:其中，θd为期望的探测器经度，φd为期望的探测器纬度，rd为期望的探测器到行星球心的距离，Vd为期望的探测器速度，γd为期望的探测器飞行路径角，ψd为期望的探测器航向角；步骤2：建立行星进入段轨迹跟踪控制模型；基于行星探测器动力学模型，考虑行星大气进入段探测器系统在包含大气密度不确定情况下，行星大气进入段轨迹跟踪控制问题；其中，具体的大气密度不确定为以下形式：ρ＝ρ0+Δρ，其中ρ0表示标称的行星大气密度，Δρ表示未知的行星大气密度不确定；气动参数不确定L/D＝(L/D)0+Δ(L/D)；其中，(L/D)0为标称的行星探测器升阻比，Δ(L/D)＝Δ(CL/CD)；则可得CL＝CL0+CD0*(Δ(L/...

【专利技术属性】
技术研发人员：戴娟，崔平远，于正湜，高艾，朱圣英，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京,11