CN103869823A - 火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制*** - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制***,该***包括有姿态控制***、复合执行机构、着陆器动力学和运动学模型;其中,姿态控制***包括有姿态控制器和控制分配;其中,复合执行机构包括有RCS和MM。在考虑多种环境干扰因素情况下,建立基于RCS/MM的着陆器复合动力学模型;根据着陆器***姿态误差产生控制***所需要的控制力矩;控制分配则将总的控制力矩单独分配到两个执行机构,产生控制指令;RCS/MM***根据各自的输入指令产生实际的控制力矩,调整着陆器姿态。本发明可有效降低着陆器***燃料消耗,具有较强的机动性能,能够产生连续的控制力矩,改善着陆器的姿态控制精度和控制余度,为火星的精确着陆提供保障。
Description
技术领域
本发明涉及一种火星着陆器的姿态控制***,更特别地说,是指一种基于RCS和MM复合的火星着陆器喷气反作用和质量矩复合控制***。
背景技术
火星是距离地球较近的行星之一,其自然环境与地球相似,将火星探测作为深空探测的一部分,对进一步了解地球、火星的演化过程具有重要意义。
2010年5月第31卷第3期《宇航学报》中公开了名称为:火星EDL导航、制导与控制技术综述与展望。文献中指出要实现着陆器在火星表面的精确着陆,着陆器必须经历进入、下降和着陆三个过程。该文献中的图2公开了着陆器自主障碍检测与规避体系结构,从图中可以看出高精度制导与控制是着陆任务成功实施的前提和保障,为实现着陆器在火星表面的精确着陆,必须为着陆器设计高精度的制导***,而着陆器的姿态控制是高精度制导***所要解决的核心关键技术之一。
在目前的深空探测研究和实践中,大都采用喷气反作用控制***(Reaction Control System,RCS)产生着陆器姿态控制所需的控制力矩。虽然RCS控制简单,具有较强的姿态控制能力,但其工作受着陆器所携带燃料的限制,而且液体燃料的过度消耗还会引起液体晃动及RCS的脉冲工作模式,直接影响着陆器姿态的控制控制精度,最终会影响着陆精度。
变质心(Moving Mass,MM)控制(即质量矩控制)则将质量滑块安装在着陆器内部,通过质量滑块的移动改变着陆器的质心,可以产生连续控制力矩,不存在烧蚀问题,结构简单。然而,仅依靠MM不能产生滚转控制力矩,在大气稀薄时,无法实现较大幅度的姿态机动。
姿态控制***精度也取决于执行机构的输出力矩精度和控制器所能达到的控制精度。
发明内容
为此,本发明综合考虑两类执行机构的特点,采用RCS和MM复合控制模式,实现对火星着陆器姿态的高精度控制。
本发明设计的一种火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制***,该***至少包括有姿态控制器、着陆器***动力学模型和执行机构;
执行机构是指喷气反作用控制***RCS和变质心MM的复合执行机构(2);所述变质心MM中包括有第一质量滑块p和第二质量滑块q;第一质量滑块p安装在着陆器的本体体坐标系Ob-XbYbZb的Yb轴上,且第一质量滑块p可以沿Yb轴往复运动;第二质量滑块q安装在着陆器的本体体坐标系Ob-XbYbZb的Zb轴上,且第二质量滑块q可以沿Zb轴往复运动;
在基于RSC与MM复合执行机构下构建了着陆器动力学和运动学模型(3);
姿态控制***(1)中的姿态控制模块(11)根据接收到的姿态误差产生姿态控制所需的期望姿态控制力矩并输出给控制分配模块(12)中的控制力矩分配模块(121);控制力矩分配模块(121)将所述的期望姿态控制力矩进行分配处理后一方面输出RCS力矩指令给RCS指令分解模块(122),另一方面输出质量滑块力矩指令给质量滑块指令分解模块(123);RCS指令分解模块(122)对接收到的所述RCS力矩指令进行分解处理,输出RCS启动指令PWMRCS给执行机构中的RCS***;质量滑块指令分解模块(123)对接收到的所述质量滑块力矩指令进行分解处理,输出MM的位置指令sp,sq给执行机构中的MM***;sp表示第一质量滑块p的位置指令,sq表示第二质量滑块q的位置指令;
本发明与现有技术相比优点在于:
①充分考虑火星非球形摄动,太阳、地球等星体引力摄动,以及未建模动态不确定项,建立基于RCS/MM的火星着陆器复合动力学模型。
②设计的姿态控制***可以对力矩不确定项进行准确估计并补偿,实现对着陆器期望姿态的准确跟踪。
③力矩分配采用MM输出最大力矩原则,有效降低着陆器***的燃料消耗。
④RCS/MM复合执行机构配合工作,可以产生连续的控制力矩,改善着陆器的姿态控制精度和控制余度。
附图说明
图1是传统火星EDL导航、制导与控制***的结构框图。
图2是本发明火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制***的结构框图。
图3是本发明火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制***的控制分配结构框图。
图3A是本发明的控制力矩分配模块的流程图。
图4是坐标系关系示意图。
1.火星着陆器姿态控制*** | 11.姿态控制模块 |
12.控制分配模块 | 121.控制力矩分配模块 |
122.RCS指令分解模块 | 123.质量滑块指令分解模块 |
2.着陆器复合执行机构 | 3.着陆器动力学和运动学模型 |
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。
在图1所示的火星EDL导航、制导与控制***结构下,本发明设计的执行机构为RCS和MM的组合,在基于RSC与MM复合执行机构下构建了着陆器动力学和运动学模型3。
参见图2、图3所示,本发明的一种火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制***,该***包括有姿态控制***1、复合执行机构2、着陆器动力学和运动学模型3;其中,姿态控制***1包括有姿态控制模块11和控制分配模块12;其中,复合执行机构2包括有RCS和MM。所述控制分配模块12包括有控制力矩分配模块121、RCS指令分解模块122、和质量滑块指令分解模块123。
姿态控制***1中的姿态控制模块11根据接收到的姿态误差产生姿态控制所需的期望姿态控制力矩并输出给控制分配模块12中的控制力矩分配模块121;控制力矩分配模块121将所述的期望姿态控制力矩进行分配处理后一方面输出RCS力矩指令给RCS指令分解模块122,另一方面输出质量滑块力矩指令给质量滑块指令分解模块123;RCS指令分解模块122对接收到的所述RCS力矩指令进行分解处理,输出RCS启动指令PWMRCS给执行机构中的RCS***;质量滑块指令分解模块123对接收到的所述质量滑块力矩指令进行分解处理,输出MM的位置指令sp,sq给执行机构中的MM***。
本发明设计的基于RCS和MM的火星着陆器复合控制***,在考虑多种环境干扰因素情况下,建立基于RCS/MM的火星着陆器复合动力学模型;根据着陆器***姿态误差产生控制***所需要的控制力矩;之后,控制分配将总的控制力矩单独分配到两个执行机构,产生控制指令;最终RCS/MM***根据各自的输入指令产生实际的控制力矩,精确调整着陆器姿态。
参见图4所示,在本发明中,火星惯性坐标系记为Oa-XaYaZa,简称为a系,原点Oa为火星的质心,OaXa轴沿火星黄道平面与赤道平面的交线并指向春分点方向,OaZa轴方向是火星的自转轴方向,OaYa轴与OaXa轴、OaZa轴构成右手直角坐标系。
参见图4所示,在本发明中,着陆器的本体体坐标系记为Ob-XbYbZb,简称为b系,原点Ob为着陆器的质心,ObXb轴位于质心Ob与对称体所确定的平面内,平行于体对称轴,并指向着陆器钝头方向,ObZb轴也位于由质心与体对称轴所确定的平面内,垂直于ObXb轴,并指向质心所在位置的反方向,ObYb轴与ObZb轴、ObXb轴成右手系。图中,rb为着陆器质心Ob点的绝对矢量。第一质量滑块p安装在着陆器的本体体坐标系Ob-XbYbZb的Yb轴上,且第一质量滑块p可以沿Yb轴往复运动。第二质量滑块q安装在着陆器的本体体坐标系Ob-XbYbZb的Zb轴上,且第二质量滑块q可以沿Zb轴往复运动。
(一)建立基于RCS与MM的着陆器复合动力学模型
考虑火星非球形摄动,太阳、地球等星体引力摄动,以及未建模动态引起的不确定项。
在本发明中,基于RCS与MM的着陆器平动动力学模型为:
为在着陆器的本体体坐标系Ob-XbYbZb下的第一质量滑块的二次微分位置矢量;
为在着陆器的本体体坐标系Ob-XbYbZb下的第二质量滑块的二次微分位置矢量;
为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的角加速度矢量的反对称矩阵,下角标ab为两个坐标系的标识,上角标“×”表示反对称矩阵形式, 为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的X轴角加速度矢量,为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的Y轴角加速度矢量,为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的Z轴角加速度矢量。
在本发明中,基于RCS与MM的着陆器转动动力学模型为:
JO为着陆器的转动惯量;
为建模时动态引入的RCS控制力矩、空气动力矩、空气阻尼力矩或者质量滑块运动的力矩不确定项;
ΔJ为质量滑块运动引起的附加转动惯量;且:
(二)根据着陆器***姿态误差设计控制***产生姿态控制力矩
假设着陆器***四元数姿态误差为 λe0为四元数中的第一个姿态分量、λe1为四元数中的第二个姿态分量、λe2为四元数中的第三个姿态分量、λe3为四元数中的第四个姿态分量,下角标e为误差量,上角标T为坐标转置,的一阶微分记为取误差矢量为 则
式中,k为姿态控制第一常数,且k>0;Λ为3×3的姿态控制第二常数矩阵,且Λ>0。
对上式两端求导,整理可得:
在本发明中,姿态控制模块11的不确定模型的估计记为:
在本发明中,姿态控制模块11的控制力矩模型为:
则式(5)变化为:
式中,Κ为姿态控制第三常数矩阵,且Κ>0。
在本发明中实现对着陆器期望姿态的准确跟踪,式(6)即为对着陆器***力矩不确定项的估计,式(7)即为着陆器控制***所需的姿态控制力矩。
(三)将控制力矩分配到各执行机构产生控制指令
如图3所示,本发明中姿态控制***中的控制分配模块12主要分两步进行:第一步是控制力矩分配模块121将火星着陆器姿态控制力矩指令分别分配给RCS和MM;第二步是指令分解,根据RCS和MM的运动学模型,将各自的力矩指令分解为RCS的启动指令PWMRCS及MM的位置指令sp,sq。
当MM满足偏航通道力矩需求时,Y轴的姿态控制力矩τdy全部分配给MM,τdy≤τmy,τmy为MM的Y轴控制力矩,即τmdy=τdy和τrdy=0;当MM无法满足偏航通道力矩需求时,τdy>τmy,MM工作在最大力矩输出状态,此时输出力矩为τmdy=τmy和τrdy=τdy-τmdy;
当MM满足俯仰通道力矩需求时,Z轴的姿态控制力矩τdz全部分配给MM,τdz≤τmz,τmz为MM的Z轴控制力矩,即τmdz=τdz和τrdz=0;当MM无法满足俯仰通道力矩需求时,τdz>τmz,MM工作在最大力矩输出状态,此时输出力矩为τmdz=τmz和τrdz=τdz-τmdz;
此外,着陆器滚动通道由RCS进行控制,即τrdx=τdx;
最终,RCS得到力矩指令为 MM得到力矩指令为
指令分解过程为:RCS***根据分配得到的力矩指令,由RCS指令分解模块122转换成所对应的启动指令PWMRCS;MM指令分解模块123根据运动学模型,在不考虑滑块自身动态特性的影响下,计算出位置指令sp,sq为:
(四)复合执行机构响应产生实际控制力矩,调整着陆器姿态
实施例
本实例中,选择最新成功着陆的“好奇号”火星着陆器为研究对象,相关参数为:M=2500kg,J=diag(2000,4000,6000)kg·m2。两个质量滑块质量均为80kg, 质量滑块最大位移0.8m,RCS比冲为2000Ns,控制周期为50ms,控制器参数k=2.5,K=diag(12.5,10,12.1),Λ=diag(2.5,16,8),火星着陆器初始姿态四元数为(1000),初始高度125Km,初始速度5900m/s。
本实例所设计的复合控制***接收制导环节产生的期望姿态指令,并对期望姿态进行跟踪,根据姿态偏差产生所需的控制力矩,并分配给RCS/MM复合执行机构,产生实际的控制力矩,调整着陆器姿态,保证制导轨迹的准确跟踪。通过与RCS单独作用的着陆器相比较,本发明所设计的基于RCS/MM的火星着陆器复合控制***:控制力矩精度提高6.09倍左右,姿态角速度跟踪精度提高1.71倍左右,姿态角跟踪精度提高9.87倍左右;在同一制导***下,高度跟踪精度提高5.21倍左右,经度跟踪精度提高3.69倍左右,纬度跟踪精度提高2.31倍左右。
本发明设计的一种基于火星着陆器RCS/MM复合控制***,该控制***通过引入质量滑块执行机构,实现着陆器RCS/MM的复合控制,不但可以有效降低着陆器***的燃料消耗,而且还可以产生连续的控制力矩,改善着陆器的姿态控制精度和控制余度,为火星的精确着陆提供保障。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
Claims (7)
1.一种火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制***,火星着陆器至少包括有姿态控制器、着陆器***动力学模型和执行机构;其特征在于:
执行机构是指喷气反作用控制***RCS和变质心MM的复合执行机构(2);所述变质心MM中包括有第一质量滑块p和第二质量滑块q;第一质量滑块p安装在着陆器的本体体坐标系Ob-XbYbZb的Yb轴上,且第一质量滑块p可以沿Yb轴往复运动;第二质量滑块q安装在着陆器的本体体坐标系Ob-XbYbZb的Zb轴上,且第二质量滑块q可以沿Zb轴往复运动;
在基于RSC与MM复合执行机构下构建了着陆器动力学和运动学模型(3);
姿态控制***(1)中的姿态控制模块(11)根据接收到的姿态误差产生姿态控制所需的期望姿态控制力矩并输出给控制分配模块(12)中的控制力矩分配模块(121);控制力矩分配模块(121)将所述的期望姿态控制力矩进行分配处理后一方面输出RCS力矩指令给RCS指令分解模块(122),另一方面输出质量滑块力矩指令给质量滑块指令分解模块(123);RCS指令分解模块(122)对接收到的所述RCS力矩指令进行分解处理,输出RCS启动指令PWMRCS给执行机构中的RCS***;质量滑块指令分解模块(123)对接收到的所述质量滑块力矩指令进行分解处理,输出MM的位置指令sp,sq给执行机构中的MM***;sp表示第一质量滑块p的位置指令,sq表示第二质量滑块q的位置指令;
2.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制***,其特征在于:所述变质心MM中的两个质量滑块分别沿火星着陆器的俯仰轴和偏航轴安装,且两个质量块沿安装轴作往复运动。
3.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制***,其特征在于:基于RCS与MM的着陆器平动动力学模型为
4.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制***,其特征在于:基于RCS与MM的着陆器转动动力学模型为
5.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制***,其特征在于:姿态控制模块(11)中力矩不确定项估计模型为
6.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制***,其特征在于:姿态控制模块(11)中控制力矩模型为
当MM满足偏航通道力矩需求时,姿态控制力矩τdy全部分配给MM,即τmdy=τdy和τrdy=0;当MM无法满足偏航通道力矩需求时,MM工作在最大力矩输出状态,此时输出力矩为τmdy=τmy和τrdy=τdy-τmdy;
当MM满足俯仰通道力矩需求时,姿态控制力矩τdz全部分配给MM,即τmdz=τdz和τrdz=0;当MM无法满足俯仰通道力矩需求时,MM工作在最大力矩输出状态,此时输出力矩为τmdz=τmz和τrdz=τdz-τmdz;
此外,着陆器滚动通道由RCS进行控制,即τrdx=τdx;
最终,RCS得到力矩指令为 MM得到力矩指令为
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