CN104932266B - 一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法 - Google Patents
一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104932266B CN104932266B CN201510303486.0A CN201510303486A CN104932266B CN 104932266 B CN104932266 B CN 104932266B CN 201510303486 A CN201510303486 A CN 201510303486A CN 104932266 B CN104932266 B CN 104932266B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- centerdot
- lander
- gamma
- nominal
- interference
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 9
- 230000001629 suppression Effects 0.000 claims abstract description 8
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 30
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 claims description 12
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 claims description 5
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims description 5
- 239000002245 particle Substances 0.000 claims description 3
- 238000001514 detection method Methods 0.000 abstract description 3
- 230000005764 inhibitory process Effects 0.000 abstract 1
- 241001061260 Emmelichthys struhsakeri Species 0.000 description 1
- 241000233805 Phoenix Species 0.000 description 1
- 238000007405 data analysis Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法,针对着陆器在进入段受到的大气密度不确定性干扰,设计一种基于前馈补偿的控制方法;首先,建立含有大气密度不确定性干扰的行星着陆器进入段***状态方程;其次,针对***中存在的大气密度不确定性干扰,设计非线性干扰观测器,完成对干扰的实时估计;再次,设计标称控制器实现***镇定和大气密度不确定性干扰估计误差的抑制;最后,结合非线性干扰观测器和标称控制器,设计复合控制器,完成对干扰的前馈补偿和反馈抑制。本发明能够显著提高着陆器抗干扰能力和着陆精度,适用于深空探测领域着陆器精确着陆控制。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法,主要应用于深空探测领域着陆器精确着陆控制。
背景技术
火星是太阳系内距地球较近的行星,也是地形地貌和物理特性与地球最为相似的星球,因此,火星已成为人类行星探测的首选目标。人类对火星的空间探测始于20世纪60年代,迄今为止世界各国对火星共有40多次探测任务,其中17次有着陆任务,但仅有7次取得完全成功。成功着陆的海盗号、探路者、漫游者以及凤凰号着陆任务中,进入段均采用无主动控制的弹道式进入方式,导致着陆误差在数百公里量级,最新着陆成功的“火星科学实验室”采用了闭环主动控制的制导方式后成功地将着陆误差降为10Km以内,但这仍然无法满足未来机器人和载人探测任务对着陆精度的需求。
火星着陆过程大致可分为进入段、伞降段以及着陆段三个阶段。进入段始于着陆器接触大气层,止于降落伞打开,该过程中着陆器高度从125Km的下降到10Km,相对速度从5900m/s降至405m/s。该阶段是着陆过程的起始阶段,也是整个着陆过程中历时最长、下降高度最大、面临的不确定性最多的阶段,进入段的制导与控制效果直接影响了着陆器最终的着陆精度。现阶段通过对已经成功着陆的着陆器进行数据分析,结果表明影响着陆误差的因素主要为大气密度不确定性。由于火星表面气动环境复杂,大气密度数值变化较大,而且可测得的大气密度数值有限,因而只能通过考虑一些鲁棒性能强的控制方法来减小大气密度不确定性对着陆精度的影响。现有的针对火星大气密度不确定性的鲁棒控制器设计方法有自适应控制、滑模变结构控制、Backstepping控制等,上述控制方法在设计控制器时均是通过对不确定性上界进行估计来抑制不确定干扰,有很大的保守性,无法获得满意的控制效果。
发明内容
本发明的技术解决问题是:针对行星着陆器在进入段受到大气密度不确定干扰影响控制精度问题,提出了一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法,该方法保守性低,可以显著提高着陆器的控制精度。
本发明的技术解决方案为:一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法,其实现步骤如下:
第一步,搭建含有大气密度不确定性的行星着陆器进入段***状态方程
将行星着陆器视为质点,不考虑行星自转和公转的影响,建立行星着陆器进入段动力学模型如下:
其中,r是着陆器质心距行星中心的距离,θ是着陆器所在位置的行星表面经度,φ是着陆器所在位置的行星表面纬度,V是着陆器的速度,γ是着陆器的飞行路径角,Ψ是着陆器的航向角,S是着陆器在水平方向上的航程,σ是着陆器的倾侧角,g(r)为行星重力加速度,L为升力加速度,D为阻力加速度,由下述表达式给出:
式中,Bf是着陆器的弹道系数,ρ(r)为行星大气密度,表达式如下:
ρ(r)=ρs(1+δ)exp(-β(r-rs))
其中,rs表示参考半径,β表示均质大气高度的倒数,ρs表示rs处的大气密度,δ为不确定项,表示rs处的大气密度误差;
根据阻力加速度二阶导数的定义以及着陆器的动态方程,实际***阻力加速度二阶导数动态方程如下:
其中:
为实际***阻力加速度的二阶导数,a、b为实际***动态方程参数,u为实际***控制量,为实际***阻力加速度的一阶导数;
标称***各状态变量的取值为当δ等于零时上述变量的数值,定义状态变量x1、x2,其中x1=D-D0,D0为标称***阻力加速度,为标称***阻力加速度的一阶导数,x1表示实际***对标称***的阻力加速度跟踪误差,x2表示实际***对标称***阻力加速度一阶导数的跟踪误差,建立含有大气密度不确定性的实际***状态空间表达式如下:
d表示由于大气密度不确定性带来的干扰,由下式表示:
d=△a+△bu
△a和△b均为实际***和标称***动态方程参数的差值,即△a=a-a0,△b=b-b0,a0、b0分别为标称***动力学方程参数;
第二步,设计非线性干扰观测器
针对模型中存在的大气密度不确定性干扰,设计非线性干扰观测器对干扰进行估计,非线性干扰观测器的设计形式如下:
其中,为非线性干扰观测器估计出的干扰量,z为辅助变量,l为干扰观测器的增益,取值范围为0<l<200;
第三步,设计标称控制器
通过非线性干扰观测器完成对大气密度不确定性干扰的估计后,进一步设计标称控制器完成整个***的镇定和大气密度不确定性干扰估计误差的抑制,标称控制器对应的控制律为:
其中,u0为标称控制量,k0为滑模控制器切换增益,取值范围为0<k0<50,λ为滑模面的收敛系数,取值范围为0<λ<100,s0为滑模面函数,其表达式如下:
s0=λx1+x2
第四步,设计复合控制器
结合非线性干扰观测器和标称控制器,得到复合控制器的形式如下:
本发明与现有技术相比的优点在于:
本发明一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法,首先,设计了非线性干扰观测器来估计模型中的大气密度不确定性干扰;其次,设计标称控制器实现对整个***的镇定以及干扰估计误差的抑制;最后,结合非线性干扰观测器和标称控制器设计复合控制器来完成对干扰的反馈抑制和前馈补偿,该方法具有强鲁棒性、低保守性以及结构灵活等优点,可以显著地提高行星着陆器的控制精度。
附图说明
图1为本发明一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法的设计流程图。
具体实施方式
本发明所述的一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法步骤为:首先,建立含有大气密度不确定性干扰的行星着陆器进入段***状态方程;其次,针对***中存在的大气密度不确定性干扰,设计非线性干扰观测器,完成对干扰的实时估计;再次,设计标称控制器实现***镇定和大气密度不确定性干扰估计误差的抑制;最后,结合非线性干扰观测器和标称控制器,设计复合控制器,完成对干扰的前馈补偿和反馈抑制。具体实施步骤如下(以火星着陆器来说明本方法的具体实现):
第一步,搭建含有大气密度不确定性的火星着陆器进入段***状态方程
将火星着陆器视为质点,不考虑火星自转和公转的影响,建立火星着陆器进入段动力学模型如下:
其中,r是火星着陆器质心距火星中心的距离,θ是火星着陆器所在位置的火星表面经度,φ是火星着陆器所在位置的火星表面纬度,V是火星着陆器的速度,γ是火星着陆器的飞行路径角,Ψ是火星着陆器的航向角,S是火星着陆器在水平方向上的航程,σ是火星着陆器的倾侧角,g(r)为火星重力加速度,L为升力加速度,D为阻力加速度,分别由下述表达式给出:
式中,Bf是火星着陆器的弹道系数,ρ(r)为火星大气密度,表达式如下:
ρ(r)=ρs(1+δ)exp(-β(r-rs))
其中,rs表示参考半径,β表示均质大气高度的倒数,ρs表示rs处的大气密度,δ为不确定项,表示rs处的大气密度误差;
根据阻力加速度二阶导数的定义以及火星着陆器的动态方程,实际***阻力加速度二阶导数动态方程如下:
其中:
为实际***阻力加速度的二阶导数,a、b为实际***动态方程参数,u为实际***控制量,为实际***阻力加速度的一阶导数;
标称***各状态变量的取值为当δ等于零时上述变量的数值,定义状态变量x1、x2,其中x1=D-D0,D0为标称***阻力加速度,为标称***阻力加速度的一阶导数,x1表示实际***对标称***的阻力加速度跟踪误差,x2表示实际***对标称***阻力加速度一阶导数的跟踪误差,建立含有大气密度不确定性的实际***状态空间表达式如下:
d表示由于大气密度不确定性带来的干扰,由下式表示:
d=△a+△bu
△a和△b均为实际***和标称***动态方程参数的差值,即△a=a-a0,△b=b-b0,a0、b0分别为标称***动力学方程参数;
第二步,设计非线性干扰观测器
针对模型中存在的大气密度不确定性干扰,设计非线性干扰观测器对干扰进行估计,非线性干扰观测器的设计形式如下:
其中,为非线性干扰观测器估计出的干扰量,z为辅助变量,l为干扰观测器的增益,取值范围为0<l<200,此处取为10.08;
第三步,设计标称控制器
通过非线性干扰观测器完成对大气密度不确定性干扰的估计后,进一步设计标称控制器完成整个***的镇定以及对大气密度不确定性干扰估计误差的抑制,标称控制器对应的控制律为:
其中,u0为标称控制量,k0为滑模控制器切换增益,取值范围为0<k0<50,此处取为0.35,λ为滑模面的收敛系数,可取为0<λ<100,此处取为0.25,s0为滑模面函数,其表达式如下:
s0=λx1+x2
第四步,设计复合控制器
基于非线性干扰观测器和标称控制器,得到复合控制器的形式如下:
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 (1)
1.一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法,具体步骤如下:
第一步,搭建含有大气密度不确定性的行星着陆器进入段***状态方程
将行星着陆器视为质点,不考虑行星自转和公转的影响,建立行星着陆器进入段动力学模型如下:
其中,r是着陆器质心距行星中心的距离,θ是着陆器所在位置的行星表面经度,φ是着陆器所在位置的行星表面纬度,V是着陆器的速度,γ是着陆器的飞行路径角,Ψ是着陆器的航向角,S是着陆器在水平方向上的航程,σ是着陆器的倾侧角,g(r)为当前位置的行星重力加速度,L为升力加速度,D为阻力加速度,由下述表达式给出:
式中,Bf是着陆器的弹道系数,ρ(r)为行星大气密度,表达式如下:
ρ(r)=ρs(1+δ)exp(-β(r-rs))
其中,rs表示参考半径,β表示均质大气高度的倒数,ρs表示rs处的大气密度,δ为不确定项,表示rs处的大气密度误差;
根据阻力加速度二阶导数的定义以及着陆器的动态方程,实际***阻力加速度二阶导数动态方程如下:
其中:
为实际***阻力加速度的二阶导数,a、b为实际***动态方程参数,u为实际***控制量,为实际***阻力加速度的一阶导数;
标称***各状态变量的取值为当δ等于零时上述变量的数值,定义状态变量x1、x2,其中x1=D-D0,D0为标称***阻力加速度,为标称***阻力加速度的一阶导数,x1表示实际***对标称***的阻力加速度跟踪误差,x2表示实际***对标称***阻力加速度一阶导数的跟踪误差,建立含有大气密度不确定性的实际***状态空间表达式如下:
d表示由于大气密度不确定性带来的干扰,由下式表示:
d=△a+△bu
△a和△b均为实际***和标称***动态方程参数的差值,即△a=a-a0,△b=b-b0,a0、b0分别为标称***动力学方程参数;
第二步,设计非线性干扰观测器
针对模型中存在的大气密度不确定性干扰,设计非线性干扰观测器对干扰进行估计,非线性干扰观测器的设计形式如下:
其中,为非线性干扰观测器估计出的干扰量,z为辅助变量,l为干扰观测器的增益,0<l<200;
第三步,设计标称控制器
通过非线性干扰观测器完成对大气密度不确定性干扰的估计后,进一步设计标称控制器完成整个***的镇定和大气密度不确定性干扰估计误差的抑制,标称控制器对应的控制律为:
其中,u0为标称控制量,k0为滑模控制器切换增益,取值范围为0<k0<50,λ为滑模面的收敛系数,取值范围为0<λ<100,s0为滑模面函数,其表达式如下:
s0=λx1+x2;
第四步,设计复合控制器
结合非线性干扰观测器和标称控制器,得到复合控制器的形式如下:
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201510303486.0A CN104932266B (zh) | 2015-06-05 | 2015-06-05 | 一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201510303486.0A CN104932266B (zh) | 2015-06-05 | 2015-06-05 | 一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN104932266A CN104932266A (zh) | 2015-09-23 |
CN104932266B true CN104932266B (zh) | 2016-04-27 |
Family
ID=54119481
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201510303486.0A Active CN104932266B (zh) | 2015-06-05 | 2015-06-05 | 一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN104932266B (zh) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105843238B (zh) * | 2016-03-31 | 2017-06-06 | 北京航空航天大学 | 一种未知频率谐波干扰下的火星着陆器抗干扰控制器 |
CN105629987B (zh) * | 2016-03-31 | 2017-07-18 | 北京航空航天大学 | 一种火星着陆器抗干扰容错控制方法 |
CN105947238B (zh) * | 2016-05-30 | 2017-05-10 | 北京航空航天大学 | 一种转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法 |
CN108205259B (zh) * | 2016-12-19 | 2021-09-14 | 中国航天科工飞航技术研究院 | 基于线性扩张状态观测器的复合控制***及其设计方法 |
CN108562293B (zh) * | 2018-03-13 | 2021-05-28 | 北京理工大学 | 基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103076017A (zh) * | 2012-12-30 | 2013-05-01 | 北京理工大学 | 基于可观测度分析的火星进入段自主导航方案设计方法 |
CN103616024A (zh) * | 2013-11-27 | 2014-03-05 | 北京理工大学 | 一种行星探测进入段自主导航***可观测度确定方法 |
CN104019818A (zh) * | 2014-06-19 | 2014-09-03 | 北京理工大学 | 一种基于预测轨迹的行星导航轨道器布局优化方法 |
CN104266650A (zh) * | 2014-10-25 | 2015-01-07 | 哈尔滨工业大学 | 一种基于采样点继承策略的火星着陆器大气进入段导航方法 |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2612111B8 (en) * | 2010-09-04 | 2017-08-02 | OHB Italia S.p.A. | Device and method to estimate the state of a moving vehicle |
-
2015
- 2015-06-05 CN CN201510303486.0A patent/CN104932266B/zh active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103076017A (zh) * | 2012-12-30 | 2013-05-01 | 北京理工大学 | 基于可观测度分析的火星进入段自主导航方案设计方法 |
CN103616024A (zh) * | 2013-11-27 | 2014-03-05 | 北京理工大学 | 一种行星探测进入段自主导航***可观测度确定方法 |
CN104019818A (zh) * | 2014-06-19 | 2014-09-03 | 北京理工大学 | 一种基于预测轨迹的行星导航轨道器布局优化方法 |
CN104266650A (zh) * | 2014-10-25 | 2015-01-07 | 哈尔滨工业大学 | 一种基于采样点继承策略的火星着陆器大气进入段导航方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN104932266A (zh) | 2015-09-23 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104932266B (zh) | 一种基于前馈补偿的着陆器进入段精确控制方法 | |
Lu et al. | Aircraft fault-tolerant trajectory control using incremental nonlinear dynamic inversion | |
Xia et al. | Active disturbance rejection control for drag tracking in mars entry guidance | |
US10520389B2 (en) | Aerodynamic modeling using flight data | |
US20200183339A1 (en) | Systems and Methods for Robust Learning-Based Control During Forward and Landing Flight Under Uncertain Conditions | |
CN105182985A (zh) | 高超声速飞行器俯冲段全量一体化制导控制方法 | |
CN103303495B (zh) | 一种动力下降过程干扰力矩的估计方法 | |
CN102878995B (zh) | 一种静止轨道卫星自主导航方法 | |
CN105867402A (zh) | 一种火星着陆器大气进入段抗干扰复合在线制导方法 | |
CN102591212B (zh) | 一种时变测量延迟输出信号飞行器纵向运动状态观测方法 | |
CN104102128A (zh) | 一种适用于小型无人飞行器的抗干扰姿态控制方法 | |
JP2015024705A (ja) | 小型電動ヘリコプタの自動離着陸制御方法 | |
CN103708045B (zh) | 一种探月飞船跳跃式再入的在线参数辨识方法 | |
CN105300387B (zh) | 一种火星大气进入段非线性非高斯秩滤波方法 | |
CN103453907B (zh) | 基于分层大气模型的行星进入段导航滤波方法 | |
Wu et al. | Disturbance observer based model predictive control for accurate atmospheric entry of spacecraft | |
Mendeck et al. | Post-flight EDL entry guidance performance of the 2011 Mars science laboratory mission | |
CN104192322B (zh) | 一种行星动力下降段轨迹在线生成的抗干扰制导控制方法 | |
CN106441309B (zh) | 基于协方差交叉融合的火星进入段分布式自主导航方法 | |
Zheng et al. | Disturbance observer-based robust guidance for Mars atmospheric entry with input saturation | |
CN109977543B (zh) | 基于侧向优先的三维剖面覆盖区域计算方法、***及介质 | |
CN108562293B (zh) | 基于干扰观测器的行星着陆有限时间控制方法 | |
CN103344245A (zh) | 火星进入段imu和甚高频无线电组合导航的ud-skf方法 | |
CN109781374A (zh) | 一种实时在线快速估计飞行器推力的方法 | |
CN110221624B (zh) | 一种基于组合***的无人机环绕地面目标制导方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant |