一種深空探測軟著陸過程的姿軌耦合控制方法
【專利摘要】一種深空探測軟著陸過程的姿軌耦合控制方法，在深空天體軟著陸過程中使用變推力搖擺發(fā)動機進行姿態(tài)控制會對著陸軌跡產(chǎn)生干擾。在線估計出變推力搖擺發(fā)動機擺角中用于消除質(zhì)心偏移的部分，并修正飛行姿態(tài)是降低變推力搖擺發(fā)動機姿控與軌控耦合的重要措施。本發(fā)明首先需要對變推力搖擺發(fā)動機的擺角進行在線估計，提取出擺角的穩(wěn)定分量；然后，利用該擺角穩(wěn)定分量估值修正目標飛行姿態(tài)，使校正后的推力方向與制導律期望的推力方向一致，以主動消除變推力搖擺發(fā)動機姿控擺動對制導的影響。本發(fā)明能夠在姿控的同時最大程度地降低對制導的干擾，即使制導無三方向位置控制能力時，也能盡可能保證飛行軌跡與理想軌跡一致。
【專利說明】一種深空探測軟著陸過程的姿軌耦合控制方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種深空探測軟著陸過程的姿軌耦合控制方法，屬于深空探測自主控制領域。
【背景技術】
[0002]著陸探測是深空探測的一種重要手段。對于大型著陸器或者著陸大型天體的探測器來說，為了降低著陸速度，抵消目標天體引力，著陸發(fā)動機的推力勢必很大。若采用大型著陸發(fā)動機，受到發(fā)動機制造、安裝以及下降過程推進劑排放不平衡等因素的影響，著陸發(fā)動機推力方向不會恰好過質(zhì)心，這樣就會產(chǎn)生很大的姿態(tài)干擾力矩，對姿態(tài)控制產(chǎn)生不利影響。解決的方法有兩種。一種方法是安裝較大的姿態(tài)控制發(fā)動機來抵消著陸發(fā)動機產(chǎn)生的干擾力矩，但從工程實現(xiàn)上看，較大的姿態(tài)控制發(fā)動機從選型到安裝都會遇到很多困難，而且控制精度和效率也不高。另外一種方法則是著陸發(fā)動機選用搖擺發(fā)動機。這種發(fā)動機具有伺服機構，能夠在一定范圍內(nèi)改變推力的方向。通過調(diào)整著陸發(fā)動機推力的方向，使之過質(zhì)心，就可以降低干擾力矩的產(chǎn)生。另一方面，由于著陸發(fā)動機推力很大，通過較小的推力偏轉(zhuǎn)就能夠形成較大的姿態(tài)控制力矩，從而大大提高姿態(tài)控制的效率，降低對姿控發(fā)動機的需求。但是應該看到，搖擺發(fā)動機為降低干擾力矩會形成推力偏角，與制導系統(tǒng)希望的推力方向出現(xiàn)偏差，產(chǎn)生橫向干擾力，這就會對制導產(chǎn)生影響。因此，選擇搖擺發(fā)動機作為著陸發(fā)動機時會出現(xiàn)姿軌耦合問題。
[0003]目前，只有美國的阿波羅和星座計劃在月球著陸過程采用了搖擺發(fā)動機控制技術。在設計上，他們將制導和姿態(tài)控制分開進行考慮。姿態(tài)控制采用搖擺發(fā)動機偏轉(zhuǎn)推力方向?qū)崿F(xiàn)，而制導律則始終假定發(fā)動機的推力方向沿著陸器縱軸方向。這樣，實際忽略了搖擺發(fā)動機推力偏轉(zhuǎn)在垂直于縱軸方向上產(chǎn)生的擾動力。其后果是姿態(tài)控制產(chǎn)生的干擾力會對下降軌跡產(chǎn)生影響，這需要依靠制導回路去消除，會降低制導的執(zhí)行效率；而且一旦制導律不具備三方向位置控制能力時，實際飛行軌跡和預定軌跡的偏差就會加大。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的技術解決問題:克服對現(xiàn)有的深空探測軟著陸搖擺發(fā)動機控制技術會產(chǎn)生橫向干擾力對制導造成不利影響的問題，提出了一種深空探測軟著陸過程的姿軌耦合控制方法，該方法在線辨識出搖擺發(fā)動機為降低干擾力矩形成的穩(wěn)定推力偏角，并用該角度補償制導生成的目標推力方向，從而消除了搖擺發(fā)動機姿態(tài)控制對制導形成的干擾，有利于同時實現(xiàn)姿態(tài)和軌跡控制的目標。
[0005]本發(fā)明的技術解決方案:一種深空探測軟著陸過程的姿軌耦合控制方法，包括步驟如下:
[0006]( I)建立三維XYZ坐標系，將X軸定義為著陸器三個慣量主軸的滾動軸、將Y軸定義為著陸器三個慣量主軸的俯仰軸、將Z軸定義為著陸器三個慣量主軸的偏航軸，變推力搖擺發(fā)動機設置于沿X軸方向，變推力搖擺發(fā)動機沿著陸器Y、Z軸擺動輸出可變推力。[0007](2)根據(jù)著陸器制導系統(tǒng)輸出的目標加速度方向和目標加速度變化率以及姿控系統(tǒng)輸出的搖擺發(fā)動機擺角控制量，進行姿態(tài)指令規(guī)劃生成著陸器的目標姿態(tài)和姿態(tài)角速度。
[0008](3 )在步驟(I)建立的三維XYZ坐標系下，將步驟(2 )生成的著陸器的目標姿態(tài)和姿態(tài)角速度與著陸器的導航系統(tǒng)提供的著陸器當前姿態(tài)和姿態(tài)角速度測量值進行比較，形成用于著陸器三軸姿態(tài)控制的滾動、俯仰和偏航通道的姿態(tài)和角速度誤差。
[0009](4)在步驟(I)建立的三維XYZ坐標系下，根據(jù)著陸器的導航系統(tǒng)估計的著陸器質(zhì)量，計算出著陸器的質(zhì)心位置；再由著陸器制導系統(tǒng)輸出的變推力搖擺發(fā)動機推力比例計算出變推力搖擺發(fā)動機目標推力大小指令，以及目標推力大小指令在俯仰和偏航方向能夠產(chǎn)生的最大控制力矩；根據(jù)最大控制力矩和著陸器的控制器中存儲的俯仰和偏航通道的自然頻率和阻尼比這些閉環(huán)控制系統(tǒng)參數(shù)，實時調(diào)整著陸器的俯仰和偏航通道的PID控制參數(shù)包括控制器比例項系數(shù)、積分項系數(shù)和微分項系數(shù)。
[0010](5 )在步驟(I)建立的三維XYZ坐標系下，根據(jù)步驟(3 )計算的滾動通道姿態(tài)和姿態(tài)角速度誤差用比例-積分-微分PID控制方法生成控制力矩指令，將控制力矩指令經(jīng)脈寬調(diào)制PWM生成指令脈寬，將生成的指令脈寬發(fā)送給滾動通道姿控發(fā)動機輸出，完成對滾動軸的姿態(tài)控制。
[0011](6)在步驟(I)建立的三維XYZ坐標系下，根據(jù)步驟(3)計算的俯仰和偏航通道姿態(tài)和姿態(tài)角速度誤差，由步驟(4)生成的PID控制參數(shù)，形成搖擺發(fā)動機的擺角控制量，該擺角控制量發(fā)送給搖擺發(fā)動機，該擺角控制量也反饋給步驟(2)用于校正目標姿態(tài)。搖擺發(fā)動機根據(jù)該擺角控制量調(diào)整發(fā)動機擺角，同時根據(jù)步驟(4)生成的搖擺發(fā)動機目標推力大小指令輸出發(fā)動機推力，形成對俯仰和偏航通道的姿態(tài)控制力矩，完成對俯仰和偏航軸的姿態(tài)控制。
[0012]所述步驟(2)中使用著陸器的姿控系統(tǒng)生成的搖擺發(fā)動機擺角控制量修正制導系統(tǒng)輸出的目標加速度方向，消除了搖擺發(fā)動機姿控產(chǎn)生的推力方向改變對制導的影響。
[0013]所述步驟(4)中，根據(jù)著陸器制導系統(tǒng)輸出的推力比例和著陸器的導航系統(tǒng)給出的質(zhì)量估計，實時計算搖擺發(fā)動機產(chǎn)生的控制力矩，并對俯仰和偏航通道的PID控制參數(shù)進行在線動態(tài)調(diào)整。
[0014]本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比具有如下優(yōu)點:
[0015](I)本發(fā)明在步驟(3)中提出了一種在線估計搖擺發(fā)動機偏角，并補償制導目標姿態(tài)計算的方法，降低了著陸過程姿控對制導的影響，有利于提高飛行軌跡與理想軌跡的一致性。
[0016](2)本發(fā)明在步驟(4)中使用了一種在線計算搖擺發(fā)動機姿控力矩大小，并動態(tài)調(diào)整PID控制器參數(shù)的方法，使得控制系統(tǒng)在著陸過程質(zhì)量特性變化巨大的情況下仍具有穩(wěn)定的控制特性。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0017]圖1為本發(fā)明深空軟著陸過程姿軌耦合控制方法結(jié)構框圖；
[0018]圖2為本發(fā)明搖擺發(fā)動機擺角偏轉(zhuǎn)示意圖；
[0019]圖3為本發(fā)明深空軟著陸過程不同方法下的飛行軌跡；[0020]圖4為本發(fā)明控制方法的控制流程圖。
【具體實施方式】
[0021] 本發(fā)明的基本思路為:根據(jù)變推力搖擺發(fā)動機通過發(fā)動機噴口擺動使得推力過著陸器質(zhì)心，以降低干擾力矩實現(xiàn)姿態(tài)控制的特點，采用濾波技術對該擺角中的穩(wěn)定分量進行估計，辨識出因質(zhì)心偏移造成的推力方向偏離著陸器X軸的角度，并根據(jù)該偏角估值調(diào)整目標飛行姿態(tài)，使得變推力搖擺發(fā)動機最終輸出的推力方向與制導律輸出的目標推力方向一樣，最大限度的滿足姿態(tài)控制目標和制導目標的同時實現(xiàn)。
[0022]不失一般性，定義著陸器本體坐標系XYZ，三個坐標軸分別平行于著陸器三個慣量主軸方向，其中X軸定義為著陸器三個慣量主軸的滾動軸、Y軸定義為著陸器三個慣量主軸的俯仰軸、Z軸定義為著陸器三個慣量主軸的偏航軸。假設著陸器沿X軸安裝有一臺變推力搖擺發(fā)動機，著陸過程的制導、導航和控制系統(tǒng)框圖如圖1所示。
[0023]具體計算過程如圖4所示如下:
[0024]1)導航解算
[0025]著陸過程的導航系統(tǒng)以慣性導航為主，輔助測距、測速或者圖像測量。具體的導航算法不屬于本發(fā)明的內(nèi)容，這里假設它輸出了著陸器的慣性姿態(tài)(用慣性姿態(tài)四元數(shù)qSENS
表示)、姿態(tài)角速度(用矢量表示，上標b表示該矢量表示在著陸器本體坐標系中)、慣
性位置(用相對天體中心的慣性位置矢量rSENS表示)和質(zhì)量估計(用mp表示)。
[0026]2)制導解算
[0027]著陸過程不同階段采用不同的制導方法，具體哪種制導算法不屬于本發(fā)明的內(nèi)容。但一般來說，它都會根據(jù)導航系統(tǒng)提供的位置、速度估計生成目標推力加速度方向矢量指令(用a_表示)、目標推力加速度方向的變化律指令(用,,表示)以及發(fā)動機輸出推力比例指令，即輸出推力與滿推力的比值(用fT表示)。
[0028]3)姿態(tài)指令規(guī)劃(對應步驟2)
[0029]a)根據(jù)制導給出的目標推力加速度方向計算目標姿態(tài)，用目標姿態(tài)四元數(shù)q_表示，使得著陸器滾動軸(X軸)與a_重合。方法如下:
[0030]計算著陸器X軸的目標指向Xcmd[0031]
【權利要求】
1.一種深空探測軟著陸過程的姿軌耦合控制方法，其特征在于:包括步驟如下: (1)建立三維XYZ坐標系，將X軸定義為著陸器三個慣量主軸的滾動軸、將Y軸定義為著陸器三個慣量主軸的俯仰軸、將Z軸定義為著陸器三個慣量主軸的偏航軸，變推力搖擺發(fā)動機設置于沿X軸方向，變推力搖擺發(fā)動機沿著陸器Y、Z軸擺動輸出可變推力。 (2)根據(jù)著陸器制導系統(tǒng)輸出的目標加速度方向和目標加速度變化率以及姿控系統(tǒng)輸出的搖擺發(fā)動機擺角控制量，進行姿態(tài)指令規(guī)劃生成著陸器的目標姿態(tài)和姿態(tài)角速度。 (3)在步驟(I)建立的三維坐標系下，將步驟(2)生成的著陸器的目標姿態(tài)和姿態(tài)角速度與著陸器的導航系統(tǒng)提供的著陸器當前姿態(tài)和姿態(tài)角速度測量值進行比較，形成用于著陸器三軸姿態(tài)控制的滾動通道的姿態(tài)和角速度誤差、俯仰通道的姿態(tài)和角速度誤差及偏航通道的姿態(tài)和角速度誤差。 (4)在步驟(I)建立的三維坐標系下，根據(jù)著陸器的導航系統(tǒng)估計的著陸器質(zhì)量，計算出著陸器的質(zhì)心位置；再由著陸器制導系統(tǒng)輸出的變推力搖擺發(fā)動機推力比例計算出變推力搖擺發(fā)動機目標推力大小指令，以及目標推力大小指令在俯仰和偏航方向能夠產(chǎn)生的最大控制力矩；根據(jù)最大控制力矩和著陸器的控制器中存儲的俯仰和偏航通道的自然頻率和阻尼比這些閉環(huán)控制系統(tǒng)參數(shù)，實時調(diào)整著陸器的俯仰和偏航通道的PID控制參數(shù)包括控制器比例項系數(shù)、積分項系數(shù)和微分項系數(shù)。 (5)在步驟(I)建立的三維坐標系下，根據(jù)步驟(3)計算的滾動通道姿態(tài)和姿態(tài)角速度誤差用比例-積分-微分PID控制方法生成控制力矩指令，將控制力矩指令經(jīng)脈寬調(diào)制PWM生成指令脈寬，將生成的指令脈寬發(fā)送給滾動通道姿控發(fā)動機輸出，完成對滾動軸的姿態(tài)控制。 (6)在步驟(I)建立的三維坐標系下，根據(jù)步驟(3)計算的俯仰和偏航通道姿態(tài)和姿態(tài)角速度誤差，由步驟(4)生成的PID控制參數(shù)，形成搖擺發(fā)動機的擺角控制量，該擺角控制量發(fā)送給搖擺發(fā)動機，該擺角控制量也反饋給步驟(2)用于校正目標姿態(tài)。搖擺發(fā)動機根據(jù)該擺角控制量調(diào)整發(fā)動機擺角，同時根據(jù)步驟(4)生成的搖擺發(fā)動機目標推力大小指令輸出發(fā)動機推力，形成對俯仰和偏航通道的姿態(tài)控制力矩，完成對俯仰和偏航軸的姿態(tài)控制。
2.根據(jù)權利要求1所述的一種深空探測軟著陸過程的姿軌耦合控制方法，其特征在于:所述步驟(2)中使用著陸器的姿控系統(tǒng)生成的搖擺發(fā)動機擺角控制量修正制導系統(tǒng)輸出的目標加速度方向，消除了搖擺發(fā)動機姿控產(chǎn)生的推力方向改變對制導的影響。
3.根據(jù)權利要求1所述的一種深空探測軟著陸過程的姿軌耦合控制方法，其特征在于:所述步驟(4)中，根據(jù)著陸器制導系統(tǒng)輸出的推力比例和著陸器的導航系統(tǒng)給出的質(zhì)量估計，實時計算搖擺發(fā)動機產(chǎn)生的控制力矩，并對俯仰和偏航通道的PID控制參數(shù)進行在線動態(tài)調(diào)整。
【文檔編號】G05D1/08GK103955223SQ201410141703
【公開日】2014年7月30日 申請日期:2014年4月10日 優(yōu)先權日:2014年4月10日
【發(fā)明者】李驥, 王大軼, 黃翔宇, 褚永輝, 唐強 申請人:北京控制工程研究所