CN103863578A - 火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，该系统包括有姿态控制系统、复合执行机构、着陆器动力学和运动学模型；其中，姿态控制系统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SGCMG。在考虑多种环境干扰因素情况下，建立基于RCS/SGCMG的着陆器复合动力学模型；根据着陆器系统姿态误差产生控制系统所需要的控制力矩；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/SGCMG系统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系统燃料消耗，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

火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统

技术领域

本发明涉及一种火星着陆器的姿态控制系统，更特别地说，是指一种基于RCS和SGCMG复合执行机构的火星着陆器复合控制系统。

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（Entry、Descent、Landing，EDL）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系统，而着陆器的姿态控制是高精度制导系统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系统（ReactionControl System，RCS）产生着陆器姿态控制所需的控制力矩。虽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。

单框架控制力矩陀螺（Single Gimbal Control Moment Gyroscope，SGCMG）控制则将SGCMG安装在着陆器内部，不依赖于外部大气环境，利用自身较小的框架运动即可输出较大的连续控制力矩，不存在烧蚀问题，易于气动布局和热防护的优化设计，结构简单。然而，SGCMG是一种角动量交换装置，角动量长时间持续积累可能会发生饱和问题，需要借助其它执行机构卸载。

姿态控制系统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SGCMG复合控制模式，实现对着陆器姿态的高精度控制。

本发明的目的是：提供一种基于RCS/SGCMG复合执行机构的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，该控制系统通过引入SGCMG执行机构，实现着陆器RCS和SGCMG的复合控制，不但可以有效降低着陆器系统的燃料消耗，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。

本发明的一种火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，火星着陆器至少包括有姿态控制器、着陆器系统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系统RCS和单框架控制力矩陀螺SGCMG的组合的复合执行机构；

在基于RSC与SGCMG复合执行机构下构建了着陆器动力学和运动学模型（3）；

姿态控制系统（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SGCMG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PWM_RCS给执行机构中的RCS系统；SGCMG指令分解模块（123）对接收到的所述SGCMG力矩指令

进行分解处理，输出SGCMG的框架角速度指令

给执行机构中的SGCMG系统；

复合执行机构（2）中的RCS依据PWM_RCS指令产生控制力矩

SGCMG依据框架角速度指令

指令产生控制力矩

复合执行机构（2）的力矩总和

为作用于着陆器的复合控制力矩；

着陆器动力学和运动学模型（3）是在复合执行机构（2）的力矩总和

与空气干扰力矩

共同作用下，改变火星着陆器姿态，进而改变着陆器的着陆轨迹，最终完成着陆器姿态和位置的解算。

附图说明

图1是传统火星EDL导航、制导与控制系统的结构框图。

图2是本发明基于RCS和SGCMG的火星着陆器复合控制系统的结构框图。

图3是本发明基于RCS和SGCMG的火星着陆器复合控制系统的控制分配的结构框图。

图4是火星着陆器关联的坐标系关系示意图。

图4A是SGCMG框架坐标系示意图。

1.火星着陆器姿态控制系统	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.SGCMG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。

本发明设计的基于RCS与SGCMG的火星着陆器复合控制系统能够弥补RCS存在的不足，将SGCMG与RCS配合使用，组成复合执行机构。当SGCMG角动量不饱和时，以SGCMG为主产生连续控制力矩，不仅可提高控制精度，而且可节省燃料；当SGCMG角动量饱和时，由RCS提供卸载力矩，在完成姿态控制的同时，辅助SGCMG脱离饱和状态。

在图1所示的火星EDL导航、制导与控制系统结构下，本发明设计的执行机构为RCS和SGCMG的组合，在基于RSC和SGCMG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所示，本发明的一种基于RCS和SGCMG的火星着陆器复合控制系统，该系统包括有姿态控制系统1、复合执行机构2、着陆器动力学和运动学模型3；其中，姿态控制系统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SGCMG。

姿态控制系统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SGCMG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PWM_RCS给执行机构中的RCS系统；SGCMG指令分解模块123对接收到的所述SGCMG力矩指令

进行分解处理，输出SGCMG的框架角速度指令

给执行机构中的SGCMG系统。

复合执行机构2中的RCS依据PWM_RCS指令产生控制力矩

SGCMG依据框架角速度指令指令产生控制力矩

复合执行机构2的力矩总和

为作用于着陆器的复合控制力矩。

着陆器动力学和运动学模型3是在复合执行机构2的力矩总和

与空气干扰力矩

共同作用下，改变火星着陆器姿态，进而改变着陆器的着陆轨迹，最终完成着陆器姿态和位置的解算。

本发明在考虑多种环境干扰因素情况下，主要包括以下步骤：

步骤一：建立基于RCS/SGCMG的火星着陆器复合动力学模型；

步骤二：根据着陆器系统姿态误差设计自适应控制系统产生期望姿态控制力矩；

步骤三：将控制力矩分配到RCS和SGCMG各执行机构产生控制指令；

步骤四：RCS和SGCMG执行机构响应产生实时控制力矩，调整着陆器姿态。

下面将对各步骤进行具体说明：

参见图4所示，在本发明中，火星惯性坐标系记为O_a-X_aY_aZ_a，简称为a系，原点O_a为火星的质心，O_aX_a轴沿火星黄道平面与赤道平面的交线并指向春分点方向，O_aZ_a轴方向是火星的自转轴方向，O_aY_a轴与O_aX_a轴、O_aZ_a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O_b-X_bY_bZ_b，简称为b系，原点O_b为着陆器的质心，O_bX_b轴位于质心O_b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，O_bZ_b轴也位于由质心与体对称轴所确定的平面内，垂直于O_bX_b轴，并指向质心所在位置的反方向，O_bY_b轴与O_bZ_b轴、O_bX_b轴成右手系。图中，

为着陆器质心O_b点的绝对矢量。

参见图4A所示，在本发明中，SGCMG框架坐标系记为O_c-X_cY_cZ_c，简称为c系，O_c为第i个SGCMG质心，O_cX_c沿转子转动轴方向，O_cZ_c沿框架转动轴方向，O_cY_c轴与O_cZ_c轴、O_cX_c轴成右手系。

（一）建立基于RCS/SGCMG的火星着陆器复合动力学模型

在本发明中，SGCMG的个数记为n个，因此着陆器复合控制动力学模型可以根据SGCMG不同的构型进行分析。火星着陆器的着陆时刻记为t。

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，可得基于RCS/SGCMG的着陆器平动动力学模型为：

$M\frac{d^2\stackrel{\‾}{r_b}}{{\mathrm{dt}}^2}{|}_a=\stackrel{\‾}{R}\left(t\right)+\stackrel{\‾}{G}\left(t\right)+\stackrel{\‾}{P}\left(t\right)+\mathrm{\Δ}\stackrel{\‾}{F}\left(t\right)+{\stackrel{\‾}{F}}_{\mathrm{\ξ}}\left(t\right).$

M为着陆器系统的总质量；

为在惯性坐标系O_a-X_aY_aZ_a下的着陆器质心点的二次微分矢量；

为着陆器质心O_b点的绝对矢量；d表示微分标识；t为着陆器的着陆时刻；a为惯性坐标系的标识；

为着陆器所承受的空气动力；

为火星引力势能；

为RCS推力矢量；

为建模时动态引入的着陆器燃耗、RCS推力或者SGCMG运动的作用力不确定项；

为摄动加速度； ${\stackrel{\‾}{F}}_{\mathrm{\ξ}}\left(t\right)={\mathrm{\μ}}_s[\frac{{\stackrel{\‾}{r}}_{\mathrm{rs}}}{{\stackrel{\‾}{r}}_{\mathrm{rs}}^3}-\frac{{\stackrel{\‾}{r}}_{\mathrm{ps}}}{{\stackrel{\‾}{r}}_{\mathrm{ps}}^3}]+{\mathrm{\μ}}_e[\frac{{\stackrel{\‾}{r}}_{\mathrm{re}}}{{\stackrel{\‾}{r}}_{\mathrm{re}}^3}-\frac{{\stackrel{\‾}{r}}_{\mathrm{pe}}}{{\stackrel{\‾}{r}}_{\mathrm{pe}}^3}];$ 其中：μ_s为太阳引力常数；μ_e为地球引力常数；

为太阳相对于着陆器的位置矢量；

为地球相对于着陆器的位置矢量；

为太阳在火星惯性系的位置矢量；

为地球在火星惯性系的位置矢量；

在本发明中，基于RCS/SGCMG的着陆器转动动力学模型为：

$\begin{array}{c}(J_o+\mathrm{\Δ}{J}_g){\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}}_{\mathrm{ab}}+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}((J_o+\mathrm{\Δ}{J}_g){\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}+A_s{I}_{\mathrm{ws}}{\mathrm{\Ω}}_w)\\ ={\stackrel{\‾}{M}}_d+{\stackrel{\‾}{M}}_o+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}}_s+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}}_r+\mathrm{\Δ}\stackrel{\‾}{M}\end{array}---\left(2\right)$

J_O为着陆器的转动惯量；

ΔJ_g为SGCMG运动引起的附加转动惯量；且：

$\mathrm{\Δ}{J}_g=A_g{I}_{\mathrm{cg}}{A}_g^T+A_s{I}_{\mathrm{cs}}{A}_s^T+A_m{I}_{\mathrm{cm}}{A}_m^T,$

为着陆器相对于惯性坐标系的角速度矢量；

为角速度矢量

的一阶微分；

为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的角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， ${\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}=\left[\begin{array}{ccc}0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{abz}}& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{aby}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{abz}}& 0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{abx}}\\ -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{aby}}& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{abx}}& 0\end{array}\right],$ ω_abx为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的X轴角速度矢量，ω_aby为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的Y轴角速度矢量，ω_abz为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的Z轴角速度矢量。

为空气干扰力矩；

为气动力矩；

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SGCMG运动的力矩不确定项；

为RCS产生的控制力矩；

为SGCMG产生的控制力矩；且：

$\begin{array}{c}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}}_s=-(A_m{I}_{\mathrm{ws}}{\left[{\mathrm{\Ω}}_w\right]}^q+A_m(I_{\mathrm{cs}}-I_{\mathrm{cm}}){\left[A_s^T{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}\right]}^q)\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}}\\ -(A_s(I_{\mathrm{cs}}-I_{\mathrm{cm}}){\left[A_m^T{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}\right]}^q+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}{A}_g{I}_{\mathrm{cg}})\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}}\end{array};$

上角标q表示对应矢量中元素构成的对角矩阵的标识；

A_s＝[s₁,s₂,…,s_n]，s_i表示第i个SGCMG的转子转速方向单位矢量在着陆器本体系中的分量列阵，i＝1,2,…,n；n为SGCMG的总数；

A_g＝[g₁,g₂,…,g_n],g_i表示第i个SGCMG的框架角速度方向单位矢量在着陆器本体系中的分量列阵，i＝1,2,…,n，n为SGCMG的总数；

A_m＝[m₁,m₂,…,m_n]，m_i表示第i个SGCMG的输出力矩反方向单位矢量在着陆器本体系中的分量列阵，i＝1,2,…,n，n为SGCMG的总数；

I_cg为SGCMG(包括框架和转子)对g_i轴的转动惯量对角矩阵；

I_cs为SGCMG(包括框架和转子)对s_i轴的转动惯量对角矩阵；

I_cm为SGCMG(包括框架和转子)对m_i轴的转动惯量对角矩阵；

I_ws为SGCMG转子轴向转动惯量对角矩阵；

Ω_w＝[W₁,W₂,…,W_n]^T，W_i为第i个SGCMG的转子角速度，T为坐标转置；

为SGCMG的框架角；

为框架角速度。

（二）根据着陆器系统姿态误差设计自适应控制系统产生期望姿态控制力矩

假设着陆器系统四元数姿态误差为 ${\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}}_e={\left[\begin{array}{cccc}{\mathrm{\λ}}_{e0}& {\mathrm{\λ}}_{e1}& {\mathrm{\λ}}_{e2}& {\mathrm{\λ}}_{e3}\end{array}\right]}^T,$ λ_e0为四元数中的第一个姿态分量、λ_e1为四元数中的第二个姿态分量、λ_e2为四元数中的第三个姿态分量、λ_e3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 ${\widehat{\mathrm{\λ}}}_e={\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{\λ}}_{e1}& {\mathrm{\λ}}_{e2}& {\mathrm{\λ}}_{e3}\end{array}\right]}^T,$ 则 ${\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}}_e={\left[\begin{array}{cc}{\mathrm{\λ}}_{e0}& {\widehat{\mathrm{\λ}}}_e^T\end{array}\right]}^T.$

根据着陆器复合动力学模型，在受到控制力矩的作用下，可以求得当前角速度

通过与期望角速度矢量

比较，得到姿态角速度误差

由误差姿态运动学方程：

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}}_{e0}=-\frac{1}{2}{\widehat{\mathrm{\λ}}}_e^T{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e\\ {\stackrel{\·}{\widehat{\mathrm{\λ}}}}_e=\frac{1}{2}({\widehat{\mathrm{\λ}}}_e\×{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e+{\mathrm{\λ}}_{e0}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e)\end{array}\right.---\left(3\right)$

可以计算得到着陆器系统四元数姿态误差 ${\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}}_e={\left[\begin{array}{cc}{\mathrm{\λ}}_{e0}& {\widehat{\mathrm{\λ}}}_e^T\end{array}\right]}^T.$ 其中，

为λ_e0的一阶微分，

为

的一阶微分。

记力矩不确定项估计记为

力矩估计误差记为

转动惯量估计记为

转动惯量估计误差记为

系统转动惯量J＝J_O+ΔJ_g，取转动惯量估计J₁₁为矩阵中第一行第一列的转动惯量数值，J₁₂为矩阵中第一行第二列的转动惯量数值，J₁₃为矩阵中第一行第三列的转动惯量数值，J₂₂为矩阵中第二行第二列的转动惯量数值，J₂₃为矩阵中第二行第三列的转动惯量数值，J₃₃为矩阵中第三行第三列的转动惯量数值，将存在的转动惯量算子记为

为变化量，使得：

$J\·\stackrel{\‾}{x}=E\left(\stackrel{\‾}{x}\right)\·\stackrel{\‾}{\mathrm{\ξ}}---\left(4\right)$

在本发明中，选取Lyapunov候选函数为：

$\begin{array}{c}V=k[{\widehat{\mathrm{\λ}}}_e^T{\widehat{\mathrm{\λ}}}_e+{({\mathrm{\λ}}_{e0}-1)}^2]+\frac{1}{2}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e^{T}J{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e\\ +\frac{1}{2}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ξ}}}_e^T{\mathrm{\Γ}}^{-1}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ξ}}}_e+\frac{1}{2}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{M}}_e^T{\mathrm{\Λ}}^{-1}\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{M}}_e\end{array}---\left(5\right)$

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；Γ为3×3的姿态控制第三常数矩阵，且Γ＞0。

对上式两端求导，整理可得：

$\stackrel{\·}{V}={\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e^T[k{\widehat{\mathrm{\λ}}}_e+{\stackrel{\‾}{M}}_d+{\stackrel{\‾}{M}}_o+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}}_r+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}}_s+\mathrm{\Δ}\widehat{\stackrel{\‾}{M}}+(E(-{\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}}_{\mathrm{ad}})+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}E\left({\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}\right))\widehat{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ξ}}}$

$-{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}\left(A_s{I}_{\mathrm{ws}}{\mathrm{\Ω}}_w\right)+\frac{1}{2}\stackrel{\·}{J}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e]+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ξ}}}_e^T{\mathrm{\Γ}}^{-1}[\mathrm{\Γ}(E(-{\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}}_{\mathrm{ad}})+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}E\left({\stackrel{-}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}\right)){\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e-\stackrel{\·}{\widehat{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ξ}}}}---\left(6\right)$

$-\mathrm{\Δ}{\stackrel{\‾}{M}}_e^T{\mathrm{\Λ}}^{-1}(\mathrm{\Λ}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e-\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\widehat{\stackrel{\‾}{M}}})$

为力矩不确定项估计

的一阶微分；

为J的一阶微分；

为转动惯量估计

的一阶微分；

为角速度矢量

的一阶微分；

为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的角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， ${\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}=\left[\begin{array}{ccc}0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{abz}}& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{aby}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{abz}}& 0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{abx}}\\ -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{aby}}& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{abx}}& 0\end{array}\right],$ ω_abx为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的X轴角速度矢量，ω_aby为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的Y轴角速度矢量，ω_abz为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的Z轴角速度矢量。

为着陆器目标坐标系相对于惯性坐标系的角速度矢量；

为角速度矢量

的一阶微分；

在本发明中，姿态控制模块11的转动惯量估计模型为：

$\stackrel{\·}{\widehat{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ξ}}}}=\mathrm{\Γ}(E(-{\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}}_{\mathrm{ad}})+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}E(-{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}})){\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e---\left(7\right)$

在本发明中，姿态控制模块11的力矩不确定项估计模型为：

$\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{\widehat{\stackrel{\‾}{M}}=\mathrm{\Λ}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e}---\left(8\right)$

在本发明中，姿态控制模块11的控制力矩模型为：

$\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}={\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}}_r+{\stackrel{-}{\mathrm{\τ}}}_s$

$=-K{\widehat{\mathrm{\λ}}}_e-K{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e-{\stackrel{\‾}{M}}_d-{\stackrel{\‾}{M}}_o-\mathrm{\Δ}\widehat{\stackrel{\‾}{M}}$

$-(E(-{\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}}_{\mathrm{ad}})+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}E(-{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}))\widehat{\mathrm{\ξ}}---\left(9\right)$

$-\frac{1}{2}\stackrel{\·}{J}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}\left(A_s{I}_{\mathrm{ws}}{\mathrm{\Ω}}_w\right)$

则式（6）变化为：

$\stackrel{\·}{V}=-{\mathrm{\ω}}_e^{T}K{\mathrm{\ω}}_e\≤0---\left(10\right)$

式中，K为3×3的姿态控制第四常数矩阵，且K＞0。

可以实现对着陆器期望姿态的准确跟踪。式（7）即为对着陆器系统转动惯量不确定项的估计，式（8）即为对着陆器系统力矩不确定项的估计，式（9）即为着陆器控制系统所需的期望姿态控制力矩。

（三）将控制力矩分配到RCS和SGCMG各执行机构产生控制指令

如图3所示，本发明中姿态控制系统中的控制分配模块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SGCMG；第二步是指令分解，根据RCS和SGCMG的运动学模型，将各自的力矩指令分解为RCS的启动指令PWM_RCS及SGCMG的框架角速度指令

力矩分配原则为：当SGCMG角动量不饱和时，以SGCMG为主产生连续控制力矩；当SGCMG角动量饱和时，由RCS提供卸载力矩，在完成姿态控制的同时，辅助SGCMG脱离饱和状态。此时，RCS得到力矩指令

SGCMG得到力矩指令

指令分解过程为：RCS系统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PWM_RCS；SGCMG指令分解模块123根据运动学模型，求解得到框架角速度指令为：

${\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\γ}}}}_d=A_m^{+}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}}_{\mathrm{sd}}+k_1(E-A_m^{+}{A}_m)\stackrel{\‾}{N}---\left(11\right)$

式中，上角标+表示矩阵A_m的广义逆；E为n维单位矩阵；k₁为零运动系数；N为零运动矢量。

4.RCS和SGCMG执行机构响应产生实际控制力矩，调整着陆器姿态

RCS和SGCMG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，实现对期望姿态的准确跟踪。

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/SGCMG的火星着陆器复合动力学模型；(2)设计的姿态自适应控制系统可以对转动惯量不确定项和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)力矩分配策略采用SGCMG输出最大力矩原则，由RCS为SGCMG进行饱和卸载，有效降低着陆器系统的燃料消耗；(4)RCS/SGCMG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。

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。选取4个SGCMG，采用双平行构型，SGCMG系统初始框架角

为[45°,-45°,45°,-45°]^T，I_ws＝diag(1,1,1,1)kg·m²，I_cs＝diag(0.05,0.05,0.05,0.05)kg·m²，I_cm＝I_cg＝diag(0.03,0.03,0.03,0.03)kg·m²，转子角速度Ω_w＝[10000,10000,10000,10000]^Tr/min，RCS比冲为2000Ns，控制周期为50ms，控制器参数k＝1.5，K＝diag(8.5,10.6,18.6)，Γ＝diag(250,0.2,0.01,165,1.5,80)，Λ＝diag(0.35,6.5,8)，火星着陆器初始四元数

为(1000)，初始高度125Km，初始速度5900m/s。

本实例所设计的复合控制系统接收制导环节产生的期望姿态指令，并对期望姿态角进行跟踪，根据姿态偏差产生所需的控制力矩，并分配给RCS/SGCMG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/SGCMG的火星着陆器复合控制系统：控制力矩精度提高7.6倍左右，姿态角跟踪精度提高10.98倍左右，姿态角速度跟踪精度提高2.69倍左右；在同一制导系统下，高度跟踪精度提高8.47倍左右，经度跟踪精度提高6.6倍左右，纬度跟踪精度提高7.8倍左右。

本发明公开了一种火星着陆器喷气反作用控制系统（Reaction ControlSystem，RCS）和单框架控制力矩陀螺（Single Gimbal Control MomentGyroscope，SGCMG）复合控制系统。在考虑多种环境干扰因素情况下，建立基于RCS/SGCMG的着陆器复合动力学模型；其次，根据着陆器系统姿态误差产生控制系统所需要的期望控制力矩；再次，控制分配策略则将总的控制力矩单独分配到RCS和SGCMG两个执行机构，产生控制指令；最后，RCS/SGCMG系统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系统燃料消耗，提高火星着陆器的机动性能，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。

Claims (7)

1.一种火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，火星着陆器至少包括有姿态控制器、着陆器系统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系统RCS和单框架控制力矩陀螺SGCMG的组合的复合执行机构；

在基于RSC与SGCMG复合执行机构下构建了着陆器动力学和运动学模型（3）；

姿态控制系统（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SGCMG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PWM_RCS给执行机构中的RCS系统；SGCMG指令分解模块（123）对接收到的所述SGCMG力矩指令

进行分解处理，输出SGCMG的框架角速度指令给执行机构中的SGCMG系统；

复合执行机构（2）中的RCS依据PWM_RCS指令产生控制力矩，SGCMG依据框架角速度指令

指令产生控制力矩

，复合执行机构（2）的力矩总和

为作用于着陆器的复合控制力矩；

着陆器动力学和运动学模型（3）是在复合执行机构（2）的力矩总和

与空气干扰力矩

共同作用下，改变火星着陆器姿态，进而改变着陆器的着陆轨迹，最终完成着陆器姿态和位置的解算。

2.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于：基于RCS和SGCMG的火星着陆器平动动力学模型为：

$M\frac{d^2\stackrel{\‾}{r_b}}{{\mathrm{dt}}^2}{|}_a=\stackrel{\‾}{R}\left(t\right)+\stackrel{\‾}{G}\left(t\right)+\stackrel{\‾}{P}\left(t\right)+\mathrm{\Δ}\stackrel{\‾}{F}\left(t\right)+{\stackrel{\‾}{F}}_{\mathrm{\ξ}}\left(t\right).$

3.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于：基于RCS和SGCMG的火星着陆器转动动力学模型为

$(J_o+\mathrm{\Δ}{J}_g){\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}}_{\mathrm{ab}}+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}((J_o+\mathrm{\Δ}{J}_g){\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}+A_s{I}_{\mathrm{ws}}{\mathrm{\Ω}}_w)={\stackrel{\‾}{M}}_d+{\stackrel{\‾}{M}}_o+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}}_s+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}}_r+\mathrm{\Δ}\stackrel{\‾}{M}.$

4.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于：姿态控制模块（11）中的力矩不确定项估计模型为

5.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于：姿态控制模块（11）中的转动惯量估计模型为

$\stackrel{\·}{\widehat{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ξ}}}}=\mathrm{\Γ}(E(-{\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}}_{\mathrm{ad}})+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}E(-{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}})){\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e.$

6.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于：姿态控制模块（11）中的控制力矩模型为

$\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}={\stackrel{\‾}{\mathrm{\τ}}}_r+{\stackrel{-}{\mathrm{\τ}}}_s$

$=-K{\widehat{\mathrm{\λ}}}_e-K{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e-{\stackrel{\‾}{M}}_d-{\stackrel{\‾}{M}}_o-\mathrm{\Δ}\widehat{\stackrel{\‾}{M}}$

$-(E(-{\stackrel{\·}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}}_{\mathrm{ad}})+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}E(-{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}))\widehat{\mathrm{\ξ}}.$

$-\frac{1}{2}\stackrel{\·}{J}{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_e+{\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}}_{\mathrm{ab}}^{\×}\left(A_s{I}_{\mathrm{ws}}{\mathrm{\Ω}}_w\right)$

7.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于：所述控制力矩分配模块（121）中的力矩分配原则为：当SGCMG角动量不饱和时，以SGCMG为主产生连续控制力矩；当SGCMG角动量饱和时，由RCS提供卸载力矩，在完成姿态控制的同时，辅助SGCMG脱离饱和状态。

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