CN114019793B - 一种火星edl过程鲁棒姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

一种火星EDL过程鲁棒姿态控制方法，针对EDL过程不同阶段的姿态控制需求，给出了适合不同阶段的控制策略，通过大气层外滑行阶段、升力控制阶段、伞降段、动力下降段的控制策略，结合大推力器、小推力器的组合设计，解决了进入大气层后的升力控制段，伞降段和动力下降段中，各个阶段均存在不同的姿态控制需求和难点。

Description

一种火星EDL过程鲁棒姿态控制方法

技术领域

本发明涉及一种火星EDL过程鲁棒姿态控制方法，属于火星表面着陆中的控制技术领域。

背景技术

我国首次火星探测任务“天问一号”探测器，从发射进入转移轨道、多次轨道修正、火星捕获、环绕火星直至安全着陆，历时近10个月。其中，下降着陆过程(Entry DescentLanding，简称EDL)是保证“天问一号”探测器安全着陆的最具挑战的阶段。

除了中国，目前只有美国取得了完全意义火星表面着陆。根据国外相关文献报道，美国好奇号的EDL过程，对于其倾侧角采用了姿态规划+PD跟踪控制的方式。对于抗大干扰和快速姿态机动方面，并没有给出针对性的策略。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中存在的问题，提出了一种火星EDL过程鲁棒姿态控制方法，根据上述EDL过程的不同姿态控制需求提出了不同的姿态控制策略。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种火星EDL过程鲁棒姿态控制方法，步骤如下：

(1)预设EDL过程总姿态控制策略；

(2)根据EDL过程总姿态控制策略，分别进行飞行器各阶段的姿态控制。

所述步骤(1)中，EDL过程总姿态控制策略具体为：

针对探测器着陆下降过程进行控制策略制定，对飞行器推力器进行控制，其中：

大气层外滑行阶段，采用相平面控制策略；

升力控制阶段，采用比例脉宽调制控制策略；

伞降段，采用滚动轴姿态控制、俯仰及偏航速率阻尼控制；

动力下降段，采用干扰力矩快速估计及前馈、滚动轴及推力方向解耦控制。

所述大气层外滑行阶段中，根据相平面控制三轴姿态，姿态控制目标为大气进入点的目标姿态，通过相平面控制策略的参数设置控制飞行器滑行阶段极限环长度最大，通过相平面控制策略的相平面死区设置控制飞行器姿态控制误差小于飞行器进入姿态的误差阈值范围。

所述升力控制阶段中，通过PID及脉宽调制控制策略进行控制，控制目标为飞行器跟踪目标的倾侧角，并通过速率阻尼控制飞行器攻角及侧滑角，其中：

确定飞行器推力器安装坐标系相对于半速度坐标系的方向余弦矩阵，并将气动坐标系下的控制量U_V转换为推力器安装坐标系，具体为：

U_C≡C_CVU_V

式中，U_c为推力器安装及对应的控制量，根据比例脉宽调制及控制量U_c获取推力器安装坐标系下飞行器的三轴喷气时间。

所述伞降段中，飞行器的俯仰通道、偏航通道，通过速率阻尼进行控制，滚动通道，通过PID控制策略，以当前位置地理系按照最短路径旋转到当前推力方向的滚动方向角度为控制目标进行控制。

所述动力下降段中，根据推力器推力方向与滚动方向解耦、干扰力矩快速估计及前馈的控制方法，提高推力方向的快速跟踪能力并避免滚动姿态误差与推力方向控制误差耦合，具体为：

通过干扰力矩快速估计及前馈的控制方法，根据星上控制力矩计算结果及陀螺对角速度的测量结果，进行干扰力矩估计，以干扰力矩估计结果作为PID控制的积分部分以抵消干扰影响；

推力方向与滚动方向解耦控制方法中，俯仰方向、偏航方向的姿态误差θ_c和ψ_c的计算公式为：

式中，S_d为制导律给出的目标方向矢量，S₁为主发动机的推力方向，ε为小量，可以设置为1e-5；

将俯仰方向、偏航方向的姿态误差θ_c和ψ_c分别代入各控制通道进行脉宽调制以完成推力方向与滚动轴的解耦控制。

所述飞行器的推力器包括大推力器、小推力器，根据推力阈值进行划分，并确定推力器切换策略，其中：

大气层外滑行阶段中，采用小推力器进行姿态控制，当飞行时间超过设定时间阈值，飞行器姿态仍未到达目标位置，切换为大推力器进行姿态控制；

升力控制阶段、伞降段、动力下降段中，通过大推力器、小推力器、大推力器及小推力器的组合推力器进行姿态控制，具体为：

当计算所需控制量小于小推力器满喷力矩时，选择小推力器进行姿态控制；

当计算所需控制量大于小推力器满喷力矩时，选择大推力器进行姿态控制；

当计算所需控制量大于大推力器满喷力矩时，选择大推力器及小推力器的组合推力器进行姿态控制。

所述飞行器的推力器采用冗余设置，当单台推力器故障时，通过备份推力器进行姿态控制。

本发明与现有技术相比的优点在于：

本发明提供的一种火星EDL过程鲁棒姿态控制方法，提供了完整的火星EDL过程的姿态控制方案，实现了EDL过程的姿态鲁棒控制：对于升力控制段存在大幅干扰力矩的情形，实现倾侧角的快速跟踪；对于动力下降段入口条件散布大和大干扰力矩的情形，实现了推力方向的极限跟踪能力；方案还实现了姿控推力器的容错控制能力。

附图说明

图1为发明提供的鲁棒姿态控制方法流程图；

具体实施方式

一种火星EDL过程鲁棒姿态控制方法，针对EDL过程不同阶段的姿态控制需求，给出了适合不同阶段的控制策略，具体步骤如下：

(1)预设EDL过程总姿态控制策略；

其中，EDL过程总姿态控制策略具体为：

针对探测器着陆下降过程进行控制策略制定，对飞行器推力器进行控制，其中：

大气层外滑行阶段，采用相平面控制策略；

升力控制阶段，采用比例脉宽调制控制策略；

伞降段，采用滚动轴姿态控制、俯仰及偏航速率阻尼控制；

动力下降段，采用干扰力矩快速估计及前馈、滚动轴及推力方向解耦控制；

大气层外滑行阶段中，根据相平面控制三轴姿态，姿态控制目标为大气进入点的目标姿态，通过相平面控制策略的参数设置控制飞行器滑行阶段极限环长度最大，通过相平面控制策略的相平面死区设置控制飞行器姿态控制误差小于飞行器进入姿态的误差阈值范围；

升力控制阶段中，通过PID及脉宽调制控制策略进行控制，控制目标为飞行器跟踪目标的倾侧角，并通过速率阻尼控制飞行器攻角及侧滑角，其中：

确定飞行器推力器安装坐标系相对于半速度坐标系的方向余弦矩阵，并将气动坐标系下的控制量U_V转换为推力器安装坐标系，具体为：

U_C≡C_CVU_V

式中，U_c为推力器安装及对应的控制量，根据比例脉宽调制及控制量U_c获取推力器安装坐标系下飞行器的三轴喷气时间；

伞降段中，飞行器的俯仰通道、偏航通道，通过速率阻尼进行控制，滚动通道，通过PID控制策略，以当前位置地理系按照最短路径旋转到当前推力方向的滚动方向角度为控制目标进行控制；

动力下降段中，根据推力器推力方向与滚动方向解耦、干扰力矩快速估计及前馈的控制方法，提高推力方向的快速跟踪能力并避免滚动姿态误差与推力方向控制误差耦合，具体为：

通过干扰力矩快速估计及前馈的控制方法，根据星上控制力矩计算结果及陀螺对角速度的测量结果，进行干扰力矩估计，以干扰力矩估计结果作为PID控制的积分部分以抵消干扰影响；

推力方向与滚动方向解耦控制方法中，俯仰方向、偏航方向的姿态误差θ_c和ψ_c的计算公式为：

式中，S_d为制导律给出的目标方向矢量，S₁为主发动机的推力方向，ε为小量，可以设置为1e-5；

将俯仰方向、偏航方向的姿态误差θ_c和ψ_c分别代入各控制通道进行脉宽调制以完成推力方向与滚动轴的解耦控制；

飞行器的推力器包括大推力器、小推力器，根据推力阈值进行划分，并确定推力器切换策略，其中：

大气层外滑行阶段中，采用小推力器进行姿态控制，当飞行时间超过设定时间阈值，飞行器姿态仍未到达目标位置，切换为大推力器进行姿态控制；

升力控制阶段、伞降段、动力下降段中，通过大推力器、小推力器、大推力器及小推力器的组合推力器进行姿态控制，具体为：

当计算所需控制量小于小推力器满喷力矩时，选择小推力器进行姿态控制；

当计算所需控制量大于小推力器满喷力矩时，选择大推力器进行姿态控制；

当计算所需控制量大于大推力器满喷力矩时，选择大推力器及小推力器的组合推力器进行姿态控制；

(2)根据EDL过程总姿态控制策略，分别进行飞行器各阶段的姿态控制；

飞行器的推力器采用冗余设置，当单台推力器故障时，通过备份推力器进行姿态控制。

下面根据具体实施例进行进一步说明：

在当前实施例中，火星EDL过程鲁棒姿态控制方法步骤具体为：

(1)EDL过程总的姿态控制策略

EDL过程总的姿态控制策略如图1所示。对于大气层外滑行阶段，采用相平面的控制策略。对于升力控制阶段，采用比例脉宽调制的控制方式。对于伞降段，采用滚动轴姿态控制+俯仰/偏航速率阻尼的方式。对于动力下降段，采用干扰力矩快速估计和前馈，以及滚动轴和推力方向解耦控制方式。

对于各个阶段，均采用大小推力器自主切换的方式进行控制，以提高对推力器故障的容错能力；

(2)大气层外滑行阶段姿态控制方法

大气层外滑行阶段的姿态控制方法，采用相平面控制三轴姿态，姿态控制目标为大气进入点的目标姿态。相平面的参数设置，应使得在滑行阶段形成最长的极限环，以尽量减少喷气次数。相平面死区的设置应使得姿态控制误差小于进入姿态的误差阈值范围；

(3)升力控制阶段姿态控制方法

升力控制阶段的姿态控制方法，采用PID结合脉宽调制方式进行控制；

对于倾侧角来说，其控制重点为跟踪目标倾侧角，为此需要适当提高其控制带宽，并提高其积分系数以快速抵消干扰力矩的影响。对于攻角和侧滑角通道来说，主要是进行速率阻尼，并在姿态误差过大时引入姿态角反馈进行保护；

设推力器安装坐标系相对于半速度坐标系的方向余弦矩阵为C_CV，则在气动坐标系下的控制量U_V转换到推力器安装坐标系的公式为：

U_C≡C_CVU_V

根据推力器安装及对应的控制量U_c，按照比例脉宽调制的方式即可得到推力器安装坐标系下的三轴喷气时间；

(4)伞降段姿态控制方法

伞降段姿态控制方法，对于俯仰和偏航通道，采用类似升力控制段的速率阻尼方法。滚动通道，则采用PID控制策略，控制目标为当地的地理系按照最短路径旋转到当前推力方向的滚动方向角度；

(5)动力下降段姿态控制方法

动力下降段姿态控制方法，采用干扰力矩快速估计+前馈的方法，结合推力方向与滚动方向解耦的控制方法。干扰力矩快速估计+前馈的方法，可以快速抵消干扰力矩对姿态快速跟踪的影响；推力方向与滚动方向解耦的控制方法，可以避免滚动姿态误差与推力方向的控制误差的耦合影响，进一步提高推力方向的快速跟踪能力；

干扰力矩快速估计+前馈的方法，基于陀螺对角速度的测量结果，结合星上控制力矩的计算结果，可以对干扰力矩进行估计。干扰力矩的估计结果，直接作为前馈量替换掉PID控制律中的积分部分，即可及时抵消干扰的影响；

推力方向与滚动方向解耦的控制方法，其俯仰和偏航方向的姿态误差θ_c和ψ_c的计算公式如下：

式中，S_d为制导律给出的目标方向矢量，S₁为主发动机的推力方向，ε为小量，可以设置为1e-5；

将上述俯仰和偏航方向的姿态控制误差，送入各自的控制通道进行脉宽调制，即可进行推力方向与滚动轴的解耦控制；

(6)推力器容错选择方法

探测器一般配置了不同大小的推力器。为了实现可靠的姿态控制，应充分利用已有的推力器配置进行控制。

对于大气层外的滑行阶段：一般来说优先考虑采用小推力器进行姿态控制，这样可提高姿态控制稳定度；当超过设定的时间阈值，姿态仍然无法控制到目标附近时，自动切换为大推力器进行控制。

对于升力控制段、伞降段和动力下降段：采用三档推力器，分别是小推力器、大推力器、小推力器+大推力器。其选择策略如下：

(a)当计算得到的控制量小于小推力器满喷所能提供的力矩时，星上自主选择小推力器进行姿态控制；

(b)否则当计算得到的控制量大于小推力器满喷所能提供的力矩时，自动选择大推力器进行控制；

(c)否则选择小推力器+大推力器的组合控制方式；

采用上述大小推力器自主切换的方式，可以确保在单台推力器发生故障仍然能够实现可靠的姿态控制。

其中，涉及到的坐标系包括：

(a)质心本体坐标系：原点位于探测器的质心，X轴垂直于探测器下表面，在着陆时正向远离火星表面方向；根据需要在垂直于X的平面内确定某一方向为Y轴；Z轴与X轴、Y轴构成右手系。

(b)半速度坐标系：坐标原点位于探测器质心，X轴指向速度方向；Y轴在当前时刻位置和速度所确定的轨道平面内与X轴垂直，远离火星方向；Z轴和X，Y构成右手直角坐标系。倾侧角、攻角和侧滑角为气动质心坐标系相对于半速度坐标系的三轴姿态，由半速度坐标系转到气动质心坐标系，转序是1、2、3。

(c)推力器安装坐标系：坐标原点位于探测器质心，X轴平行于质心本体坐标系的X；Y轴从与质心本体系Y轴指向相同方向绕X轴旋转一定角度而得，指向与俯仰轴推力器的安装位置一致；Z轴与X轴、Y轴构成右手直角坐标系。

(d)地理坐标系：原点O为探测器的当前星下点，X轴指向天方向，Y轴指向南，Z轴与X、Y轴成右手螺旋系。

具体的，火星探测任务“天问一号”探测器，EDL过程从大气进入点(距离火星参考表面约125千米)开始，到着陆火星表面结束。该过程需要将探测器从约1.7万公里/小时的速度快速减至接近于0，同时还要按顺序完成展开配平翼、打开降落伞、大底分离、展开着陆缓冲机构、伞-背罩组合体分离、主动发动机开始点火、伞-背罩组合体规避和障碍规避等一系列动作。

对于EDL(Entry,Descent and Landing)过程，可以划分为大气层外的滑行段，进入大气层后的升力控制段，伞降段和动力下降段。各个阶段均存在不同的姿态控制需求和难点。

在大气层外的滑行段，其控制需求是将姿态控制到大气进入前的配平攻角姿态附近，并且尽量减少喷气次数以减少对轨道的扰动；对于升力控制段，其控制需求是将攻角和侧滑角通道进行速率阻尼，并且在存在较大气动干扰力矩的情形下使得倾侧角快速跟踪制导律给出的目标角度；对于伞降段，其控制需求是对俯仰和偏航轴进行速率阻尼，并且将滚动姿态调整到动力下降的初始状态；对于动力下降段，其控制需求是在大干扰下快速跟踪制导律给出的目标姿态。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (3)

1.一种火星EDL过程鲁棒姿态控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)预设EDL过程总姿态控制策略；

(2)根据EDL过程总姿态控制策略，分别进行飞行器各阶段的姿态控制；

所述步骤(1)中，EDL过程总姿态控制策略具体为：

针对探测器着陆下降过程进行控制策略制定，对飞行器推力器进行控制，其中：

大气层外滑行阶段，采用相平面控制策略；

升力控制阶段，采用比例脉宽调制控制策略；

伞降段，采用滚动轴姿态控制、俯仰及偏航速率阻尼控制；

动力下降段，采用干扰力矩快速估计及前馈、滚动轴及推力方向解耦控制；

大气层外滑行阶段中，根据相平面控制三轴姿态，姿态控制目标为大气进入点的目标姿态，通过相平面控制策略的参数设置控制飞行器滑行阶段极限环长度最大，通过相平面控制策略的相平面死区设置控制飞行器姿态控制误差小于飞行器进入姿态的误差阈值范围；

所述升力控制阶段中，通过PID及脉宽调制控制策略进行控制，控制目标为飞行器跟踪目标的倾侧角，并通过速率阻尼控制飞行器攻角及侧滑角，其中：

确定飞行器推力器安装坐标系相对于半速度坐标系的方向余弦矩阵C_CV，并将气动坐标系下的控制量U_V转换为推力器安装坐标系，具体为：

U_C≡C_CVU_V

式中，U_c为推力器安装及对应的控制量，根据比例脉宽调制及控制量U_c获取推力器安装坐标系下飞行器的三轴喷气时间；

所述伞降段中，飞行器的俯仰通道、偏航通道，通过速率阻尼进行控制，滚动通道，通过PID控制策略，以当前位置地理系按照最短路径旋转到当前推力方向的滚动方向角度为控制目标进行控制；

所述动力下降段中，根据推力器推力方向与滚动方向解耦、干扰力矩快速估计及前馈的控制方法，提高推力方向的快速跟踪能力并避免滚动姿态误差与推力方向控制误差耦合，具体为：

通过干扰力矩快速估计及前馈的控制方法，根据星上控制力矩计算结果及陀螺对角速度的测量结果，进行干扰力矩估计，以干扰力矩估计结果作为PID控制的积分部分以抵消干扰影响；

推力方向与滚动方向解耦控制方法中，俯仰方向、偏航方向的姿态误差θ_c和ψ_c的计算公式为：

式中，S_d为制导律给出的目标方向矢量，S₁为主发动机的推力方向，ε为小量，可以设置为1e-5；

将俯仰方向、偏航方向的姿态误差θ_c和ψ_c分别代入各控制通道进行脉宽调制以完成推力方向与滚动轴的解耦控制。

2.根据权利要求1所述的一种火星EDL过程鲁棒姿态控制方法，其特征在于：

所述飞行器的推力器包括大推力器、小推力器，根据推力阈值进行划分，并确定推力器切换策略，其中：

大气层外滑行阶段中，采用小推力器进行姿态控制，当飞行时间超过设定时间阈值，飞行器姿态仍未到达目标位置，切换为大推力器进行姿态控制；

升力控制阶段、伞降段、动力下降段中，通过大推力器、小推力器、大推力器及小推力器的组合推力器进行姿态控制，具体为：

当计算所需控制量小于小推力器满喷力矩时，选择小推力器进行姿态控制；

当计算所需控制量大于小推力器满喷力矩时，选择大推力器进行姿态控制；

当计算所需控制量大于大推力器满喷力矩时，选择大推力器及小推力器的组合推力器进行姿态控制。

3.根据权利要求2所述的一种火星EDL过程鲁棒姿态控制方法，其特征在于：

所述飞行器的推力器采用冗余设置，当单台推力器故障时，通过备份推力器进行姿态控制。