CN114030654B - 一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，针对飞行着陆下降过程中出现的，对于速度坐标系与推力器安装不一致、推力器产生的控制力矩与速度坐标系不能完全对应的问题，提出了可以实现倾侧角姿态的稳定跟踪控制的方案，通过三轴控制量计算、控制量限幅、控制量坐标系转换、脉宽调制，实现三轴姿态特别是倾侧角的精确控制。

Description

一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法

技术领域

本发明涉及一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，属于深空探测行星表面着陆中升力控制段的控制领域。

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关键阶段，也是最具技术挑战的阶段。

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，其主要任务是减速和机动，以保证探测器接触火星表面的状态(姿态和速度)安全和落区地形地貌安全。EDL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。这个过程主要由着陆巡视器进入舱制导导航与控制(GNC)分系统完成。

火星着陆一般存在一个称为升力控制段的区间。在此阶段，探测器实时主动的倾侧角控制，利用大气阻力对探测器的速度进行减速，并调整航程和横程大小。

对于速度坐标系与推力器安装不一致的情形，推力器产生的控制力矩与速度坐标系不能完全对应，难以采用传统的满喷情形进行倾侧角控制。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术存在的不足，提出了一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，解决了深空着陆中的推力器安装与速度坐标系的不一致的问题。

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：

一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，步骤如下：

(1)计算半速度坐标系下的三轴姿态控制误差，并根据控制律进行三轴姿态控制量的计算；

(2)根据步骤(1)计算所得的三轴姿态控制量进行限幅，获取三轴指令目标力矩；

(3)对步骤(2)所得三轴指令目标力矩进行控制量坐标系转换，获取控制坐标系下的目标控制力矩；

(4)根据飞行器推力器安装坐标系进行脉宽调制。

所述步骤(1)中，飞行器目标倾侧角根据跟踪制导律确定，俯仰方向、偏航方向通过速率阻尼进行控制，三轴姿态控制量计算方法具体为：

U＝-k_p(θ-θ_d)-k_dω-k_i∫θdτ

式中，θ分别为对应通道的姿态角度，θ_d为对应通道的目标角度，ω为对应通道的角速度，根据机械本体系的角速度转换至半速度坐标系获得，k_p，K_d和K_i分别为比例、微分和积分系数，对于攻角方向及侧滑方向，一般k_p＝0，k_i＝0；U包括倾侧角通道的控制力矩为U_σ,攻角方向得到的控制力矩为U_α,侧滑角方向得到的控制力矩为U_β。

所述步骤(2)中，将推力器坐标系中倾侧角通道的控制力矩U_σ、攻角方向得到的控制力矩U_α、侧滑角方向得到的控制力矩U_β，转换至半速度坐标系后最大控制力矩分别为三轴最大控制力矩U_σ,max、U_α,max、U_β,max，对三轴控制量进行限幅的公式如下：

U_σ'＝mlf(U_σ,k_limU_σ,max)

U_α'＝mlf(U_α,k_limU_α,max)

U_β'＝mlf(U_β,k_limU_β,max)

式中，mlf为限幅函数，k_lim为限幅系数，指令目标力矩：

U_cmd＝(U_σ',U_α',U_β')^T。

所述步骤(3)中，进行速度坐标系至气动本体系的姿态矩阵转换过程中，先对侧滑角β进行转换，在对攻角α进行转换，倾侧角σ为半速度坐标系至速度坐标系的转换角度，所述速度坐标系至气动本体系的方向余弦矩阵具体为：

式中，α为攻角，β为侧滑角；

步骤(2)所得三轴指令目标力矩转换至控制坐标系的公式具体为：

式中，C_cb为从本体系到推力器控制坐标系系的方向余弦阵，一般由推力器安装决定，

为从气动本体系到本体系的方向余弦阵。

所述步骤(4)中，根据推力器安装坐标系下的三轴实际最大控制力矩，进行三轴推力器喷气时间的脉宽调制，具体为：

确定任意一轴最大控制力矩为U_ctl,max，该轴的喷气时间为：

式中，ΔT为控制周期，通过对实际的最短脉宽进行限幅以保证喷漆效率，具体为：

式中，T_min为升力控制时允许的最短脉宽大小。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提供的一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，通过控制量计算和限幅、控制量的坐标系转换、脉宽调制等方法步骤，解决了对于推力器安装坐标系与速度坐标系不一致的情形，仍然可以实现三轴姿态特别是倾侧角的精确控制。

(2)通过对控制量的限幅，以及最小脉宽的限制，可以避免某一控制通道的控制量过强而压制另一通道的控制需求；

(3)通过对升力控制段的最小脉宽的限制，可以避免因脉宽过小导致推力器效率过低而无法有效控制的情形。

附图说明

图1为发明提供的脉宽调制姿态控制方法流程图；

具体实施方式

一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，针对深空着陆中的推力器安装与速度坐标系的不一致问题，提出基于脉宽调制的姿态控制方案，可以实现倾侧角的精确控制，具体步骤如下：

(1)计算半速度坐标系下的三轴姿态控制误差，并根据控制律进行三轴姿态控制量的计算；

其中，飞行器目标倾侧角根据跟踪制导律确定，俯仰方向、偏航方向通过速率阻尼进行控制，三轴姿态控制量计算方法具体为：

U＝-k_p(θ-θ_d)-k_dω-k_i∫θdτ

式中，θ分别为对应通道的姿态角度，θ_d为对应通道的目标角度，ω为对应通道的角速度，根据机械本体系的角速度转换至速度坐标系获得，k_p，K_d和K_i分别为比例、微分和积分系数，对于攻角方向及侧滑方向，一般k_p＝0，k_i＝0；U包括倾侧角通道的控制力矩为U_σ,攻角方向得到的控制力矩为U_α,侧滑角方向得到的控制力矩为U_β。

(2)根据步骤(1)计算所得的三轴姿态控制量进行限幅，获取三轴指令目标力矩；

其中，将推力器坐标系中倾侧角通道的控制力矩U_σ、攻角方向得到的控制力矩U_α、侧滑角方向得到的控制力矩U_β，转换至半速度坐标系后最大控制力矩分别为三轴最大控制力矩U_σ,max、U_α,max、U_β,max，对三轴控制量进行限幅的公式如下：

U_σ'＝mlf(U_σ,k_limU_σ,max)

U_α'＝mlf(U_α,k_limU_α,max)

U_β'＝mlf(U_β,k_limU_β,max)

式中，mlf为限幅函数，k_lim为限幅系数，指令目标力矩：

U_cmd＝(U_σ',U_α',U_β')^T；

(3)对步骤(2)所得三轴指令目标力矩进行控制量坐标系转换，获取控制坐标系下的目标控制力矩；

其中，进行速度坐标系至气动本体系的姿态矩阵转换过程中，先对侧滑角β进行转换，在对攻角α进行转换，倾侧角σ为半速度坐标系至速度坐标系的转换角度，所述速度坐标系至气动本体系的方向余弦矩阵具体为：

式中，α为攻角，β为侧滑角；

步骤(2)所得三轴指令目标力矩转换至控制坐标系的公式具体为：

式中，C_cb为从本体系到推力器控制坐标系系的方向余弦阵，一般由推力器安装决定，

为从气动本体系到本体系的方向余弦阵；

(4)根据飞行器推力器安装坐标系进行脉宽调制，其中：

根据推力器安装坐标系下的三轴实际最大控制力矩，进行三轴推力器喷气时间的脉宽调制，具体为：

确定任意一轴最大控制力矩为U_ctl,max，该轴的喷气时间为：

式中，ΔT为控制周期，通过对实际的最短脉宽进行限幅以保证喷漆效率，具体为：

式中，T_min为升力控制时允许的最短脉宽大小。

下面根据具体实施例进行进一步说明：

在当前实施例中，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 Descent Landing，简称EDL)是保证“天问一号”探测器安全着陆的最关键阶段。

针对型号任务中存在的问题，通过基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法进行解决，如图1所示，具体步骤如下：

(1)计算半速度坐标系下的三轴姿态控制误差，并根据控制律进行三轴控制量的计算：

原始控制量的计算一般需要在半速度坐标系下进行计算。一般来说，倾侧角需要跟踪制导律给出的目标倾侧角，而俯仰偏航方向需要采用速率阻尼的控制策略。三轴姿态控制量可写为如下统一形式：

U＝-k_p(θ-θ_d)-k_dω-k_i∫θdτ

式中，θ分别为对应通道的姿态角度，θ_d为对应通道的目标角度，ω为对应通道的角速度，根据机械本体系的角速度转换至速度坐标系获得，k_p，K_d和K_i分别为比例、微分和积分系数，对于攻角方向及侧滑方向，一般k_p＝0，k_i＝0；U包括倾侧角通道的控制力矩为U_σ,攻角方向得到的控制力矩为U_α,侧滑角方向得到的控制力矩为U_β。

(2)控制量限幅

设由步骤(1)计算得到的倾侧角通道的控制力矩为U_σ,攻角方向得到的控制力矩为U_α,侧滑角方向得到的控制力矩为U_β。并假设推力器坐标系转换到半速度坐标系后的三轴最大控制能力分别为：U_σ,max，U_α,max和U_β,max，则对三轴控制量进行限幅的公式如下：

U_σ＝mlf(U_σ,k_limU_σ,max)

U_α＝mlf(U_α,k_limU_α,max)

U_β＝mlf(U_β,k_limU_β,max)

式中，mlf为限幅函数,k_lim为限幅系数，一般可取为1.5；

由上述限幅后的力矩，可得指令目标力矩为：

U_cmd＝(U_σ,U_α,U_β)^T

对上述控制量进行限幅，可以避免在后续的坐标系转换中某一通道的控制量过大而导致其它通道无法得到所需要的控制量的问题；

(3)控制量的坐标系转换

设速度坐标系到气动本体系下的姿态阵为先转侧滑角β，再转攻角α；倾侧角σ为半速度到速度坐标系下的转换角度。则速度坐标系到气动本体系的方向余弦矩阵为：

式中，α为攻角，β为侧滑角；

步骤(2)计算得到的目标控制力矩转换到控制系下的公式如下：

式中，C_cb为从本体系到推力器控制坐标系系的方向余弦阵，一般由推力器安装决定，

为从气动本体系到本体系的方向余弦阵，具体为：

(4)基于推力器控制坐标系进行脉宽调制

在步骤(3)计算的基础上，根据在推力器控制坐标系下的三轴实际最大控制力矩，进行三轴推力器喷气时间的脉宽调制。设某一个轴下的最大控制力矩为U_ctl,max，则该轴的喷气时间为：

式中，ΔT为控制周期，为保证喷气效率，应对实际的最短脉宽进行限幅：

式中，T_min为升力控制时允许的最短脉宽大小。

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)速度坐标系：速度坐标系由半速度坐标系绕X轴方向转动倾侧角σ得到。

(d)推力器控制坐标系：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。

通过上述方法步骤，能够实现倾侧角姿态的稳定跟踪控制。

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 (5)

1.一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)计算半速度坐标系下的三轴姿态控制误差，并根据控制律进行三轴姿态控制量的计算；

(2)根据步骤(1)计算所得的三轴姿态控制量进行限幅，获取三轴指令目标力矩；

(3)对步骤(2)所得三轴指令目标力矩进行控制量坐标系转换，获取控制坐标系下的目标控制力矩；

(4)根据飞行器推力器安装坐标系进行脉宽调制。

2.根据权利要求1所述的一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，其特征在于：

所述步骤(1)中，飞行器目标倾侧角根据跟踪制导律确定，俯仰方向、偏航方向通过速率阻尼进行控制，三轴姿态控制量计算方法具体为：

U＝-k_p(θ-θ_d)-k_dω-k_i∫θdτ

式中，θ分别为对应通道的姿态角度，θ_d为对应通道的目标角度，ω为对应通道的角速度，根据机械本体系的角速度转换至半速度坐标系获得，k_p，K_d和K_i分别为比例、微分和积分系数，对于攻角方向及侧滑方向，一般k_p＝0，k_i＝0；U包括倾侧角通道的控制力矩为U_σ,攻角方向得到的控制力矩为U_α,侧滑角方向得到的控制力矩为U_β。

3.根据权利要求1所述的一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，其特征在于：

所述步骤(2)中，将推力器坐标系中倾侧角通道的控制力矩U_σ、攻角方向得到的控制力矩U_α、侧滑角方向得到的控制力矩U_β，转换至半速度坐标系后最大控制力矩分别为三轴最大控制力矩U_σ,max、U_α,max、U_β,max，对三轴控制量进行限幅的公式如下：

U_σ'＝mlf(U_σ,k_limU_σ,max)

U_α'＝mlf(U_α,k_limU_α,max)

U_β'＝mlf(U_β,k_limU_β,max)

式中，mlf为限幅函数，k_lim为限幅系数，指令目标力矩：

U_cmd＝(U_σ',U_α',U_β')^T。

4.根据权利要求1所述的一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，其特征在于：

所述步骤(3)中，进行速度坐标系至气动本体系的姿态矩阵转换过程中，先对侧滑角β进行转换，在对攻角α进行转换，倾侧角σ为半速度坐标系至速度坐标系的转换角度，所述速度坐标系至气动本体系的方向余弦矩阵具体为：

式中，α为攻角，β为侧滑角；

步骤(2)所得三轴指令目标力矩转换至控制坐标系的公式具体为：

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式中，C_cb为从本体系到推力器控制坐标系系的方向余弦阵，一般由推力器安装决定，

为从气动本体系到本体系的方向余弦阵。

5.根据权利要求1所述的一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法，其特征在于：

所述步骤(4)中，根据推力器安装坐标系下的三轴实际最大控制力矩，进行三轴推力器喷气时间的脉宽调制，具体为：

确定任意一轴最大控制力矩为U_ctl,max，该轴的喷气时间为：

式中，ΔT为控制周期，通过对实际的最短脉宽进行限幅以保证喷气效率，具体为：

式中，T_min为升力控制时允许的最短脉宽大小。

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