一種轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法
【專利摘要】本發明涉及一種轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法；首先，搭建轉動慣量不確定的火星著陸器姿態運動學與動力學模型；其次，針對火星著陸器的轉動慣量不確定帶來的影響，設計自適應控制器對轉動慣量不確定進行估計；再次，利用非線性干擾觀測器估計陣風對火星著陸器帶來的干擾影響，進而將陣風估計值反饋到控制系統中進行前饋抵消；最后，將非線性干擾觀測器、自適應控制器和保證系統姿態精度的滑模控制器進行復合，構造轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法。本發明具有強抗干擾性和強適應性的特點，相對于傳統的火星著陸器姿態控制方法工程實用價值更高。
【專利說明】
一種轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法
技術領域
[0001] 本發明涉及一種轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法，針對在陣風 影響下火星著陸器存在轉動慣量不確定的姿態控制問題，采用基于非線性干擾觀測器與自 適應滑模控制相結合的思路，與傳統的控制方法相比提高了火星著陸器的抗干擾以及適應 能力，提高了工程應用價值。
【背景技術】
[0002] 為探索宇宙起源、尋求生命跡象和認識客觀世界，探測外太空是人類堅持不懈的 夢想。隨著航天技術的不斷成熟，經驗的逐漸積累，人類對外太空探測的腳步已經從月球邁 向了火星。與月球探測類似，著陸器作為人類了解星球最直接的手段，對火星探測起到了至 關重要的作用。而火星著陸器能否按照科學任務的需要精確抵達目的地，直接影響著探測 任務的成敗。高精度的著陸要求則對著陸器在飛行過程中的姿態控制提出了更高的要求。 早期的姿態控制方法主要采用線性化控制方法，通過對系統模型進行近似線性化，進而采 用經典控制論中的頻率響應法、根軌跡法，線性控制理論中的極點配置、線性二次調節等方 法進行處理。由于姿態控制系統屬于非線性控制系統，故而僅采用線性化模型進行控制律 的設計難以保證控制效果。后期許多學者將非線性系統控制方法引入到姿態控制中，取得 了較好的效果并得到了廣泛應用。但是傳統的姿態控制方法主要考慮姿態控制系統的精 度，忽略了火星著陸器在飛行過程中會面臨的轉動慣量不確定、陣風等來自系統內、外部對 著陸器姿態控制系統帶來的干擾影響，導致無法保證多源干擾影響下著陸器的姿態控制精 度。火星著陸器姿態控制系統受到的多源干擾影響已經對傳統的姿態控制方法提出了極大 挑戰。
【發明內容】
[0003] 本發明的技術解決問題是:針對現有火星著陸器姿態控制方法的不足，提供一種 具有強抗干擾性、強適應性的轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法。
[0004] 本發明的技術解決方案為:一種轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方 法，其特征在于包括以下步驟:首先，搭建含有轉動慣量不確定的火星著陸器姿態運動學與 動力學模型;其次，針對火星著陸器的轉動慣量不確定帶來的影響，設計自適應控制器對轉 動慣量不確定進行估計;再次，利用非線性干擾觀測器估計陣風對火星著陸器帶來的干擾 影響，進而將陣風估計值反饋到控制系統中進行前饋抵消；最后，將非線性干擾觀測器、自 適應控制器和保證系統姿態精度的滑模控制器進行復合，構造轉動慣量不確定的火星著陸 器抗干擾姿態控制方法;具體步驟如下：
[0005] 第一步，搭建轉動慣量不確定的火星著陸器的姿態運動學與動力學模型
[0006] 搭建含有轉動慣量不確定的火星著陸器姿態運動學與動力學模型如下：
[0007]
[0008]
[0009]
[0010]
[0011]
[0012]其中，J表示火星著陸器在本體坐標系中的轉動慣量，如24所示。C0e=[ coex, coey, ?ez]T表示火星著陸器三軸角速度跟蹤誤差，〇(3=[~，(％，^]7表示火星著陸器三軸修正羅 德里格參數(Modified Rodrigues Parameter，MRP)跟蹤誤差。ω<]=[ωχ，ωγ, ωζ]τ表示火 星著陸器三軸期望角速度。u=[Ux， Uy，Uz]T表示火星著陸器三軸控制輸入。d=[dx，d y，dz]$ 示火星著陸器所受三軸陣風干擾力矩。
[0013]第二步，構造自適應控制器
[0014] 針對火星著陸器姿態運動學與動力學模型中的轉動慣量不確定，構造自適應控制 器對轉動慣量進行估計。
[0015] 首先定義線性算子L(x)，具體形式如下：
[0016]
[0017] 則有：
[0018] X7:Jx = L(x)9
[0019] 其中0 = [jn J12 J13 J22 J23 J33]TeR6為需要辨識的參數向量。
[0020] 轉動慣量J的估計值為并將估計轉動慣量的不確定轉化為估計Θ的不確定，估計 值為#。
[0021 ] 設計自適應控制律如下：
[0022]
[0023]其中，k為大于0的標量，
[0024]
[0025]
[0026] 其中，W為輔助變量，FiGOHs為滑模面。
[0027]第三步，設計非線性干擾觀測器
[0028]為了便于非線性干擾觀測器的設計，將系統Σ ^ Σ 2轉化為型如Σ η的非線性系統 模型：
[0029]
[0030] xeR6是狀態向量，ueR6是控制輸入，deR3是干擾力矩。其中，的)=%，
fT
[0033] h(x(t)) =x(t) 〇
[0034] 假設干擾模型如Σ12:
[0035]
[0036] ξ e r6X6，d e R3，干擾d持續施加在系統Σ η上。
[0037] 設計干擾觀測器213:
[0038]
[0039] 其中，ZeR6x6是觀測器的狀態變量，p(x)eR6X6是設計的非線性函數。非線性干擾 觀測器增益為Σ 14式：
[0040]
[0041] 第四步，將非線性干擾觀測器、自適應控制器和保證系統姿態精度的滑模控制器 進行復合，構造轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法
[0042] 首先設計保證姿態精度的滑模控制器如下：
[0043] Σ i5：U2 = -GT(〇e)ksSgn(s)-GT(〇e)gs
[0044] 其中，ks和g為三維對角正定陣。
[0045] 其次構造復合控制器形式如下：
[0046]
[0047] 本發明與現有技術相比的優點在于:本發明的轉動慣量不確定的火星著陸器抗干 擾姿態控制方法采用了抗干擾姿態控制方法，控制方法包括自適應控制、滑模控制以及前 饋補償干擾影響三個部分:前饋補償干擾影響部分由非線性干擾觀測器組成，用于補償環 境陣風給著陸器系統帶來的干擾影響；自適應控制部分用來在線估計著陸器轉動慣量不確 定;滑模控制部分保證火星著陸器姿態控制系統的姿態精度;相對于現有的火星著陸器姿 態控制方法，本發明設計的抗干擾姿態控制方法在抗干擾能力以及適應性方面有極大的改 善。
【附圖說明】
[0048] 圖1為本發明一種轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法的設計流程 圖；
【具體實施方式】
[0049] 如圖1所示，本發明具體實現步驟如下（以下以火星著陸器姿態控制系統為例來說 明方法的具體實現）：
[0050] 1、搭建含有轉動慣量不確定的火星著陸器姿態運動學與動力學模型 [0051 ]搭建含有轉動慣量不確定的火星著陸器姿態運動學與動力學模型如下：
[0057]其中，J表示火星著陸器在本體坐標系中的轉動慣量，如Σ 4所示，取值為
.m-，.在設計控制器時為未知參數。COe=[ COex，C0ey，?一丁表示火星著 陸器三軸角速度跟蹤誤差，。^卜^^^~^表示火星著陸器三軸修正羅德里格參數 (Modified Rodrigues Parameter，MRP)跟蹤誤差。t0d=[ ωχ, ωγ, ωζ]τ表示火星著陸器三 軸期望角速度，其中初始姿態MRP值和初始角速度分別為〇〇=[_0.169，-0.014,0.526]WP ?〇=[0,0,0]\期望姿態MRP值和期望角速度分別為〇<!=[0.131 0.186 0.226]1口
/&) °u= [ux，uy，112]丁表示火星著陸器三軸控制輸入。d= [dx， dy，dz]T表示火星著陸器所受三軸陣風干擾力矩，并假設干擾力矩為
[0058] 2、構造自適應控制器
[0059]針對火星著陸器姿態運動學與動力學模型中的轉動慣量不確定，構造自適應控制 器對轉動慣量進行估計。
[0060] 首先宙義線件筧子L(x),具體形式如下：
[0061]
[0062] 則有：
[0063] X7:Jx = L(x)9
[0064] 其中0 = [jn J12 J13 J22 J23 J33]TeR6為需要辨識的參數向量。
[0065] 轉動慣量J的估計值為i:，并將估計轉動慣量的不確定轉化為估計Θ的不確定，估計 值為#。
[0066] 設計自適應控制律如下：
[0067]
[0068] 其中，k為大于0的標量，
[0069]
[0070] 1U ……、 ……
[0071]其中，W為輔助變量，FiGOHs為滑模面。
[0072] 3、設計非線性干擾觀測器
[0073] 為了便于非線性干擾觀測器的設計，將系轉化為型如Σ η的非線性系統 模型：
[0074]
[0075] xeR6是狀態向量，ueR6是控制輸入，deR3是干擾力矩。其中，% *
a,
[0078] h(x(t)) =x(t) 〇
[0079] 假設干擾模型如Σ12:
[0080]
[0081 ] ξ e r6X6，d e R3，干擾d持續施加在系統? η上。
[0082]設計干擾觀測器213:
[0083]
[0084] 其中，ZeR6x6是觀測器的狀態變量，p(x)eR6X6是設計的非線性函數。非線性干擾 觀測器增益為Σ 14式：
[0085]
[0086] 4、將非線性干擾觀測器、自適應控制器和保證系統姿態精度的滑模控制器進行復 合，構造轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法 [0087]首先設計保證姿態精度的滑模控制器如下：
[0088] Σ i5：U2 = -GT(〇e)ksSgn(s)-GT(〇e)gs
[0089] 其中，ks和g為三維對角正定陣。
[0090]其次構造復合控制器形式如下：
[0091] Σ16 ： ? = u2 + ur-i 。
[0092] 本發明具有強抗干擾性和強適應性的特點，相對于傳統的火星著陸器姿態控制方 法工程實用價值更高。
[0093] 本發明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業技術人員公知的現有技術。
【主權項】
1. 一種轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法，其特征在于包括以下步 驟： 第一步，搭建含有轉動慣量不確定的火星著陸器姿態運動學與動力學模型； 第二步，針對火星著陸器姿態運動學與動力學模型中的轉動慣量不確定帶來的干擾影 響，設計自適應控制器對轉動慣量不確定進行估計，得到轉動慣量估計值； 第三步，根據第二步自適應控制器估計的轉動慣量估計值，利用非線性干擾觀測器估 計陣風對火星著陸器帶來的干擾影響，進而將陣風估計值反饋到姿態控制系統中進行前饋 抵消； 第四步，最后將第三步非線性干擾觀測器、第二步自適應控制器和保證姿態控制系統 姿態精度的滑模控制器進行復合，構造轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方 法。2. 根據權利要求1所述的一種轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法，其 特征在于:所述第一步，搭建轉動慣量不確定的火星著陸器的姿態運動學與動力學模型實 現如下： 搭建含有轉動慣量不確定的火星著陸器姿態運動學與動力學模型如下：其中，J表示火星著陸器在本體坐標系中的轉動慣量，we=[ ωΜ, ω#，com]1"表示火星 著陸器三軸角速度跟蹤誤差，〇(3=[〇(^，〇(^，(^]7表示火星著陸器三軸修正羅德里格參數 (Modified Rodrigues Parameter，MRP)跟蹤誤差；〇d=[ ωχ, ωγ, ωζ]τ表示火星著陸器三 軸期望角速度，11=[1^%，1! 2]7表示火星著陸器三軸控制輸入，(1=[心，(^，么]7表示火星著陸 器所受三軸陣風干擾力矩。3. 根據權利要求1所述的一種轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法，其 特征在于:所述第二步，構造自適應控制器如下： 首先定義線性算子L(x)，具體形式如下： 則有：Σγ： Jx = L(x)B 其中Q=[Jll Jl2 Jl3 J22 J23 J33]TER6為需要辨識的轉動慣量參數向量，Χ=[Χ? Χ2 Χ3 ]τe R3是輔助變量，R代表實數域； 轉動慣量J的估計值為J，并將估計轉動慣量的不確定轉化為估計Θ的不確定，估計值為 /V. θι 設計自適應控制律如下：其中，k為大于0的標量，其中，W為輔助變量，FzGOHs為滑模面。4.根據權利要求1所述的一種轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法，其 特征在于:所述第三步，設計非線性干擾觀測器 為了便于非線性干擾觀測器的設計，將系統Σ ^ Σ 2轉化為型Σ η的非線性系統模型：ffj xeR6是狀態向量，uGR6是控制輸入，dGR3是干擾力矩，其中，讀)="，ξ e R6x6，deR3,干擾d持續施加在系統Σ η上； 設計干擾觀測器213:其中，zeR6X6是觀測器的狀態變量，p(x)eR6X6是設計的非線性函數，非線性干擾觀測 器增益為Σ13式：5.根據權利要求1所述的一種轉動慣重個佛足的火里宥陸器抗干擾姿態控制方法，其 特征在于:所述第四步，將非線性干擾觀測器、自適應控制器和保證系統姿態精度的滑模控 制器進行復合，構造轉動慣量不確定的火星著陸器抗干擾姿態控制方法如下： 首先設計保證姿態精度的滑模控制器如下： Σ i5：U2 = -GT(〇e)ks sgn(s)-GT(〇e)gs 其中，ks和g為三維對角正定陣;S為滑模面； 其次構造復合控制器形式如下：
【文檔編號】B64G1/28GK105947238SQ201610369462
【公開日】2016年9月21日
【申請日】2016年5月30日
【發明人】郭雷, 徐健偉, 喬建忠, 許昱涵, 張培喜
【申請人】北京航空航天大學