一種基于前饋補(bǔ)償?shù)闹懫鬟M(jìn)入段精確控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種基于前饋補(bǔ)償?shù)闹懫鬟M(jìn)入段精確控制方法，主要應(yīng)用于深空探 測領(lǐng)域著陸器精確著陸控制。
【背景技術(shù)】
[0002] 火星是太陽系內(nèi)距地球較近的行星，也是地形地貌和物理特性與地球最為相似的 星球，因此，火星已成為人類行星探測的首選目標(biāo)。人類對火星的空間探測始于20世紀(jì)60 年代，迄今為止世界各國對火星共有40多次探測任務(wù)，其中17次有著陸任務(wù)，但僅有7次 取得完全成功。成功著陸的海盜號、探路者、漫游者以及鳳凰號著陸任務(wù)中，進(jìn)入段均采用 無主動控制的彈道式進(jìn)入方式，導(dǎo)致著陸誤差在數(shù)百公里量級，最新著陸成功的"火星科學(xué) 實(shí)驗室"采用了閉環(huán)主動控制的制導(dǎo)方式后成功地將著陸誤差降為l〇Km以內(nèi)，但這仍然無 法滿足未來機(jī)器人和載人探測任務(wù)對著陸精度的需求。
[0003]火星著陸過程大致可分為進(jìn)入段、傘降段以及著陸段三個階段。進(jìn)入段始于著陸 器接觸大氣層，止于降落傘打開，該過程中著陸器高度從125Km的下降到10Km，相對速度從 5900m/s降至405m/s。該階段是著陸過程的起始階段，也是整個著陸過程中歷時最長、下降 高度最大、面臨的不確定性最多的階段，進(jìn)入段的制導(dǎo)與控制效果直接影響了著陸器最終 的著陸精度?，F(xiàn)階段通過對已經(jīng)成功著陸的著陸器進(jìn)行數(shù)據(jù)分析，結(jié)果表明影響著陸誤差 的因素主要為大氣密度不確定性。由于火星表面氣動環(huán)境復(fù)雜，大氣密度數(shù)值變化較大，而 且可測得的大氣密度數(shù)值有限，因而只能通過考慮一些魯棒性能強(qiáng)的控制方法來減小大氣 密度不確定性對著陸精度的影響?，F(xiàn)有的針對火星大氣密度不確定性的魯棒控制器設(shè)計方 法有自適應(yīng)控制、滑模變結(jié)構(gòu)控制、Backstepping控制等，上述控制方法在設(shè)計控制器時均 是通過對不確定性上界進(jìn)行估計來抑制不確定干擾，有很大的保守性，無法獲得滿意的控 制效果。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0004] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：針對行星著陸器在進(jìn)入段受到大氣密度不確定干擾影 響控制精度問題，提出了一種基于前饋補(bǔ)償?shù)闹懫鬟M(jìn)入段精確控制方法，該方法保守性 低，可以顯著提高著陸器的控制精度。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)解決方案為：一種基于前饋補(bǔ)償?shù)闹懫鬟M(jìn)入段精確控制方法，其 實(shí)現(xiàn)步驟如下：
[0006] 第一步，搭建含有大氣密度不確定性的行星著陸器進(jìn)入段系統(tǒng)狀態(tài)方程
[0007] 將行星著陸器視為質(zhì)點(diǎn)，不考慮行星自轉(zhuǎn)和公轉(zhuǎn)的影響，建立行星著陸器進(jìn)入段 動力學(xué)模型如下：
[0009] 其中，r是著陸器質(zhì)心距行星中心的距離，0是著陸器所在位置的行星表面經(jīng)度， 小是著陸器所在位置的行星表面煒度，V是著陸器的速度，Y是著陸器的飛行路徑角，W是 著陸器的航向角，S是著陸器在水平方向上的航程，〇是著陸器的傾側(cè)角，g(r)為行星重力 加速度，L為升力加速度，D為阻力加速度，由下述表達(dá)式給出：
[0011] 式中，8{是著陸器的彈道系數(shù)，P(r)為行星大氣密度，表達(dá)式如下：
[0012] P(r)=p s(l+8)exp(-|3 (r-rs))
[0013] 其中，匕表示參考半徑，0表示均質(zhì)大氣高度的倒數(shù)，Ps表示1^處的大氣密度， S為不確定項，表示rs處的大氣密度誤差；
[0014] 根據(jù)阻力加速度二階導(dǎo)數(shù)的定義以及著陸器的動態(tài)方程，實(shí)際系統(tǒng)阻力加速度二 階導(dǎo)數(shù)動態(tài)方程如下：
[0015] D=a+bu
[0016] 其中：
[0019] 乃為實(shí)際系統(tǒng)阻力加速度的二階導(dǎo)數(shù)，a、b為實(shí)際系統(tǒng)動態(tài)方程參數(shù)，u為實(shí)際系 統(tǒng)控制量，D為實(shí)際系統(tǒng)阻力加速度的一階導(dǎo)數(shù)；
[0020] 標(biāo)稱系統(tǒng)各狀態(tài)變量的取值為當(dāng)s等于零時上述變量的數(shù)值，定義狀態(tài)變量Xl、 x2，其中Xl=D-D。，x2 =Z>- ，D。為標(biāo)稱系統(tǒng)阻力加速度，A為標(biāo)稱系統(tǒng)阻力加速度的一 階導(dǎo)數(shù)，Xl表示實(shí)際系統(tǒng)對標(biāo)稱系統(tǒng)的阻力加速度跟蹤誤差，x2表示實(shí)際系統(tǒng)對標(biāo)稱系統(tǒng) 阻力加速度一階導(dǎo)數(shù)的跟蹤誤差，建立含有大氣密度不確定性的實(shí)際系統(tǒng)狀態(tài)空間表達(dá)式 如下：
[0022] d表示由于大氣密度不確定性帶來的干擾，由下式表示：
[0023] d=Aa+Abu
[0024] Aa和Ab均為實(shí)際系統(tǒng)和標(biāo)稱系統(tǒng)動態(tài)方程參數(shù)的差值，即Aa=a-aQ，Ab= b_bQ，a。、K分別為標(biāo)稱系統(tǒng)動力學(xué)方程參數(shù)；
[0025] 第二步，設(shè)計非線性干擾觀測器
[0026] 針對模型中存在的大氣密度不確定性干擾，設(shè)計非線性干擾觀測器對干擾進(jìn)行估 計，非線性干擾觀測器的設(shè)計形式如下：
[0028] 其中，i為非線性干擾觀測器估計出的干擾量，z為輔助變量，1為干擾觀測器的增 益，取值范圍為〇 < 1 < 200 ;
[0029] 第三步，設(shè)計標(biāo)稱控制器
[0030] 通過非線性干擾觀測器完成對大氣密度不確定性干擾的估計后，進(jìn)一步設(shè)計標(biāo)稱 控制器完成整個系統(tǒng)的鎮(zhèn)定和大氣密度不確定性干擾估計誤差的抑制，標(biāo)稱控制器對應(yīng)的 控制律為：
[0032] 其中，叫為標(biāo)稱控制量，為滑模控制器切換增益，取值范圍為0 < 50,A為 滑模面的收斂系數(shù)，取值范圍為〇 <A< 1〇〇, ％為滑模面函數(shù)，其表達(dá)式如下：
[0033] s〇=Ax!+x2
[0034] 第四步，設(shè)計復(fù)合控制器
[0035] 結(jié)合非線性干擾觀測器和標(biāo)稱控制器，得到復(fù)合控制器的形式如下：
[0037] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：
[0038] 本發(fā)明一種基于前饋補(bǔ)償?shù)闹懫鬟M(jìn)入段精確控制方法，首先，設(shè)計了非線性干 擾觀測器來估計模型中的大氣密度不確定性干擾；其次，設(shè)計標(biāo)稱控制器實(shí)現(xiàn)對整個系統(tǒng) 的鎮(zhèn)定以及干擾估計誤差的抑制；最后，結(jié)合非線性干擾觀測器和標(biāo)稱控制器設(shè)計復(fù)合控 制器來完成對干擾的反饋抑制和前饋補(bǔ)償，該方法具有強(qiáng)魯棒性、低保守性以及結(jié)構(gòu)靈活 等優(yōu)點(diǎn)，可以顯著地提高行星著陸器的控制精度。
【附圖說明】
[0039] 圖1為本發(fā)明一種基于前饋補(bǔ)償?shù)闹懫鬟M(jìn)入段精確控制方法的設(shè)計流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0040] 本發(fā)明所述的一種基于前饋補(bǔ)償?shù)闹懫鬟M(jìn)入段精確控制方法步驟為：首先，建 立含有大氣密度不確定性干擾的行星著陸器進(jìn)入段系統(tǒng)狀態(tài)方程；其次，針對系統(tǒng)中存在 的大氣密度不確定性干擾，設(shè)計非線性干擾觀測器，完成對干擾的實(shí)時估計；再次，設(shè)計標(biāo) 稱控制器實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)鎮(zhèn)定和大氣密度不確定性干擾估計誤差的抑制；最后，結(jié)合非線性干擾 觀測器和標(biāo)稱控制器，設(shè)計復(fù)合控制器，完成對干擾的前饋補(bǔ)償和反饋抑制。具體實(shí)施步驟 如下（以火星著陸器來說明本方法的具體實(shí)現(xiàn)）：
[0041] 第一步，搭建含有大氣密度不確定性的火星著陸器進(jìn)入段系統(tǒng)狀態(tài)方程
[0042] 將火星著陸器視為質(zhì)點(diǎn)，不考慮火星自轉(zhuǎn)和公轉(zhuǎn)的影響，建立火星著陸器進(jìn)入