基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制方法技術

本發(fā)明專利技術涉及一種行星探測器精確著陸控制方法，特別涉及一種基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制方法，屬于深空探測技術領域。本發(fā)明專利技術建立跟蹤控制模型，引入干擾觀測器對行星大氣密度進行估計補償，利用數(shù)學變換推導對行星探測器動力學模型進行優(yōu)化，引入標稱軌跡和實際軌跡的相對距離和相對速度信息進行測量，利用有限時間控制器解算探測器的實時傾側角狀態(tài)信息，從而獲得探測器傾側角的實時控制指令。本發(fā)明專利技術首次引入自適應控制的干擾觀測器觀測狀態(tài)誤差，能夠?qū)崿F(xiàn)對探測器位置和速度的快速估計，有效降低行星大氣密度、升阻比誤差對著陸制導性能的不利影響，提高制導算法的控制精度和誤差收斂速度，滿足未來行星著陸精確制導的精度需求。

Finite time control method for planetary landing based on disturbance observer

The invention relates to a precise landing control method for planetary detectors, in particular to a finite-time landing control method based on disturbance observer, belonging to the technical field of deep space exploration. The invention establishes a tracking control model, introduces an interference observer to estimate and compensate the planetary atmospheric density, optimizes the dynamic model of the planetary detector by mathematical transformation derivation, measures the relative distance and relative velocity information of the nominal trajectory and the actual trajectory, and calculates the detector by using a finite time controller. The real-time tilt angle state information is obtained to obtain the real-time control instruction of the detector tilt angle. By introducing the observing state error of the interference observer with adaptive control for the first time, the invention can realize the fast estimation of the position and speed of the detector, effectively reduce the adverse effects of the planetary atmospheric density and the lift-drag ratio errors on the landing guidance performance, improve the control precision and the error convergence speed of the guidance algorithm, and satisfy the future planets. Precision requirements for land precision guidance.

【技術實現(xiàn)步驟摘要】
基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制方法
本專利技術涉及一種行星探測器精確著陸控制方法，特別涉及一種基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制方法，屬于深空探測

技術介紹
著陸探測是行星科學探測的主要技術途徑，也是最具挑戰(zhàn)性的行星探測活動。如果能安全、精確地著陸到行星表面是成功開展行星著陸探測任務及采樣返回的前提，而行星著陸過程的快速制導控制是實現(xiàn)安全、精確著陸的基礎。為了獲得更豐厚的科學回報，需要探測器在具有較高科學價值的特定區(qū)域定點著陸的能力。行星大氣進入階段是行星著陸探測最復雜最危險的階段，氣動環(huán)境以及重力場等特性具有很大的不確定性，急需精確著陸控制方法以保證行星著陸精度。未來的行星探測任務對探測器著陸區(qū)域的精度有一定的要求，而同時行星探測器在經(jīng)歷最終進入段到達進入點之后，受到行星大氣模型不確定、氣動環(huán)境復雜、強非線性、強耦合等問題的影響，使得著陸精度產(chǎn)生很大的偏差。因此，為了完成未來行星探測任務精確著陸的需求，有必要進行行探測器軌跡跟蹤控制，從而提高探測器的著陸精度，為下一步進行行星表面的探測任務提供必要的支持。
技術實現(xiàn)思路
針對現(xiàn)有技術中行星著陸軌跡跟蹤控制存在的控制精度低與收斂速度慢的問題，本專利技術公開的一種基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制方法，要解決的技術問題是提高行星探測器軌跡跟蹤精度、位置和速度誤差收斂速度，實現(xiàn)探測器狀態(tài)的快速精確估計，為下一步進行行星表面探測任務制導控制方案設計提供技術支持。本專利技術的目的是通過下述技術方案實現(xiàn)的?；诟蓴_觀測器的行星著陸有限時間控制方法，建立行星著陸探測器的動力學模型，建立軌跡跟蹤動力學模型并進行簡化處理。建立跟蹤控制模型，引入干擾觀測器對行星大氣密度進行估計補償，利用數(shù)學變換推導對行星探測器動力學模型進行優(yōu)化，引入標稱軌跡和實際軌跡的相對距離和相對速度信息進行測量，利用有限時間控制器解算探測器的實時傾側角狀態(tài)信息，從而獲得探測器傾側角的實時控制指令?；诟蓴_觀測器的行星著陸有限時間控制方法，包括如下步驟：步驟1：建立行星著陸探測器的動力學模型；行星體為一個相對于行星慣性坐標系繞自轉(zhuǎn)軸做等速旋轉(zhuǎn)的標準圓球，且行星大氣是均勻的。行星大氣進入段長時間保持超音速飛行，而且高度變化劇烈，因此，在實際的行星探測器大氣進入過程中，必須考慮行星自轉(zhuǎn)因素的影響。同時考慮在有外部擾動的情況下，行星探測器進入制導算法設計，建立三自由度的行星探測器動力學模型：其中，θ為探測器的經(jīng)度，φ為探測器的緯度，r為探測器到行星球心的距離，V為探測器的速度，γ為探測器的飛行路徑角，ψ為探測器的航向角且ψ＝0時表示探測器指向東，σ為探測器的傾側角。L和D為探測器的升力和阻力加速度，定義為：其中阻力和升力系數(shù)為CD和CL為馬赫數(shù)的函數(shù)，S為探測器的參考面積，m為探測器的質(zhì)量，ρ為行星大氣密度。行星引力場模型為其中μM為行星引力常數(shù)。此外，公式(1)中Cγ和Cψ是由行星自轉(zhuǎn)引起的科氏加速度，定義為其中ωp為行星自轉(zhuǎn)角速率。本專利技術中期望的行星探測器動力學模型，定義為:其中，θd為期望的探測器經(jīng)度，φd為期望的探測器緯度，rd為期望的探測器到行星球心的距離，Vd為期望的探測器速度，γd為期望的探測器飛行路徑角，ψd為期望的探測器航向角。步驟2：建立行星進入段軌跡跟蹤控制模型?；谛行翘綔y器動力學模型，考慮行星大氣進入段探測器系統(tǒng)在包含大氣密度不確定情況下，行星大氣進入段軌跡跟蹤控制問題。其中，具體的大氣密度不確定為以下形式：ρ＝ρ0+Δρ，其中ρ0表示標稱的行星大氣密度，Δρ表示未知的行星大氣密度不確定。氣動參數(shù)不確定L/D＝(L/D)0+Δ(L/D)。其中，(L/D)0為標稱的行星探測器升阻比，Δ(L/D)＝Δ(CL/CD)。則可得CL＝CL0+CD0*(Δ(L/D)),CD＝CD0+CL0*(Δ(D/L))。(5)其中，CD0和CL0為探測器的標稱阻力和升力系數(shù)。由公式(1)可知，行星大氣密度以及探測器氣動力系數(shù)與動力學系統(tǒng)中氣動力模型緊密相關。而在制導控制方法傾側角指令控制中，不確定參數(shù)引起的攝動會隨著動力學方程遞推傳播到行星著陸跟蹤控制模型中。進入段探測器的位置跟蹤誤差x1和速度跟蹤誤差x2定義為：其中，r,rd為沿著參考軌跡的探測器到行星球心的距離、期望距離。所述的行星著陸跟蹤控制模型如下：步驟3：根據(jù)行星探測器動力學模型及行星著陸跟蹤控制模型，基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制算法，解算探測器實時狀態(tài)信息，得到探測器傾側角指令。干擾觀測器將公式(7)中不確定性和外部擾動作為擴張的狀態(tài)進行估計，干擾觀測器的模型為：其中，e為觀測器的估計誤差，z1,z2,z3為觀測器的輸出，β01,β02,β03為觀測器的增益，0＜d,d1＜1,δ＞0.函數(shù)fal(·)定義為：由大氣密度不確定和氣動參數(shù)不確定引起的總擾動用干擾觀測器來進行估計補償，應用具有自適應的有限時間滑?？刂撇呗裕玫骄哂懈蓴_觀測器的行星著陸有限時間控制器如下：uAda＝-(Lcosγ)-1[u*+up(t)](10)其中，公式(10)～公式(12)中，參數(shù)T,kT為正常數(shù)，且參數(shù)k1,k2,α1,α2均為常數(shù)。公式(12)中滑模變量s(t)為：公式(12)中的自適應更新率定義如下：公式(14)中變量ε0,ε1,ε2為正常數(shù)，p0,p1,p2為常數(shù)。得到控制指令：cosσ＝uAda(15)通過公式(13)給出的滑動面，在公式(10)的控制器和公式(14)自適應更新率共同作用下，最終公式(7)的狀態(tài)x1,x2在原點鄰域內(nèi)收斂，也即跟蹤的位置誤差和速度誤差能同時達到零，從而到達精確的開傘位置。有益效果1、本專利技術的基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制方法，根據(jù)步驟1、步驟2得到的行星探測器動力學模型及行星著陸跟蹤控制模型，通過有限時間控制方案設計，對探測器的狀態(tài)進行控制。由于狀態(tài)模型與測量模型均呈現(xiàn)干擾項，故選用干擾觀測器，優(yōu)選擴張狀態(tài)觀測器(ESO)提高控制精度及收斂速度。最終控制探測器精確到達預定開傘點。2、本專利技術公開的一種基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制方法，采用干擾觀測器，提高制導算法的精度及誤差收斂速度。附圖說明圖1為基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制方法的流程圖；圖2為具體實施例中僅采用有限時間控制器的跟蹤制導方法時，探測器在著陸點固連坐標系下的狀態(tài)誤差曲線；其中，圖2a為探測器經(jīng)度θ誤差曲線、圖2b為探測器緯度φ誤差曲線、圖2c為探測器到火星球心距離r誤差曲線、圖2d為探測器水平速度V誤差曲線、圖2e為探測器飛行路徑角γ誤差曲線、圖2f為探測器航向角ψ誤差曲線；圖3為具體實施例中采用基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制方法時，探測器在火星慣性坐標系下的狀態(tài)誤差曲線；其中，圖3a為探測器經(jīng)度θ誤差曲線、圖3b為探測器緯度φ誤差曲線、圖3c為探測器到火星球心距離r誤差曲線、圖3d為探測器水平速度V誤差曲線、圖3e為探測器飛行路徑角γ誤差曲線、圖3f為探測器航向角ψ誤差曲線。具體實施方式為了更好的說明本專利技術的目的和優(yōu)點，下面結合附圖和實施例對
技術實現(xiàn)思路
做進一步說明。本實施例針對火星大氣進入段基于干擾觀測器的有限時間控制方案，考慮探測器狀態(tài)模型與測量模型均呈現(xiàn)干擾項，故選用干擾觀測器，優(yōu)選擴張狀態(tài)觀測器(ES本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術保護點】
1.基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制方法，其特征在于：包括如下步驟：步驟1：建立行星著陸探測器的動力學模型；行星體為一個相對于行星慣性坐標系繞自轉(zhuǎn)軸做等速旋轉(zhuǎn)的標準圓球，且行星大氣是均勻的；行星大氣進入段長時間保持超音速飛行，而且高度變化劇烈，因此，在實際的行星探測器大氣進入過程中，必須考慮行星自轉(zhuǎn)因素的影響；同時考慮在有外部擾動的情況下，行星探測器進入制導算法設計，建立三自由度的行星探測器動力學模型：

【技術特征摘要】
1.基于干擾觀測器的行星著陸有限時間控制方法，其特征在于：包括如下步驟：步驟1：建立行星著陸探測器的動力學模型；行星體為一個相對于行星慣性坐標系繞自轉(zhuǎn)軸做等速旋轉(zhuǎn)的標準圓球，且行星大氣是均勻的；行星大氣進入段長時間保持超音速飛行，而且高度變化劇烈，因此，在實際的行星探測器大氣進入過程中，必須考慮行星自轉(zhuǎn)因素的影響；同時考慮在有外部擾動的情況下，行星探測器進入制導算法設計，建立三自由度的行星探測器動力學模型：其中，θ為探測器的經(jīng)度，φ為探測器的緯度，r為探測器到行星球心的距離，V為探測器的速度，γ為探測器的飛行路徑角，ψ為探測器的航向角且ψ＝0時表示探測器指向東，σ為探測器的傾側角；L和D為探測器的升力和阻力加速度，定義為：其中阻力和升力系數(shù)為CD和CL為馬赫數(shù)的函數(shù)，S為探測器的參考面積，m為探測器的質(zhì)量，ρ為行星大氣密度；行星引力場模型為其中μM為行星引力常數(shù)；此外，公式(1)中Cγ和Cψ是由行星自轉(zhuǎn)引起的科氏加速度，定義為其中ωp為行星自轉(zhuǎn)角速率；本發(fā)明中期望的行星探測器動力學模型，定義為:其中，θd為期望的探測器經(jīng)度，φd為期望的探測器緯度，rd為期望的探測器到行星球心的距離，Vd為期望的探測器速度，γd為期望的探測器飛行路徑角，ψd為期望的探測器航向角；步驟2：建立行星進入段軌跡跟蹤控制模型；基于行星探測器動力學模型，考慮行星大氣進入段探測器系統(tǒng)在包含大氣密度不確定情況下，行星大氣進入段軌跡跟蹤控制問題；其中，具體的大氣密度不確定為以下形式：ρ＝ρ0+Δρ，其中ρ0表示標稱的行星大氣密度，Δρ表示未知的行星大氣密度不確定；氣動參數(shù)不確定L/D＝(L/D)0+Δ(L/D)；其中，(L/D)0為標稱的行星探測器升阻比，Δ(L/D)＝Δ(CL/CD)；則可得CL＝CL0+CD0*(Δ(L/...

【專利技術屬性】
技術研發(fā)人員：戴娟，崔平遠，于正湜，高艾，朱圣英，
申請(專利權)人：北京理工大學，
類型：發(fā)明
國別省市：北京,11