火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)包括有姿態(tài)控制系統(tǒng)、復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)、著陸器動力學(xué)和運動學(xué)模型；其中，姿態(tài)控制系統(tǒng)包括有姿態(tài)控制器和控制分配；其中，復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)包括有RCS和MM。在考慮多種環(huán)境干擾因素情況下，建立基于RCS/MM的著陸器復(fù)合動力學(xué)模型；根據(jù)著陸器系統(tǒng)姿態(tài)誤差產(chǎn)生控制系統(tǒng)所需要的控制力矩；控制分配則將總的控制力矩單獨分配到兩個執(zhí)行機構(gòu)，產(chǎn)生控制指令；RCS/MM系統(tǒng)根據(jù)各自的輸入指令產(chǎn)生實際的控制力矩，調(diào)整著陸器姿態(tài)。本發(fā)明可有效降低著陸器系統(tǒng)燃料消耗，具有較強的機動性能，能夠產(chǎn)生連續(xù)的控制力矩，改善著陸器的姿態(tài)控制精度和控制余度，為火星的精確著陸提供保障。
【專利說明】火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種火星著陸器的姿態(tài)控制系統(tǒng)，更特別地說，是指一種基于RCS和MM復(fù)合的火星著陸器噴氣反作用和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002]火星是距離地球較近的行星之一，其自然環(huán)境與地球相似，將火星探測作為深空探測的一部分，對進(jìn)一步了解地球、火星的演化過程具有重要意義。
[0003]2010年5月第31卷第3期《宇航學(xué)報》中公開了名稱為:火星EDL導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制技術(shù)綜述與展望。文獻(xiàn)中指出要實現(xiàn)著陸器在火星表面的精確著陸，著陸器必須經(jīng)歷進(jìn)入、下降和著陸三個過程。該文獻(xiàn)中的圖2公開了著陸器自主障礙檢測與規(guī)避體系結(jié)構(gòu)，從圖中可以看出高精度制導(dǎo)與控制是著陸任務(wù)成功實施的前提和保障，為實現(xiàn)著陸器在火星表面的精確著陸，必須為著陸器設(shè)計高精度的制導(dǎo)系統(tǒng)，而著陸器的姿態(tài)控制是高精度制導(dǎo)系統(tǒng)所要解決的核心關(guān)鍵技術(shù)之一。
[0004]在目前的深空探測研究和實踐中，大都采用噴氣反作用控制系統(tǒng)(ReactionControl System，RCS)產(chǎn)生著陸器姿態(tài)控制所需的控制力矩。雖然RCS控制簡單，具有較強的姿態(tài)控制能力，但其工作受著陸器所攜帶燃料的限制，而且液體燃料的過度消耗還會引起液體晃動及RCS的脈沖工作模式，直接影響著陸器姿態(tài)的控制控制精度，最終會影響著陸精度。
[0005]變質(zhì)心(Moving Mass,MM)控制(即質(zhì)量矩控制)則將質(zhì)量滑塊安裝在著陸器內(nèi)部，通過質(zhì)量滑塊的移動改變著陸器的質(zhì)心，可以產(chǎn)生連續(xù)控制力矩，不存在燒蝕問題，結(jié)構(gòu)簡單。然而，僅依靠麗不能產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)控制力矩，在大氣稀薄時，無法實現(xiàn)較大幅度的姿態(tài)機動。
[0006]姿態(tài)控制系統(tǒng)精度也取決于執(zhí)行機構(gòu)的輸出力矩精度和控制器所能達(dá)到的控制精度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]為此，本發(fā)明綜合考慮兩類執(zhí)行機構(gòu)的特點，采用RCS和麗復(fù)合控制模式，實現(xiàn)對火星著陸器姿態(tài)的高精度控制。
[0008]本發(fā)明設(shè)計的一種火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)至少包括有姿態(tài)控制器、著陸器系統(tǒng)動力學(xué)模型和執(zhí)行機構(gòu)；
[0009]執(zhí)行機構(gòu)是指噴氣反作用控制系統(tǒng)RCS和變質(zhì)心MM的復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)(2);所述變質(zhì)心MM中包括有第一質(zhì)量滑塊P和第二質(zhì)量滑塊q ;第一質(zhì)量滑塊P安裝在著陸器的本體體坐標(biāo)系Ob-XbYbZb的Yb軸上，且第一質(zhì)量滑塊P可以沿Yb軸往復(fù)運動；第二質(zhì)量滑塊q安裝在著陸器的本體體坐標(biāo)系Ob-XbYbZb的Zb軸上，且第二質(zhì)量滑塊q可以沿Zb軸往復(fù)運動；
[0010]在基于RSC與MM復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)下構(gòu)建了著陸器動力學(xué)和運動學(xué)模型(3)；
[0011]姿態(tài)控制系統(tǒng)(I)中的姿態(tài)控制模塊(11)根據(jù)接收到的姿態(tài)誤差I(lǐng)產(chǎn)生姿態(tài)控制所需的期望姿態(tài)控制力矩τd并輸出給控制分配模塊(12)中的控制力矩分配模塊
(121);控制力矩分配模塊(121)將所述的期望姿態(tài)控制力矩τd進(jìn)行分配處理后一方面輸出
RCS力矩指令τrd給RCS指令分解模塊(122)，另一方面輸出質(zhì)量滑塊力矩指令給τmd質(zhì)量滑
塊指令分解模塊(123) ；RCS指令分解模塊(122)對接收到的所述RCS力矩指令τrd進(jìn)行分
解處理，輸出RCS啟動指令PWMS給執(zhí)行機構(gòu)中的RCS系統(tǒng)；質(zhì)量滑塊指令分解模塊(123)
對接收到的所述質(zhì)量滑塊力矩指令τmd進(jìn)行分解處理，輸出MM的位置指令sp，s,給執(zhí)行機構(gòu)
中的MM系統(tǒng)；Sp表示第一質(zhì)量滑塊P的位置指令，Sq表示第二質(zhì)量滑塊q的位置指令；
[0012]復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)(2 )中的RCS依據(jù)PWMkcs指令產(chǎn)生控制力矩τr , MM依據(jù)sp，Sq指令
產(chǎn)生控制力矩τm,復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)(2)的力矩總和τ為作用于著陸器的復(fù)合控制力矩；
[0013]著陸器動力學(xué)和運動學(xué)模型(3)是在復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)(2)的力矩總和與環(huán)境因素產(chǎn)生的空氣干擾力矩Md共同作用下，改變火星著陸器姿態(tài)，進(jìn)而改變著陸器的著陸軌跡，
最終完成著陸器姿態(tài)和位置的解算。
[0014]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比優(yōu)點在于:
[0015]①充分考慮火星非球形攝動，太陽、地球等星體引力攝動，以及未建模動態(tài)不確定項，建立基于RCS/MM的火星著陸器復(fù)合動力學(xué)模型。
[0016]②設(shè)計的姿態(tài)控制系統(tǒng)可以對力矩不確定項進(jìn)行準(zhǔn)確估計并補償，實現(xiàn)對著陸器期望姿態(tài)的準(zhǔn)確跟蹤。
[0017]③力矩分配采用MM輸出最大力矩原則,有效降低著陸器系統(tǒng)的燃料消耗。
[0018]④RCS/MM復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)配合工作，可以產(chǎn)生連續(xù)的控制力矩，改善著陸器的姿態(tài)控制精度和控制余度。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0019]圖1是傳統(tǒng)火星EDL導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)框圖。
[0020]圖2是本發(fā)明火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)框圖。
[0021]圖3是本發(fā)明火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)的控制分配結(jié)構(gòu)框圖。
[0022]圖3A是本發(fā)明的控制力矩分配模塊的流程圖。
[0023]圖4是坐標(biāo)系關(guān)系不意圖。
[0024]
【權(quán)利要求】
1.一種火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)，火星著陸器至少包括有姿態(tài)控制器、著陸器系統(tǒng)動力學(xué)模型和執(zhí)行機構(gòu)；其特征在于: 執(zhí)行機構(gòu)是指噴氣反作用控制系統(tǒng)RCS和變質(zhì)心MM的復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)(2);所述變質(zhì)心MM中包括有第一質(zhì)量滑塊P和第二質(zhì)量滑塊q ;第一質(zhì)量滑塊P安裝在著陸器的本體體坐標(biāo)系Ob-XbYbZb的Yb軸上，且第一質(zhì)量滑塊P可以沿Yb軸往復(fù)運動；第二質(zhì)量滑塊q安裝在著陸器的本體體坐標(biāo)系Ob-XbYbZb的Zb軸上，且第二質(zhì)量滑塊q可以沿Zb軸往復(fù)運動；在基于RSC與MM復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)下構(gòu)建了著陸器動力學(xué)和運動學(xué)模型(3)； 姿態(tài)控制系統(tǒng)(I)中的姿態(tài)控制模塊(11)根據(jù)接收到的姿態(tài)誤差I(lǐng)e產(chǎn)生姿態(tài)控制所需的期望姿態(tài)控制力矩％ ,并輸出給控制分配模塊(12)中的控制力矩分配模塊(121);控制力矩分配模塊(121)將所述的期望姿態(tài)控制力矩^進(jìn)行分配處理后一方面輸出RCS力矩指令匕I給RCS指令分解模塊(122)，另一方面輸出質(zhì)量滑塊力矩指令Fmd給質(zhì)量滑塊指令分解模塊(123) ；RCS指令分解模塊(122)對接收到的所述RCS力矩指令進(jìn)行分解處理,輸出RCS啟動指令PWMks給執(zhí)行機構(gòu)中的RCS系統(tǒng)；質(zhì)量滑塊指令分解模塊(123)對接收到的所述質(zhì)量滑塊力矩指令> 進(jìn)行分解處理，輸出MM的位置指令sp，sq給執(zhí)行機構(gòu)中的MM系統(tǒng)；Sp表示第一質(zhì)量滑塊P的位置指令，Sq表示第二質(zhì)量滑塊q的位置指令； 復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)(2)中的RCS依據(jù)PWMkcs指令產(chǎn)生控制力矩? MM依據(jù)sp，sq指令產(chǎn)生控制力矩乙》復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)(2)的力矩總和t為作用于著陸器的復(fù)合控制力矩； 著陸器動力學(xué)和運動學(xué)模型(3)是在復(fù)合執(zhí)行機構(gòu)(2)的力矩總和F與環(huán)境因素產(chǎn)生的空氣干擾力矩共同作用下，改變火星著陸器姿態(tài)，進(jìn)而改變著陸器的著陸軌跡，最終完成著陸器姿態(tài)和位置的解算。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)，其特征在于:所述變質(zhì)心MM中的兩個質(zhì)量滑塊分別沿火星著陸器的俯仰軸和偏航軸安裝，且兩個質(zhì)量塊沿安裝軸作往復(fù)運動。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)，其特征在于:基于RCS與麗的著陸器平動動力學(xué)模型為

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)，其特征在于:基于RCS與麗的著陸器轉(zhuǎn)動動力學(xué)模型為
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)，其特征在于:姿態(tài)控制模塊(11)中力矩不確定項估計模型為
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)，其特征在于:姿態(tài)控制模塊(11)中控制力矩模型為
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的火星著陸器噴氣推力器和質(zhì)量矩復(fù)合控制系統(tǒng)，其特征在于:假定質(zhì)量滑塊當(dāng)前產(chǎn)生最大力矩為& ?控制分配模塊(121)的分配過程為:當(dāng)MM滿足偏航通道力矩需求時,姿態(tài)控制力矩τ dy全部分配給MM，g卩τ_= T dy和= O ;當(dāng)MM無法滿足偏航通道力矩需求時，MM工作在最大力矩輸出狀態(tài)，此時輸出力矩為 τ mdy = T my 和 T rdy = T dy_ T mdy ;當(dāng)MM滿足俯仰通道力矩需求時,姿態(tài)控制力矩τ dz全部分配給MM，g卩Tmdz= τ dz和Triz = O ;當(dāng)MM無法滿足俯仰通道力矩需求時，MM工作在最大力矩輸出狀態(tài)，此時輸出力失巨為 T mdz = T mz 和 T rdz = T dz~ ? mdz ; 此外，著陸器滾動通道由RCS進(jìn)行控制，即Trix= Tdx;最終，RCS得到力矩指令為
【文檔編號】G05D1/10GK103869823SQ201410138869
【公開日】2014年6月18日 申請日期:2014年4月8日 優(yōu)先權(quán)日:2013年7月12日
【發(fā)明者】吳忠, 王振, 郭雷 申請人:北京航空航天大學(xué)