火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，该系统包括有姿态控制系统、复合执行机构、着陆器动力学和运动学模型；其中，姿态控制系统包括有姿态控制器和控制分配；其中，复合执行机构包括有RCS和SGCMG。在考虑多种环境干扰因素情况下，建立基于RCS/SGCMG的着陆器复合动力学模型；根据着陆器系统姿态误差产生控制系统所需要的控制力矩；控制分配则将总的控制力矩单独分配到两个执行机构，产生控制指令；RCS/SGCMG系统根据各自的输入指令产生实际的控制力矩，调整着陆器姿态。本发明可有效降低着陆器系统燃料消耗，具有较强的机动性能，能够产生连续的控制力矩，改善着陆器的姿态控制精度和控制余度，为火星的精确着陆提供保障。
【专利说明】火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种火星着陆器的姿态控制系统，更特别地说，是指一种基于RCS和SGCMG复合执行机构的火星着陆器复合控制系统。
【背景技术】
[0002]火星是距离地球较近的行星之一，其自然环境与地球相似，将火星探测作为深空探测的一部分，对进一步了解地球、火星的演化过程具有重要意义。
[0003]2010年5月第31卷第3期《宇航学报》中公开了名称为:火星EDL导航、制导与控制技术综述与展望。文献中指出要实现着陆器在火星表面的精确着陆，着陆器必须经历进入、下降和着陆(Entry、Descent、Landing, EDL)三个过程。该文献中的图2公开了着陆器自主障碍检测与规避体系结构，从图中可以看出高精度制导与控制是着陆任务成功实施的前提和保障，为实现着陆器在火星表面的精确着陆，必须为着陆器设计高精度的制导系统，而着陆器的姿态控制是高精度制导系统所要解决的核心关键技术之一。
[0004]在目前的深空探测研究和实践中，大都采用喷气反作用控制系统(ReactionControl System，RCS)产生着陆器姿态控制所需的控制力矩。虽RCS控制简单，具有较强的姿态控制能力，但其工作受着陆器所携带燃料的限制，而且液体燃料的过度消耗还会引起液体晃动及RCS的脉冲工作模式，直接影响着陆器姿态的控制控制精度，最终会影响着陆精度。
[0005]单框架控制力矩陀螺(SingleGimbal Control Moment Gyroscope,SGCMG)控制则将SGCMG安装在着陆器内部，不依赖于外部大气环境，利用自身较小的框架运动即可输出较大的连续控制力矩，不存在烧蚀问题，易于气动布局和热防护的优化设计，结构简单。然而，SGCMG是一种角动量交换装置，角动量长时间持续积累可能会发生饱和问题，需要借助其它执行机构卸载。
[0006]姿态控制系统精度也取决于执行机构的输出力矩精度和控制器所能达到的控制精度。
【发明内容】
[0007]为此，本发明综合考虑两类执行机构的特点，采用RCS和SGCMG复合控制模式，实现对着陆器姿态的高精度控制。
[0008]本发明的目的是:提供一种基于RCS/SGCMG复合执行机构的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，该控制系统通过引入SGCMG执行机构，实现着陆器RCS和SGCMG的复合控制，不但可以有效降低着陆器系统的燃料消耗，而且还可以产生连续的控制力矩，改善着陆器的姿态控制精度和控制余度，为火星的精确着陆提供保障。
[0009]本发明的一种火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，火星着陆器至少包括有姿态控制器、着陆器系统动力学模型和执行机构；其特征在于:
[0010]执行机构是指喷气反作用控制系统RCS和单框架控制力矩陀螺SGCMG的组合的复合执行机构；
[0011]在基于RSC与SGCMG复合执行机构下构建了着陆器动力学和运动学模型(3)；
[0012]姿态控制系统(I)中的姿态控制模块(11)根据接收到的姿态误差无产生姿态控制所需的期望姿态控制力矩乙，并输出给控制分配模块(12)中的控制力矩分配模块(121);控制力矩分配模块(121)将所述的期望姿态控制力矩乙进行分配处理后一方面输出RCS力矩指令f /给RCS指令分解模块(122)，另一方面输出SGCMG力矩指令卜给质量滑块指令
分解模块(123) ；RCS指令分解模块(122)对接收到的所述RCS力矩指令进行分解处理，输出RCS启动指令PWMKes给执行机构中的RCS系统；SGCMG指令分解模块(123)对接收到的所述SGCMG力矩指令Fw进行分解处理，输出SGCMG的框架角速度指令&给执行机构中的SGCMG系统；
[0013]复合执行机构(2)中的RCS依据PWMks指令产生控制力矩t，SGCMG依据框架角
速度指令t指令产生控制力矩，复合执行机构(2)的力矩总和f为作用于着陆器的复合控制力矩；
[0014]着陆器动力学和运动学模型(3)是在复合执行机构(2)的力矩总和I与空气干扰力矩共同作用下，改变火星着陆器姿态，进而改变着陆器的着陆轨迹，最终完成着陆器姿态和位置的解算。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]图1是传统火星EDL导航、制导与控制系统的结构框图。
[0016]图2是本发明基于RCS和SGCMG的火星着陆器复合控制系统的结构框图。
[0017]图3是本发明基于RCS和SGCMG的火星着陆器复合控制系统的控制分配的结构框图。
[0018]图4是火星着陆器关联的坐标系关系不意图。
[0019]图4A是SGCMG框架坐标系示意图。
[0020]
【权利要求】
1.一种火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，火星着陆器至少包括有姿态控制器、着陆器系统动力学模型和执行机构；其特征在于: 执行机构是指喷气反作用控制系统RCS和单框架控制力矩陀螺SGCMG的组合的复合执行机构； 在基于RSC与SGCMG复合执行机构下构建了着陆器动力学和运动学模型(3)； 姿态控制系统(I)中的姿态控制模块(11)根据接收到的姿态误差Ie产生姿态控制所需的期望姿态控制力矩乙，并输出给控制分配模块(12)中的控制力矩分配模块(121);控制力矩分配模块(121)将所述的期望姿态控制力矩乙进行分配处理后一方面输出RCS力矩指令frf给RCS指令分解模块(122)，另一方面输出SGCMG力矩指令给质量滑块指令分解模块(123) ；RCS指令分解模块(122)对接收到的所述RCS力矩指令进行分解处理，输出RCS启动指令PWMks给执行机构中的RCS系统；SGCMG指令分解模块(123)对接收到的所述SGCMG力矩指令&^进行分解处理，输出SGCMG的框架角速度指令％给执行机构中的SGCMG系统； 复合执行机构(2)中的RCS依据PWMks指令产生控制力矩F SGCMG依据框架角速度指令t指令产生控制力矩$，复合执行机构(2)的力矩总和f为作用于着陆器的复合控制力矩； 着陆器动力学和运动学模型(3)是在复合执行机构(2)的力矩总和F与空气干扰力矩共同作用下，改变火星着陆器姿态，进而改变着陆器的着陆轨迹，最终完成着陆器姿态和位置的解算。
2.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于:基于RCS和SGCMG的火星着陆器平动动力学模型为:
3.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于:基于RCS和SGCMG的火星着陆器转动动力学模型为
4.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于:姿态控制模块(11)中的力矩不确定项估计模型为
5.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于:姿态控制模块(11)中的转动惯量估计模型为
6.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于:姿态控制模块(11)中的控制力矩模型为
7.根据权利要求1所述的火星着陆器喷气推力器和控制力矩陀螺复合控制系统，其特征在于:所述控制力矩分配模块(121)中的力矩分配原则为:当SGCMG角动量不饱和时，以SGCMG为主产生连续控制力矩；当SGCMG角动量饱和时，由RCS提供卸载力矩，在完成姿态控制的同时，辅助SGCMG脱离饱和状态。
【文档编号】B64G1/16GK103863578SQ201410139287
【公开日】2014年6月18日 申请日期:2014年4月8日 优先权日:2013年7月12日
【发明者】吴忠, 王振, 郭雷 申请人:北京航空航天大学