一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法与流程

本发明涉及一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，属于航天器制导控制技术领域。

背景技术：

地外天体软着陆过程需要使用变推力发动机来满足复杂的制导律在不同阶段对不同推力的需求。当探测器规模较大时，针对特定任务研制单一的大推力的变推力发动机难度很大，因此，从工程实用角度出发，采用多台较小的、成熟的变推力发动机同向并联安装，一起提供制导所需要的推力，不失为一种有效的解决方案。

当多台发动机同时工作时，通常是同步调整各个发动机的推力，然而由于各个发动机的推力偏差并不一致，再加上安装偏差和探测器质心的偏差，不可避免产生干扰力矩，这时的常规方法是设计独立的姿控系统或燃气舵来产生姿态控制力矩，抵消多台并联发动机同步工作时的干扰，因此增加了系统的复杂性和成本。

考虑到变推力发动机具有变推力能力，当异步控制各台发动机，使得不同位置上的发动机工作在不同推力状态下，从而主动产生力矩，并将其用于姿态控制是一种更为经济的控制方案。同时，各台发动机输出推力的总和还要满足制导推力的需求，从而形成姿轨一体的控制方案。

目前，国内外尚未出现在软着陆过程中采用并联变推力发动机，通过调节各发动机推力来实现姿轨一体控制的技术方案。其中的难点在于各个发动机推力的指令计算，其输出必须满足指令力和力矩的方程，同时还需要在发动机推力变化范围内。这是一个非线性规划问题，需要数值计算。对于需要快速解算的探测器控制来说，实时性比较难以满足要求。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，包括如下步骤：s1、根据发动机组总的变推力能力范围，对制导指令推力进行限幅，然后利用限幅后的制导指令推力计算每台发动机指令推力的最小范数解，并作为每台发动机的标称指令推力；s2、根据指令力矩，确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量；s3、根据s1中所述的每台发动机的标称指令推力，和，s2中所述的每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量，确定每台发动机的推力指令。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，包括如下步骤：

s1、根据发动机组总的变推力能力范围，对制导指令推力进行限幅，然后利用限幅后的制导指令推力计算每台发动机指令推力的最小范数解，并作为每台发动机的标称指令推力；

s2、根据指令力矩，确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量；

s3、根据s1中所述的每台发动机的标称指令推力，和，s2中所述的每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量，确定每台发动机的推力指令。

上述基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，优选的，所述变推力发动机均沿航天器的x轴安装。

上述基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，优选的，s1中，对制导指令推力进行限幅的方法为：首先在制导指令推力和预设的最小指令推力中选择最大值，然后在选出的最大值与预设的最大指令推力中选择最小值，作为限幅后的指令推力。

上述基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，优选的，s2中，在确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量过程中，首先计算每台发动机在标称指令推力基础上的理想推力调节量，并合成得到理想指令推力，然后将理想指令推力与相应发动机的实际可用推力区间相比较，根据比较结果，对每台发动机在标称指令推力基础上的理想推力调节量进行修正，获得每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量。

上述基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，优选的，在理想指令推力与相应发动机的实际可用推力区间的比较过程中，如果理想指令推力超过相应发动机的实际可用输出推力区间，则求解出所有发动机实际可用推力区间与需求的理想推力调节量的比值中的最小值，并用该最小值作为系数修正每台发动机在标称指令推力基础上的推力调整量，作为每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量。

上述基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，优选的，多台变推力发动机采用异步工作模式。

一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制系统，包括标称指令推力计算模块、最终调节量计算模块、发动机推力指令确定模块；

所述标称指令推力计算模块用于根据发动机组总的变推力能力范围，对制导指令推力进行限幅，然后利用限幅后的制导指令推力计算每台发动机指令推力的最小范数解，作为每台发动机的标称指令推力；

所述最终调节量计算模块用于根据指令力矩，确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量；

所述发动机推力指令确定模块用于根据每台发动机的标称指令推力和每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量，确定每台发动机的推力指令。

上述基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制系统，优选的，所述标称指令推力计算模块对制导指令推力进行限幅的方法为：首先在制导指令推力和预设的最小指令推力中选择最大值，然后在选出的最大值与预设的最大指令推力中选择最小值，作为限幅后的指令推力。

上述基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制系统，优选的，所述最终调节量计算模块在确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量过程中，首先计算每台发动机在标称指令推力基础上的理想推力调节量，并合成得到理想指令推力，然后将理想指令推力与相应发动机的实际可用推力区间相比较，根据比较结果，对每台发动机在标称指令推力基础上的理想推力调节量进行修正，获得每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量。

上述基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制系统，优选的，在理想指令推力与相应发动机的实际可用推力区间的比较过程中，如果理想指令推力超过相应发动机的实际可用输出推力区间，则求解出所有发动机实际可用推力区间与需求的理想推力调节量的比值中的最小值，并用该最小值作为系数修正每台发动机在标称指令推力基础上的推力调整量，作为每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)软着陆利用多台并联变推力发动机异步工作使得发动机组产生的总推力和力矩同时兼顾制导和姿控要求，不需要单独的姿控推力器或其他姿态控制执行机构，系统简单。

(2)本发明方法制导律解算和姿态控制解算分开进行，不耦合在一起，不需要额外的计算负担。

(3)本发明方法对于发动机指令推力分配，采用先无约束分配，再进行有约束调节的方式，避免直接采用非线性规划算法带来的计算负担，便于在线运行。

(4)在各发动机指令推力分配上，对于指令力和力矩超过推进系统能力的情况，本发明的算法保证并联发动机输出的总推力与制导要求匹配，总力矩相比姿控要求有所减小，但方向相同，使得姿态控制仍能在一定程度上得到满足。

附图说明

图1本发明方法的步骤流程图。

图2本发明实施例并联发动机布局示意图。

图3本发明实施例下降过程并联变推力发动机异步推力控制指令。

图4本发明实施例下降过程并联变推力发动机异步推力增量控制指令。

图5本发明实施例下降过程飞行轨迹。

图6本发明实施例下降过程姿态偏差。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，所述变推力发动机均沿航天器的x轴安装，多台变推力发动机采用异步工作模式，包括如下步骤：

s1、根据发动机组总的变推力能力范围，对制导指令推力进行限幅，然后利用限幅后的制导指令推力计算每台发动机指令推力的最小范数解，并作为每台发动机的标称指令推力；

s2、根据指令力矩，确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量；

s3、根据s1中所述的每台发动机的标称指令推力，和，s2中所述的每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量，确定每台发动机的推力指令。

s1中，对制导指令推力进行限幅的方法为：首先在制导指令推力和预设的最小指令推力中选择最大值，然后在选出的最大值与预设的最大指令推力中选择最小值，作为限幅后的指令推力。

s2中，在确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量过程中，首先计算每台发动机在标称指令推力基础上的理想推力调节量，并合成得到理想指令推力，然后将理想指令推力与相应发动机的实际可用推力区间相比较，根据比较结果，对每台发动机在标称指令推力基础上的理想推力调节量进行修正，获得每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量。

在理想指令推力与相应发动机的实际可用推力区间的比较过程中，如果理想指令推力超过相应发动机的实际可用输出推力区间，则求解出所有发动机实际可用推力区间与需求的理想推力调节量的比值中的最小值，并用该最小值作为系数修正每台发动机在标称指令推力基础上的推力调整量，作为每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量。

一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制系统，包括标称指令推力计算模块、最终调节量计算模块、发动机推力指令确定模块；

所述标称指令推力计算模块用于根据发动机组总的变推力能力范围，对制导指令推力进行限幅，然后利用限幅后的制导指令推力计算每台发动机指令推力的最小范数解，作为每台发动机的标称指令推力；

所述最终调节量计算模块用于根据指令力矩，确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量；

所述发动机推力指令确定模块用于根据每台发动机的标称指令推力和每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量，确定每台发动机的推力指令。

所述标称指令推力计算模块对制导指令推力进行限幅的方法为：首先在制导指令推力和预设的最小指令推力中选择最大值，然后在选出的最大值与预设的最大指令推力中选择最小值，作为限幅后的指令推力。

所述最终调节量计算模块在确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量过程中，首先计算每台发动机在标称指令推力基础上的理想推力调节量，并合成得到理想指令推力，然后将理想指令推力与相应发动机的实际可用推力区间相比较，根据比较结果，对每台发动机在标称指令推力基础上的理想推力调节量进行修正，获得每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量。

在理想指令推力与相应发动机的实际可用推力区间的比较过程中，如果理想指令推力超过相应发动机的实际可用输出推力区间，则求解出所有发动机实际可用推力区间与需求的理想推力调节量的比值中的最小值，并用该最小值作为系数修正每台发动机在标称指令推力基础上的推力调整量，作为每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量。

实施例：

一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，如图1所示，本发明包括制导推力限幅和标称推力求解、姿控推力调节量计算、单台发动机推力指令合成三个步骤。

如图2所示，假设航天器底部安装有n台发动机(图2中n＝8)，全部纵向安装(沿x轴)。n台发动机在着陆器本体系的安装位置分别为l1、l2、…、ln，推力作用方向分别为p1、p2、…、pn，每台发动机的输出的推力大小为f1、f2、…、fn；xi、yi、zi为第i台发动机的坐标，i为序数。

每台发动机安装位置可以用坐标描述，即

li＝[xiyizi]^t,i＝1,…,n

发动机推力方向也可以用坐标描述为：

pi＝[100]^t,i＝1,…,n

设第i台发动机的实际推力为fi，那么n台发动机合成的总推力ftotal为

其中，fx是ftotal在x轴的分量。

n台发动机合成的总力矩mtotal为

其中，my和mz是mtotal在y、z轴的分量。

1)制导推力限幅和标称推力求解

假设制导输出沿x轴的指令推力为fx,cmd，那么首先必须对指令推力进行限制，保证它在预先设定的最小指令推力fx,cmd_min和最大指令推力fx,cmd_max之间。这两个值根据航天器飞行过程最大推力包络设计，一般fx,cmd_min要大于n台发动机最小推力的总和nfmin(fmin是单台发动机的最小推力)，fx,cmd_max要小于n台发动机最大推力的总和nfmax(fmax是单台发动机的最大推力)。

限幅方法为：

f′x,cmd＝max(fx,cmd,fx,cmd_min)

f″x,cmd＝min(f′x,cmd,fx,cmd_max)

上式中函数max()表示取大，min()表示取小。由上述限幅方法可知，首先在指令推力fx,cmd和fx,cmd_min中选择最大值，然后在选出的最大值与fx,cmd_max中选择最小值，作为确定限幅后的指令推力f″x,cmd。

然后，在不考虑姿控需求时，计算每台变推力发动机的标称指令推力具体如下：

取(1)式的第一行和(2)式的第2、3行，可以得到如下关系

它表示n台发动机输出能够合成的推力和力矩取值空间。

令矩阵

并且令

c＝a^t(aa^t)^-1＝[cfcm]

cf是c的第一列，cm是c的第2～3列，则可如下计算n台发动机无约束标定指令推力矢量

第i台发动机的标称指令推力是的第i元，即

2)姿控推力调节量计算

假设姿控在y、z轴上的指令力矩分别为my,cmd和mz,cmd(根据式(2)已知，发动机合力矩的x分量为0，这是因为并联变推力发动机推力方向均沿x轴，所以这些发动机不能产生绕x轴的控制力矩)，并记指令力矩：

则根据指令力矩myz,cmd可以算出每台变推力发动机指令推力需要在标称指令推力基础上的理想调节量δfi,cmd,i＝1,…,n

δfcmd＝cmmyz,cmd

其中，δfcmd是由δfi,cmd构成的列向量，即

δfcmd＝[δf1,cmd…δfi,cmd…δfn,cmd]^t

这样就可以得到每台发动机的理想指令推力

经上述步骤计算的各台发动机的理想指令推力fi,cmd，形成的合力和合力矩能够与指令力f″x,cmd和指令力矩my,cmd、mz,cmd相等，即满足下式(3)

fi,cmd就是式(3)的最小范数解，它是式(3)解空间中的一个特解。

但是理想指令推力可能会超过发动机的推力可行范围，因此接下来还必须对这些指令推力进行调节，使得每台发动机的输出均在最小推力fmin和最大推力fmax之间。为了避免出现在所有解空间中搜索可行解会产生较大计算量的问题，本发明对指令推力的调节只围绕理想指令推力来进行。

对每个发动机计算理想指令推力超出实际可用推力区间的推力量：

a.若fi,cmd<fmin，超出可用区间的推力为δfi＝fi,cmd-fmin；否则转入b；

b.若fi,cmd>fmax，超出可用区间的推力为δfi＝fi,cmd-fmax；否则转入c；

c.超出可用区间的推力为δfi＝0。

于是每台发动机实际可用推力区间与需求的理想推力调节量的比值为显然按以上步骤计算的ki是大于0小于或等于1的数。ki等于1时，表明对该发动机的理想指令推力在实际可用区间内；小于1时表示，对该发动机的理想指令推力不在实际可用区间内，ki越小超出可用区间范围越多

如果所有的ki，i＝1,…,n，均等于1，则表示所有发动机都可以在推力可用区间内找到一个合适的推力，使得合成的力和力矩与指令力和力矩相等；如果至少有1个ki小于1，i＝1,…,n，则意味着不能同时在所有发动机的推力可用区间内都找到合适的推力使得合成的推力和力矩同时满足指令力和力矩的要求。对后一种情况，本发明的策略为放松姿控指令力矩约束，新的要求为发动机合成力矩与姿控指令力矩方向相同，模值差距最小。方法如下：

找到ki,i＝1,…,n中的最小值，记为kmin，即

kmin＝min(k1,k2,…,kn)

将标称指令推力基础上的推力调节量δfi,cmd乘以kmin，重新分配单台发动机的姿控推力调节量为：

δf′cmd＝kmincmmyz,cmd

则单台发动机修正后的姿控推力最终调节量δf′i,cmd是δf′cmd的第i元。

3)单台发动机推力指令合成

将标称指令推力与修正后的单台发动机的姿控推力调节量δf′i,cmd相加可以得到输出的推力指令：

如果发动机采用步进控制方式，且当前的实际输出推力为fi，i＝1,…,n，则可以计算出对第i台发动机的指令推力增量δf′i,cmd：

δf′i,cmd＝f′i,cmd-fi,i＝1,…,n

仿真分析

以月球软着陆过程为例，假设着陆器并联安装有四台变推力发动机且均匀分布，单台最大推力7500n，最小推力1500n。使用这四台发动机异步工作完成下降轨迹和姿态控制。仿真过程每台发动机的指令推力和指令推力增量分别如图3和图4所示。下降过程飞行轨迹和姿态偏差分别如图5和6所示。可见4台发动机的输出推力变化趋势基本一致。在170s左右时，由于制导的需求，目标姿态方向发生了变化，姿态偏差出现。这时几台发动机输出推力产生了差异，形成了控制力矩，并将姿态控制到位，消除了偏差。仿真表明利用该方法能够同时完成姿态和轨迹控制，本发明方法实用、有效，实时性好。