一种转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法
【专利摘要】本发明涉及一种转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法；首先，搭建转动惯量不确定的火星着陆器姿态运动学与动力学模型；其次，针对火星着陆器的转动惯量不确定带来的影响，设计自适应控制器对转动惯量不确定进行估计；再次，利用非线性干扰观测器估计阵风对火星着陆器带来的干扰影响，进而将阵风估计值反馈到控制系统中进行前馈抵消；最后，将非线性干扰观测器、自适应控制器和保证系统姿态精度的滑模控制器进行复合，构造转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法。本发明具有强抗干扰性和强适应性的特点，相对于传统的火星着陆器姿态控制方法工程实用价值更高。
【专利说明】
一种转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法，针对在阵风 影响下火星着陆器存在转动惯量不确定的姿态控制问题，采用基于非线性干扰观测器与自 适应滑模控制相结合的思路，与传统的控制方法相比提高了火星着陆器的抗干扰以及适应 能力，提高了工程应用价值。
【背景技术】
[0002] 为探索宇宙起源、寻求生命迹象和认识客观世界，探测外太空是人类坚持不懈的 梦想。随着航天技术的不断成熟，经验的逐渐积累，人类对外太空探测的脚步已经从月球迈 向了火星。与月球探测类似，着陆器作为人类了解星球最直接的手段，对火星探测起到了至 关重要的作用。而火星着陆器能否按照科学任务的需要精确抵达目的地，直接影响着探测 任务的成败。高精度的着陆要求则对着陆器在飞行过程中的姿态控制提出了更高的要求。 早期的姿态控制方法主要采用线性化控制方法，通过对系统模型进行近似线性化，进而采 用经典控制论中的频率响应法、根轨迹法，线性控制理论中的极点配置、线性二次调节等方 法进行处理。由于姿态控制系统属于非线性控制系统，故而仅采用线性化模型进行控制律 的设计难以保证控制效果。后期许多学者将非线性系统控制方法引入到姿态控制中，取得 了较好的效果并得到了广泛应用。但是传统的姿态控制方法主要考虑姿态控制系统的精 度，忽略了火星着陆器在飞行过程中会面临的转动惯量不确定、阵风等来自系统内、外部对 着陆器姿态控制系统带来的干扰影响，导致无法保证多源干扰影响下着陆器的姿态控制精 度。火星着陆器姿态控制系统受到的多源干扰影响已经对传统的姿态控制方法提出了极大 挑战。
【发明内容】
[0003] 本发明的技术解决问题是:针对现有火星着陆器姿态控制方法的不足，提供一种 具有强抗干扰性、强适应性的转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法。
[0004] 本发明的技术解决方案为:一种转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方 法，其特征在于包括以下步骤:首先，搭建含有转动惯量不确定的火星着陆器姿态运动学与 动力学模型;其次，针对火星着陆器的转动惯量不确定带来的影响，设计自适应控制器对转 动惯量不确定进行估计;再次，利用非线性干扰观测器估计阵风对火星着陆器带来的干扰 影响，进而将阵风估计值反馈到控制系统中进行前馈抵消；最后，将非线性干扰观测器、自 适应控制器和保证系统姿态精度的滑模控制器进行复合，构造转动惯量不确定的火星着陆 器抗干扰姿态控制方法;具体步骤如下：
[0005] 第一步，搭建转动惯量不确定的火星着陆器的姿态运动学与动力学模型
[0006] 搭建含有转动惯量不确定的火星着陆器姿态运动学与动力学模型如下：
[0007]
[0008]
[0009]
[0010]
[0011]
[0012]其中，J表示火星着陆器在本体坐标系中的转动惯量，如24所示。C0e=[ coex, coey, ?ez]T表示火星着陆器三轴角速度跟踪误差，〇(3=[~，(％，^]7表示火星着陆器三轴修正罗 德里格参数(Modified Rodrigues Parameter，MRP)跟踪误差。ω<]=[ωχ，ωγ, ωζ]τ表示火 星着陆器三轴期望角速度。u=[Ux， Uy，Uz]T表示火星着陆器三轴控制输入。d=[dx，d y，dz]$ 示火星着陆器所受三轴阵风干扰力矩。
[0013]第二步，构造自适应控制器
[0014] 针对火星着陆器姿态运动学与动力学模型中的转动惯量不确定，构造自适应控制 器对转动惯量进行估计。
[0015] 首先定义线性算子L(x)，具体形式如下：
[0016]
[0017] 则有：
[0018] X7:Jx = L(x)9
[0019] 其中0 = [jn J12 J13 J22 J23 J33]TeR6为需要辨识的参数向量。
[0020] 转动惯量J的估计值为并将估计转动惯量的不确定转化为估计Θ的不确定，估计 值为#。
[0021 ] 设计自适应控制律如下：
[0022]
[0023]其中，k为大于0的标量，
[0024]
[0025]
[0026] 其中，W为辅助变量，FiGOHs为滑模面。
[0027]第三步，设计非线性干扰观测器
[0028]为了便于非线性干扰观测器的设计，将系统Σ ^ Σ 2转化为型如Σ η的非线性系统 模型：
[0029]
[0030] xeR6是状态向量，ueR6是控制输入，deR3是干扰力矩。其中，的)=%，
fT
[0033] h(x(t)) =x(t) 〇
[0034] 假设干扰模型如Σ12:
[0035]
[0036] ξ e r6X6，d e R3，干扰d持续施加在系统Σ η上。
[0037] 设计干扰观测器213:
[0038]
[0039] 其中，ZeR6x6是观测器的状态变量，p(x)eR6X6是设计的非线性函数。非线性干扰 观测器增益为Σ 14式：
[0040]
[0041] 第四步，将非线性干扰观测器、自适应控制器和保证系统姿态精度的滑模控制器 进行复合，构造转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法
[0042] 首先设计保证姿态精度的滑模控制器如下：
[0043] Σ i5：U2 = -GT(〇e)ksSgn(s)-GT(〇e)gs
[0044] 其中，ks和g为三维对角正定阵。
[0045] 其次构造复合控制器形式如下：
[0046]
[0047] 本发明与现有技术相比的优点在于:本发明的转动惯量不确定的火星着陆器抗干 扰姿态控制方法采用了抗干扰姿态控制方法，控制方法包括自适应控制、滑模控制以及前 馈补偿干扰影响三个部分:前馈补偿干扰影响部分由非线性干扰观测器组成，用于补偿环 境阵风给着陆器系统带来的干扰影响；自适应控制部分用来在线估计着陆器转动惯量不确 定;滑模控制部分保证火星着陆器姿态控制系统的姿态精度;相对于现有的火星着陆器姿 态控制方法，本发明设计的抗干扰姿态控制方法在抗干扰能力以及适应性方面有极大的改 善。
【附图说明】
[0048] 图1为本发明一种转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法的设计流程 图；
【具体实施方式】
[0049] 如图1所示，本发明具体实现步骤如下（以下以火星着陆器姿态控制系统为例来说 明方法的具体实现）：
[0050] 1、搭建含有转动惯量不确定的火星着陆器姿态运动学与动力学模型 [0051 ]搭建含有转动惯量不确定的火星着陆器姿态运动学与动力学模型如下：
[0057]其中，J表示火星着陆器在本体坐标系中的转动惯量，如Σ 4所示，取值为
.m-，.在设计控制器时为未知参数。COe=[ COex，C0ey，?一丁表示火星着 陆器三轴角速度跟踪误差，。^卜^^^~^表示火星着陆器三轴修正罗德里格参数 (Modified Rodrigues Parameter，MRP)跟踪误差。t0d=[ ωχ, ωγ, ωζ]τ表示火星着陆器三 轴期望角速度，其中初始姿态MRP值和初始角速度分别为〇〇=[_0.169，-0.014,0.526]WP ?〇=[0,0,0]\期望姿态MRP值和期望角速度分别为〇<!=[0.131 0.186 0.226]1口
/&) °u= [ux，uy，112]丁表示火星着陆器三轴控制输入。d= [dx， dy，dz]T表示火星着陆器所受三轴阵风干扰力矩，并假设干扰力矩为
[0058] 2、构造自适应控制器
[0059]针对火星着陆器姿态运动学与动力学模型中的转动惯量不确定，构造自适应控制 器对转动惯量进行估计。
[0060] 首先宙义线件筧子L(x),具体形式如下：
[0061]
[0062] 则有：
[0063] X7:Jx = L(x)9
[0064] 其中0 = [jn J12 J13 J22 J23 J33]TeR6为需要辨识的参数向量。
[0065] 转动惯量J的估计值为i:，并将估计转动惯量的不确定转化为估计Θ的不确定，估计 值为#。
[0066] 设计自适应控制律如下：
[0067]
[0068] 其中，k为大于0的标量，
[0069]
[0070] 1U ……、 ……
[0071]其中，W为辅助变量，FiGOHs为滑模面。
[0072] 3、设计非线性干扰观测器
[0073] 为了便于非线性干扰观测器的设计，将系转化为型如Σ η的非线性系统 模型：
[0074]
[0075] xeR6是状态向量，ueR6是控制输入，deR3是干扰力矩。其中，% *
a,
[0078] h(x(t)) =x(t) 〇
[0079] 假设干扰模型如Σ12:
[0080]
[0081 ] ξ e r6X6，d e R3，干扰d持续施加在系统? η上。
[0082]设计干扰观测器213:
[0083]
[0084] 其中，ZeR6x6是观测器的状态变量，p(x)eR6X6是设计的非线性函数。非线性干扰 观测器增益为Σ 14式：
[0085]
[0086] 4、将非线性干扰观测器、自适应控制器和保证系统姿态精度的滑模控制器进行复 合，构造转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法 [0087]首先设计保证姿态精度的滑模控制器如下：
[0088] Σ i5：U2 = -GT(〇e)ksSgn(s)-GT(〇e)gs
[0089] 其中，ks和g为三维对角正定阵。
[0090]其次构造复合控制器形式如下：
[0091] Σ16 ： ? = u2 + ur-i 。
[0092] 本发明具有强抗干扰性和强适应性的特点，相对于传统的火星着陆器姿态控制方 法工程实用价值更高。
[0093] 本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
【主权项】
1. 一种转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法，其特征在于包括以下步 骤： 第一步，搭建含有转动惯量不确定的火星着陆器姿态运动学与动力学模型； 第二步，针对火星着陆器姿态运动学与动力学模型中的转动惯量不确定带来的干扰影 响，设计自适应控制器对转动惯量不确定进行估计，得到转动惯量估计值； 第三步，根据第二步自适应控制器估计的转动惯量估计值，利用非线性干扰观测器估 计阵风对火星着陆器带来的干扰影响，进而将阵风估计值反馈到姿态控制系统中进行前馈 抵消； 第四步，最后将第三步非线性干扰观测器、第二步自适应控制器和保证姿态控制系统 姿态精度的滑模控制器进行复合，构造转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方 法。2. 根据权利要求1所述的一种转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法，其 特征在于:所述第一步，搭建转动惯量不确定的火星着陆器的姿态运动学与动力学模型实 现如下： 搭建含有转动惯量不确定的火星着陆器姿态运动学与动力学模型如下：其中，J表示火星着陆器在本体坐标系中的转动惯量，we=[ ωΜ, ω#，com]1"表示火星 着陆器三轴角速度跟踪误差，〇(3=[〇(^，〇(^，(^]7表示火星着陆器三轴修正罗德里格参数 (Modified Rodrigues Parameter，MRP)跟踪误差；〇d=[ ωχ, ωγ, ωζ]τ表示火星着陆器三 轴期望角速度，11=[1^%，1! 2]7表示火星着陆器三轴控制输入，(1=[心，(^，么]7表示火星着陆 器所受三轴阵风干扰力矩。3. 根据权利要求1所述的一种转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法，其 特征在于:所述第二步，构造自适应控制器如下： 首先定义线性算子L(x)，具体形式如下： 则有：Σγ： Jx = L(x)B 其中Q=[Jll Jl2 Jl3 J22 J23 J33]TER6为需要辨识的转动惯量参数向量，Χ=[Χ? Χ2 Χ3 ]τe R3是辅助变量，R代表实数域； 转动惯量J的估计值为J，并将估计转动惯量的不确定转化为估计Θ的不确定，估计值为 /V. θι 设计自适应控制律如下：其中，k为大于0的标量，其中，W为辅助变量，FzGOHs为滑模面。4.根据权利要求1所述的一种转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法，其 特征在于:所述第三步，设计非线性干扰观测器 为了便于非线性干扰观测器的设计，将系统Σ ^ Σ 2转化为型Σ η的非线性系统模型：ffj xeR6是状态向量，uGR6是控制输入，dGR3是干扰力矩，其中，讀)="，ξ e R6x6，deR3,干扰d持续施加在系统Σ η上； 设计干扰观测器213:其中，zeR6X6是观测器的状态变量，p(x)eR6X6是设计的非线性函数，非线性干扰观测 器增益为Σ13式：5.根据权利要求1所述的一种转动惯重个佛足的火里宥陆器抗干扰姿态控制方法，其 特征在于:所述第四步，将非线性干扰观测器、自适应控制器和保证系统姿态精度的滑模控 制器进行复合，构造转动惯量不确定的火星着陆器抗干扰姿态控制方法如下： 首先设计保证姿态精度的滑模控制器如下： Σ i5：U2 = -GT(〇e)ks sgn(s)-GT(〇e)gs 其中，ks和g为三维对角正定阵;S为滑模面； 其次构造复合控制器形式如下：
【文档编号】B64G1/28GK105947238SQ201610369462
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年5月30日
【发明人】郭雷, 徐健伟, 乔建忠, 许昱涵, 张培喜
【申请人】北京航空航天大学