一种地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法与流程

本发明属于航天器技术领域，尤其涉及一种地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法。

背景技术：

航天器在轨飞行过程中的变轨控制均由地面完成，即，由地面测控系统获得航天器的轨道，根据航天器质量、发动机比冲及目标轨道等参数计算变轨所需的速度增量，地面生成变轨姿态及发动机点火时间并上注至航天器，最终经航天器与地面的多次配合完成轨道调整，该过程中航天器处于开环控制的模式。但对于执行地外天体表面软着陆的航天器，由于距离远、时间短，软着陆过程不能依靠地面的支持，航天器需自主测量相对地外天体表面的飞行参数，自主完成制导导航与控制，是一个连续闭环控制过程，其技术难度远大于常规变轨设计。

同时，地外天体表面软着陆是完成探测任务的基础，且该过程不可逆，直接决定任务成败，一直是航天器设计的关键环节，因此需要对软着陆过程进行真实的试验验证，试验的主要目的是对航天器自主闭环控制性能进行验证。

目前，国内外成功实施的着陆任务综合验证系统仅能够模拟航天器的控制响应性能，需要依赖于宇航员对航天器的操控及对着陆过程的判断处理能力，并没有真正实现航天器的自主闭环控制，同时地面参试的航天器均需要配置发动机并真实点火执行对其自身轨道和姿态的控制。

然而，由于地面环境中存在大气，导致发动机推力输出值与真实在轨环境不同，试验结果需要考虑该因素的影响并进行综合处理；此外，试验实施中需考虑验证器推进剂运输、贮存、加注、排放、清洗等保障条件，并需考虑对环境的影响。这些因素增加了实施难度和安全性要求，也限制了点火试验的次数，影响试验的充分性。

因此，能够在不采用真实发动机点火的条件下，通过建立可以实现自主控制的随动系统，有效验证地外天体软着陆任务的闭环控制性能，是提高试验结果、节约试验成本的有效途径，也是当前地面试验亟需的验证方法。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法，可以不依靠地面试验验证器真实发动机点火，仅采用伺服电机系统，在验证器与伺服控制系统建立通信的基础上，按照软着陆过程控制律设计，将验证器发出的轨道和姿态控制指令转换为伺服电机的执行参数，将验证器带动到目标着陆点，在这一过程中，完成对软着陆任务自主导航、避障、轨道及姿态控制能力以及制导律设计正确性的综合验证。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法，包括：

步骤1，将验证器通过吊绳安装在闭环随动控制试验系统中，并确定验证器在闭环随动控制试验系统中的初始位置f0(x,y,z)和初始姿态ρ0(α,β,γ)；然后开始试验；

步骤2，在试验过程中，由验证器根据初始位置运行导航+敏感器测量修正的方式，计算得到验证器在试验过程的某个任一时刻t时的位置fa(x,y,z)和姿态ρa(α,β,γ)；并由验证器根据软着陆飞行的制导律，计算得到验证器在下个控制周期δt1时间后的位置fb(x,y,z)和姿态ρb(α,β,γ)，将位置fb(x,y,z)和姿态ρb(α,β,γ)发送给闭环随动控制试验系统；由闭环随动控制试验系统根据位置fb(x,y,z)和姿态ρb(α,β,γ)计算出验证器各吊点处的吊绳位移变化量，并根据吊绳位移变化量确定各方向吊绳的位移量△l，进而生成下一控制周期δt1的控制指令；

步骤3，闭环随动控制试验系统根据下一控制周期δt1的控制指令，通过对伺服电机的控制、调节各吊绳的长度，带动验证器向下一控制周期δt1对应的目标位置进行运动；

步骤4，当闭环随动控制试验系统控制验证器完成下一控制周期δt1的运动后，根据导航判断此时验证器的位置与姿态是否满足预期结果；若不满足，则根据此时验证器的位置与姿态，返回步骤2进行修正，重新生成控制指令；若满足，则按照步骤2～4的方式进行下一控制周期δt1的控制指令的生成和位置与姿态的判断；

步骤5，通过步骤2～4的迭代，直至完成验证器从初始位置f0(x,y,z)运动至目标位置，从而实现发动机不点火条件下对软着陆过程的验证。

在上述地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法中，还包括：

建立闭环随动控制试验系统；

确定闭环随动控制试验系统的试验坐标系，以及确定验证器的机械坐标系；

对试验坐标系和机械坐标系进行标定，使试验坐标系与机械坐标系保持一致。

在上述地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法中，闭环随动控制试验系统，包括：试验塔架、x方向伺服电机、y方向伺服电机、z方向伺服电机、x方向万向吊具、y方向万向吊具、z方向万向吊具、控制器、地面通信模块和吊绳；

试验塔架由水平方向和垂直高度方向结构组成，用于提供支撑作用并提供验证器运动空间；

x方向万向吊具、y方向万向吊具、z方向万向吊具分别安装在试验塔架上，可分别在水平和垂直方向进行移动；

x方向万向吊具与x方向伺服电机之间、x方向伺服电机与验证器之间、y方向万向吊具与y方向伺服电机之间、y方向伺服电机与验证器之间、z方向万向吊具与z方向伺服电机之间、z方向伺服电机与验证器之间均通过吊绳连接；其中，各方向的万向吊具位移至不同位置，带动各方向的伺服电机和验证器移动，从而为验证器提供不同的初始位置；

控制器与验证器之间通过地面通信模块进行数据交互；

控制器通过控制各方向的伺服电机的运动，带动吊绳运动，进而实现对控制器位移的控制。

在上述地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法中，吊绳，包括：x方向主吊绳、y方向主吊绳、z方向主吊绳和六根姿控吊绳；

x方向吊绳的一端与x方向伺服电机连接，另一端与验证器的质心连接；

y方向吊绳的一端与y方向伺服电机连接，另一端与验证器的质心连接；

z方向吊绳的一端与z方向伺服电机连接，另一端与验证器的质心连接；

六根姿控吊绳分别连接在验证器不同的器表位置，通过姿控吊绳收缩量的调节控制验证器三轴姿态角。

在上述地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法中，对试验坐标系和机械坐标系进行标定，使试验坐标系与机械坐标系保持一致，包括：

若试验坐标系(xu,ye,zn)和机械坐标系(xm,ym,zm)之间存在：则有：

其中，θ、ψ和为姿态欧拉角，分别表示俯仰角、滚动角和偏航角。

在上述地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法中，在由闭环随动控制试验系统根据位置fb(x,y,z)和姿态ρb(α,β,γ)计算出验证器各吊点处的吊绳位移变化量，并根据吊绳位移变化量确定各方向吊绳的位移量△l，进而生成下一控制周期δt1的控制指令过程中，将位置fb(x,y,z)和姿态ρb(α,β,γ)按控制器的控制周期δt2进行插值，其中，n·δt2＝δt1，n表示任一常数。

在上述地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法中，吊绳的位移量△l，包括：三个方向的位移变化量δxm、δym、δzm，以及，滚转角变化量δα、俯仰角变化量δβ和偏航角变化量δγ；

其中，lx1、ly1和lz1分别表示验证器在位置1处时三个方向主吊绳的长度，lx2、ly2和lz2分别表示验证器在当前位置2处时三个方向主吊绳的长度。

在上述地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法中，验证器由导航敏感器、数据处理器、惯性导航模块、通信模块和数据收发模块组成。

本发明具有以下优点：

本发明解决了传统地外天体软着陆任务地面验证平台开环控制的短板，避免了对航天器自主导航、制导与控制策略验证不足的问题；根据地外天体表面软着陆过程需实现地面试验验证的任务需求，采用试验塔架的闭环随动控制试验系统替代真实发动机点火，有效、充分验证了地外天体软着陆任务的闭环控制性能，避免了由于试验发动机地面推力输出与真实在轨推力输出差异导致试验结果存在偏差的问题，同时也解决了在真实点火中推进剂运输、贮存、加注、排放、清洗及环境影响等问题，提高了试验结果的可信度，极大程度地节约了试验成本。

附图说明

图1是本发明实施例中一种地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法的步骤流程图；

图2是本发明实施例中一种闭环随动控制试验系统的示意图；

图3是本发明实施例中一种试验过程的模拟姿态控制图；

图4是本发明实施例中一种x轴方向的位置测量结果对比示意图；

图5是本发明实施例中一种y轴方向的位置测量结果对比示意图；

图6是本发明实施例中一种z轴方向的位置测量结果对比示意图。

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公开的实施方式作进一步详细描述。

如图1，在本实施例中，该地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法，包括：

步骤1，将验证器通过吊绳安装在闭环随动控制试验系统中，并确定验证器在闭环随动控制试验系统中的初始位置f0(x,y,z)和初始姿态ρ0(α,β,γ)；然后开始试验。

在本实施例中，在步骤1执行之前还包括：

(1)建立闭环随动控制试验系统。

在本实施例中，如图2，闭环随动控制试验系统包括：试验塔架、x方向伺服电机、y方向伺服电机、z方向伺服电机、x方向万向吊具、y方向万向吊具、z方向万向吊具、控制器、地面通信模块和吊绳。其中，试验塔架由水平方向和垂直高度方向结构组成，用于提供支撑作用并提供验证器运动空间；x方向万向吊具、y方向万向吊具、z方向万向吊具分别安装在试验塔架上，可分别在水平和垂直方向进行移动；x方向万向吊具与x方向伺服电机之间、x方向伺服电机与验证器之间、y方向万向吊具与y方向伺服电机之间、y方向伺服电机与验证器之间、z方向万向吊具与z方向伺服电机之间、z方向伺服电机与验证器之间均通过吊绳连接；其中，各方向的万向吊具位移至不同位置，带动各方向的伺服电机和验证器移动，从而为验证器提供不同的初始位置；控制器与验证器之间通过地面通信模块进行数据交互；控制器通过控制各方向的伺服电机的运动，带动吊绳运动，进而实现对控制器位移的控制。

优选的，如图2和图3，吊绳具体可以包括：x方向主吊绳、y方向主吊绳、z方向主吊绳和六根姿控吊绳。其中，x方向吊绳的一端与x方向伺服电机连接，另一端与验证器的质心连接；y方向吊绳的一端与y方向伺服电机连接，另一端与验证器的质心连接；z方向吊绳的一端与z方向伺服电机连接，另一端与验证器的质心连接；六根姿控吊绳分别连接在验证器不同的器表位置，通过姿控吊绳收缩量的调节控制验证器三轴姿态角。可见，在本实施例中，控制器接收验证器发送的位姿参数后，可根据位姿参数生成控制指令，进而控制伺服电机的运动，以调节各吊绳的长度，进行实现对验证器飞行参数的模拟。

(2)确定闭环随动控制试验系统的试验坐标系，以及确定验证器的机械坐标系。

在本实施例中，试验坐标系通常为采用当地天东北方向建立的坐标系，即，当地天向为x方向，当地地理正北方向为y方向，当地地理正东方向为z方向。验证器则可以通过导航敏感器测得自身的位置并能够转换成试验坐标系中的坐标，闭环随动控制试验系统通过提前的标定，能够自主判断试验中验证器的位置。

(3)对试验坐标系和机械坐标系进行标定，使试验坐标系与机械坐标系保持一致。

在本实施例中，在试验的初始位姿(初始位置f0(x,y,z)和初始姿态ρ0(α,β,γ))确定后，可采用高精度测量设备对初始位姿进行标定，将闭环随动控制系统对验证器位姿的相对测量误差减小到可忽略的程度(位置误差小于10-2m、姿态误差小于0.1°)。闭环随动控制试验系统以此为初始零位。其中，α、β和γ分别表示滚转角、俯仰角和偏航角。

假设，将试验坐标系表示为(xu,ye,zn)，将机械坐标系表示为(xm,ym,zm)，若试验坐标系(xu,ye,zn)和机械坐标系(xm,ym,zm)之间存在：则有：

也即，试验过程中将机械坐标系与当地天东北坐标系重合。其中，θ、ψ和为姿态欧拉角，分别表示俯仰角、滚动角和偏航角。

步骤2，在试验过程中，由验证器根据初始位置运行导航+敏感器测量修正的方式，计算得到验证器在试验过程的某个任一时刻t时的位置fa(x,y,z)和姿态ρa(α,β,γ)；并由验证器根据软着陆飞行的制导律，计算得到验证器在下个控制周期δt1时间后的位置fb(x,y,z)和姿态ρb(α,β,γ)，将位置fb(x,y,z)和姿态ρb(α,β,γ)发送给闭环随动控制试验系统；由闭环随动控制试验系统根据位置fb(x,y,z)和姿态ρb(α,β,γ)计算出验证器各吊点处的吊绳位移变化量，并根据吊绳位移变化量确定各方向吊绳的位移量△l，进而生成下一控制周期δt1的控制指令。

在本实施例中，闭环随动控制系统根据验证器发生的位姿参数生成相应的控制指令，进而实现对伺服电机的控制、调节各吊绳的长度，进而带动验证器运动，实现对验证器位置和姿态的调整。而验证器对其自身的位姿调节是离散的，在一个控制周期δt1内验证器的运动状态(位置加速度及姿态角加速度)保持不变。为同时保证验证器下个控制周期时位置、姿态和速度、角速度参数模拟的准确性，要求控制器的控制周期δt2比验证器控制周期δt1小一个数量级，闭环随动控制系统将接收的位姿参数进行插值，将位姿参数按控制周期δt2进行平均分解，保证在δt1时间内运行的稳定性，并完成对验证器飞行参数的等效模拟。也即，在由闭环随动控制试验系统根据位置fb(x,y,z)和姿态ρb(α,β,γ)计算出验证器各吊点处的吊绳位移变化量，并根据吊绳位移变化量确定各方向吊绳的位移量△l，进而生成下一控制周期δt1的控制指令过程中，将位置fb(x,y,z)和姿态ρb(α,β,γ)按控制器的控制周期δt2进行插值，其中，n·δt2＝δt1，n表示任一常数。

优选的，吊绳的位移量△l具体可以包括：三个方向的位移变化量δxm、δym、δzm，以及，滚转角变化量δα、俯仰角变化量δβ和偏航角变化量δγ；

其中，lx1、ly1和lz1分别表示验证器在位置1处时三个方向主吊绳的长度，lx2、ly2和lz2分别表示验证器在当前位置2处时三个方向主吊绳的长度。

步骤3，闭环随动控制试验系统根据下一控制周期δt1的控制指令，通过对伺服电机的控制、调节各吊绳的长度，带动验证器向下一控制周期δt1对应的目标位置进行运动。

步骤4，当闭环随动控制试验系统控制验证器完成下一控制周期δt1的运动后，根据导航判断此时验证器的位置与姿态是否满足预期结果；若不满足，则根据此时验证器的位置与姿态，返回步骤2进行修正，重新生成控制指令；若满足，则按照步骤2～4的方式进行下一控制周期δt1的控制指令的生成和位置与姿态的判断。

步骤5，通过步骤2～4的迭代，直至完成验证器从初始位置f0(x,y,z)运动至目标位置，且过程中验证器的姿态和飞行速度等参数均与在轨状态一致，从而实现发动机不点火条件下对软着陆过程的验证。

其中，需要说明的是，验证器可以由导航敏感器、数据处理器、惯性导航模块、通信模块和数据收发模块等组成。

在本发明实施例中，对该地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法进行了验证，验证结果如图4～6所示。可见，该地外天体表面软着陆闭环随动控制试验方法，采用闭环随动控制试验系统替代真实发动机实现执行机构的功能，在不用发动机真实点火的情况下，等效验证航天器在地外天体软着陆过程；包括：连接闭环随动控制试验系统与验证器；将验证器起吊至初始位置并完成初始位置对准；根据验证器实时发出的下一控制周期的位姿参数确定吊绳位移量，并带动验证器移动到目标位置；根据验证器实时导航和试验场外部测量结果，对每一次验证器的随动控制结果进行评估，并将验证器移动至最终目标着陆点，完成试验验证。可见，本发明解决了传统地外天体软着陆任务地面验证平台开环控制的短板，避免了对航天器自主导航、制导与控制策略验证不足的问题；根据地外天体表面软着陆过程需实现地面试验验证的任务需求，采用试验塔架的闭环随动控制试验系统替代真实发动机点火，有效、充分验证了地外天体软着陆任务的闭环控制性能，避免了由于试验发动机地面推力输出与真实在轨推力输出差异导致试验结果存在偏差的问题，同时也解决了在真实点火中推进剂运输、贮存、加注、排放、清洗及环境影响等问题，提高了试验结果的可信度，极大程度地节约了试验成本。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

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的公知技术。