[发明专利]火星探测器大气进入段复合快速非奇异终端滑模控制方法

说明书

本发明公开了一种火星探测器大气进入段复合快速非奇异终端滑模控制方法，具体为：首先建立受多源干扰影响的火星探测器大气进入段纵向运动动力学模型，并基于模型建立高度指令跟踪误差的动态方程；其次针对高度指令跟踪误差的动态，设计扩张状态观测器实现多源干扰的渐近估计；再次基于高度跟踪误差信息设计快速非奇异终端滑模面；最后结合干扰估计信息设计复合快速非奇异终端滑模控制器。本发明保证了控制量的连续，消除了抖振现象，具备更快的收敛速度，且显著提升了系统的抗干扰性能。

技术领域

本发明属于航空航天技术领域。

背景技术

火星探测是深空探测的一部分，具有深入探索太阳系和宇宙空间、开发和利用空间资源、拓展人类生存空间等科学意义。火星探测EDL过程包括大气进入段(Entry)、动力下降段(Descent)和着陆段(Landing)，在火星的EDL过程中，大气进入段是气动环境最为恶劣的一段，对整个EDL过程影响最大。火星探测器大气进入段飞行速度大、动力学非线性特性明显，并且还会受到内部气动参数摄动、模型不匹配、摩擦等未建模动态、外界阵风干扰以及环境不确定性等多源干扰的影响，这些多源干扰给火星探测器大气进入段控制系统设计带来巨大挑战。

目前，针对多源干扰环境下火星探测器大气进入段的高度指令跟踪问题，国内外学者给出了多种控制方案，滑模控制算法因其设计简单和强鲁棒性获得广泛应用。但是依靠现有滑模控制器进行主动抗干扰控制设计的策略，在误差小于特定值后收敛速度大幅下降，降低了指令跟踪的速度和精度；除此之外，采用符号函数作为切换项的滑模控制器，给系统带来严重的抖振问题。因此亟需提出一种既能快速抑制多源干扰影响又能保证控制输入连续的火星探测器大气进入段控制方法。

发明内容

发明目的：为了解决上述现有技术存在的问题，本发明提供了一种火星探测器大气进入段复合快速非奇异终端滑模控制方法

技术方案：本发明提供了一种火星探测器大气进入段复合快速非奇异终端滑模控制方法，具体包括如下步骤：

S1、建立火星探测器大气进入段纵向运动的受扰动力学模型，并基于该受扰动力学模型建立火星探测器高度跟踪误差动态方程；

S2、设计扩张状态观测器，用于估计高度跟踪误差动态方程中的集总干扰；

S3、基于高度跟踪误差设计快速非奇异终端滑模面；

S4、结合S2中估计得到的集总干扰和S3中的快速非奇异终端滑模面，建立复合快速非奇异终端滑模控制器，从而控制火星探测器在大气进入段对高度指令的跟踪。

进一步的，所述S1中受扰动力学模型如下所示：

其中，为h的一阶导数，h为火星探测器质心到火星表面的垂直距离，v为火星探测器相对于火星的速度，为v的一阶导数，γ为火星探测器相对于火星的飞行路径角，为γ的一阶导数，m表示火星探测器的质量，r为火星探测器到火星的质心距离，d₁、d₂均干扰项，σ为火星探测器的倾侧角，为s的一阶导数，s为火星探测器到着陆点的前向距离，g_n为火星探测器所受重力加速度的标称值，g_n的表达式为：

其中，μ为火星引力常数，r_M为火星赤道半径；

L_n为火星探测器升力的标称值，表达式为：

其中，C_Ln为升力系数的标称值，S_r为火星探测器的参考面积，ρ_n为高度h处火星大气密度的标称值：