[发明专利]一种基于推力器误差补偿的行星动力下降段鲁棒控制方法

摘要

一种基于推力器误差补偿的行星动力下降段鲁棒控制方法，针对行星着陆器在动力下降段推力器误差较大的着陆控制问题，设计一种对执行机构误差具有补偿的鲁棒着陆控制方法；首先，建立含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空间模型；然后，建立含有推力器执行机构误差的状态估计系统并设计滑模干扰观测器；最后，基于滑模干扰观测器利用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有补偿作用的鲁棒控制方法；本方法具有抗干扰性强、对推力器执行机构误差具有鲁棒性等优点，适用于航天器动力下降段精确制导控制系统。

主权项

一种基于推力器误差补偿的行星动力下降段鲁棒控制方法，其特征在于包括以下步骤：首先，建立含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空间模型；然后，建立含有推力器执行机构误差的状态估计系统并设计滑模干扰观测器；最后，基于滑模干扰观测器利用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有补偿作用的鲁棒控制方法；具体步骤如下：第一步，建立含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空间模型设定行星着陆器的位置和速度变量建立在笛卡尔坐标系中，原点o位于行星表面的目标着陆点，x轴与y轴互相垂直，xoy平面平行于行星表面，z轴由目标着陆点o指向与行星质心相反的方向；设定这个坐标系是惯性的，则含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空间模型Σ为：$\mathrm{\&Sigma;}:\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\&CenterDot;}{r}}_L=v_L\\ {\stackrel{\&CenterDot;}{v}}_L=g\left(r_g\right)+u_L+d_L\end{array}\right.$其中，着陆器的实际位置向量r_L＝[x(t),y(t),z(t)]^T，t为行星着陆器动力下降开始后的时刻，x(t)、y(t)与z(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上的位置坐标；着陆器的实际速度向量v_L＝[v_x(t),v_y(t),v_z(t)]^T，v_x(t)、v_y(t)与v_z(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上的速度；行星表面引力向量g(r_L)＝[g_x(t),g_y(t),g_z(t)]^T，g_x(t)、g_y(t)与g_z(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上受到的引力；控制指令u_L＝[u_x(t),u_y(t),u_z(t)]^T，u_x(t)、u_y(t)与u_z(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上受到的控制指令；着陆器受到由执行机构误差引起的干扰向量d_L＝[d_x(t),d_y(t),d_z(t)]^T，d_x(t)、d_y(t)与d_z(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上由于推力器执行机构误差产生的干扰；第二步，建立含有推力器执行机构误差的状态估计系统并设计滑模干扰观测器基于含有推力器执行机构误差的行星着陆器动力下降段控制系统状态空间模型Σ可得其状态估计系统为：$\widehat{\mathrm{\&Sigma;}}:\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\stackrel{\&CenterDot;}{^}}{r}}_L={\hat{v}}_L+{\mathrm{\&alpha;}}_{L1}*(r_L-{\hat{r}}_L)+k_{L1}*\mathrm{sgn}(r_L-{\hat{r}}_L)\\ {\stackrel{\stackrel{\&CenterDot;}{^}}{v}}_L={\hat{d}}_L+g\left(r_L\right)+u_L+{\mathrm{\&alpha;}}_{L2}*(r_L-{\hat{r}}_L)+k_{L2}*\mathrm{sgn}(r_L-{\hat{r}}_L)\end{array}\right.$其中，着陆器的估计位置向量${\hat{r}}_L={[\hat{x}\left(t\right),\hat{y}\left(t\right),\hat{z}\left(t\right)]}^T,$与分别为t时刻x(t)、y(t)与z(t)的估计值；着陆器的估计速度向量${\hat{v}}_L={[{\hat{v}}_x\left(t\right),{\hat{v}}_y\left(t\right),{\hat{v}}_z\left(t\right)]}^T,$与分别为t时刻v_x(t)、v_y(t)与v_z(t)的估计值；着陆器受到由执行机构误差引起干扰的估计向量${\hat{d}}_L={[{\hat{d}}_x\left(t\right),{\hat{d}}_y\left(t\right),{\hat{d}}_z\left(t\right)]}^T,$与分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上干扰d_x(t)、d_y(t)与d_z(t)的估计；状态估计系统的系数矩阵α_L1＝diag{α₁₁,α₁₂,α₁₃}、k_L1＝diag{k₁₁,k₁₂,k₁₃}、α_L2＝diag{α₂₁,α₂₂,α₂₃}、k_L2＝diag{k₂₁,k₂₂,k₂₃}，矩阵系数取为0<α₁₁<100、0<α₁₂<100、0<α₁₃<100、0<α₂₁<100、0<α₂₂<100、0<α₂₃<100、0<k₁₁<120、0<k₁₂<120、0<k₁₃<120、0<k₂₁<120、0<k₂₂<120、0<k₂₃<120；sgn(*)为符号函数；基于含有推力器执行机构误差的状态空间模型及其状态估计系统可设计滑模干扰观测器为：${\hat{d}}_L={\mathrm{\&alpha;}}_{L3}*(r_L-{\hat{r}}_L)+k_{L3}*\mathrm{sgn}(r_L-{\hat{r}}_L)$其中，干扰观测器的系数矩阵α_L3＝diag{α₃₁,α₃₂,α₃₃}、k_L3＝diag{k₃₁,k₃₂,k₃₃}，矩阵系数取为0<α₃₁<100、0<α₃₂<100、0<α₃₃<100、0<k₃₁<120、0<k₃₂<120、0<k₃₃<120；第三步，基于滑模干扰观测器利用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有补偿的鲁棒控制方法在运用滑模干扰观测器对推力器执行机构误差所引起干扰进行估计的基础上，利用输出反馈设计对推力器执行机构误差具有补偿的鲁棒控制器为：$u_L=-K_{\mathrm{pL}}*({\hat{r}}_L-r)-K_{\mathrm{dL}}*({\hat{v}}_L-v)+a-g\left(r_L\right)-{\hat{d}}_L$其中，控制系统比例增益矩阵K_pL＝diag{K_px,K_py,K_pz}，K_px、K_py与K_pz分别为着陆器在x、y与z轴上的比例增益，取为0<K_px<80，0<K_py<80，0<K_pz<80；参考位移向量r＝[r₁(t),r₂(t),r₃(t)]^T，r₁(t)、r₂(t)与r₃(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上的参考位移；控制系统微分增益矩阵K_dL＝diag{K_dx,K_dy,K_dz}，K_dx、K_dy与K_dz分别为着陆器在x、y与z轴上的微分增益，取为0<K_dx<80，0<K_dy<80，0<K_dz<80；参考速度向量v＝[v₁(t),v₂(t),v₃(t)]^T，v₁(t)、v₂(t)与v₃(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上的参考速度；参考加速度向量a＝[a₁(t),a₂(t),a₃(t)]^T，a₁(t)、a₂(t)与a₃(t)分别为t时刻着陆器在x、y与z轴上的参考加速度。