[发明专利]一种火星着陆器抗干扰容错控制方法

摘要

本发明涉及一种火星着陆器抗干扰容错控制方法；首先，搭建火星着陆器的姿态运动学与动力学模型；其次，针对动力下降段火星表面阵风带来的影响，设计风扰估计器对作用在火星着陆器上的阵风影响进行估计，进而通过前馈通道进行补偿；再次，设计执行机构部分失效观测器估计火星着陆器执行机构部分失效值并予以补偿；最后，将风扰估计器、执行机构部分失效观测器和PD姿态控制器相复合，构造阵风影响下的火星着陆器执行机构部分失效的容错控制器。本发明具有强抗干扰性和高可靠性的特点，相对于传统的火星着陆器控制方法工程实用价值更高。

主权项

一种火星着陆器抗干扰容错控制方法，其特征在于包括以下步骤：首先，搭建火星着陆器的姿态运动学与动力学模型；其次，针对动力下降段火星表面阵风带来的影响，设计风扰估计器对作用在火星着陆器上的阵风影响进行估计，进而通过前馈通道进行补偿；再次，设计执行机构部分失效观测器估计火星着陆器执行机构部分失效值并予以补偿；最后，将风扰估计器、执行机构部分失效观测器和PD姿态控制器相复合，构造阵风影响下的火星着陆器执行机构部分失效的容错控制器；具体步骤如下：第一步，搭建火星着陆器的姿态运动学与动力学模型对于火星着陆器的姿态控制系统，搭建火星大气密度不确定性影响下的火星着陆器大气进入段运动学与动力学模型如下：J*σ··+F*σ·=u*+d*]]>G(σ)=12(1-σTσ2I3+σσT+σ×)]]>其中，F＝G(σ)‑1，J*＝FTJF，u*＝FTu，d*＝FTd，σ表示火星着陆器的倾侧角，J代表火星着陆器的转动惯量，Jxx、Jyy、Jzz是着陆器三轴转动惯量值，Jxy、Jxz、Jyx、Jyz、Jzx、Jzy是三轴转动惯量耦合值，ω＝[ωx,ωy,ωz]T是三轴角速度，u表示火星着陆器的三轴控制力矩，d为阵风引起的三轴干扰力矩；在这里，我们定义eσ＝σ‑σd，可以得到：x·=Ax+B1(u+d)]]>这里：A=01000100-J*-1F*,B1=00J*-1FT,u=Kpeσ+Kde·σ]]>其中Kp，Kd为待定控制增益；考虑到控制输入通道中会发生喷气执行机构的部分失效情况，系统可重新描述为：x·=Ax+B1(u+E+d)]]>其中执行机构部分失效值为E，可以表示为E＝‑βu，β代表执行机构失效程度，在这里考虑的是E取值范围0～30％，代表执行机构失效0～30％的情况，阵风引起的三轴干扰力矩d由如下系统描述：d=Vww·=Ww+δ]]>其中w(t)为系统的状态变量，W，V为已知的系统矩阵；δ(t)为模型摄动，可以当作能量范数有界干扰来处理；第二步，构造风扰估计器针对火星动力下降段阵风引起的三轴干扰力矩d，设计风扰估计器进行估计并补偿，得到阵风影响估计值，风扰估计器结构如下：d^=Vw^w^=v-L2xv·=(W+L2B1V)(v-L2x)+L2[Ax+B1u+B1E^]]]>其中，v为辅助的状态变量，L2为待定的风扰估计器增益阵，为d的估计值；第三步，设计执行机构部分失效观测器针对火星着陆器的执行机构部分失效设计执行机构部分失效观测器估计火星着陆器执行机构部分失效值并予以补偿，得到执行机构部分失效估计值，执行机构部分失效观测器结构如下：E^=z+L1xz·=-L1(Ax+B1u+B1d^+B1z+L1x)]]>其中，z为辅助的状态变量，L1为待定的执行机构部分失效观测器增益阵，为E的估计值；执行机构部分失效观测补偿部分由执行机构部分失效观测器构成，用于估计执行机构部分失效值并予以补偿；第四步，基于风扰估计器、执行机构部分失效观测器构造复合容错控制器，设计复合容错控制器，对火星着陆器受到的阵风引起的三轴干扰力矩d和执行机构部分失效E影响估计并抵消，复合容错控制器形式如下：ucom=u-E^-d^]]>其中ucom为复合容错控制量，为第三步中的执行机构部分失效估计值，为第二步中的阵风影响估计值。