基于模型不确定界的行星着陆轨迹跟踪鲁棒控制方法

摘要

本发明涉及一种基于模型不确定界的行星着陆轨迹跟踪鲁棒控制方法，尤其涉及一种在行星着陆过程中探测器受到多源扰动条件下的轨迹跟踪控制方法，属于深空探测制导与控制技术领域。本方法考虑目标天体引力模型与外界干扰等不确定因素对轨迹跟踪的影响，引入模型不确定界的设计理念，通过设计鲁棒反馈控制律，并兼顾控制机构的非线性特性，确保实际状态轨迹与前馈制导设计轨迹的偏离量不超过期望的界，从而优化多源扰动下的行星探测器着陆轨迹跟踪性能；能有效地克服多源扰动和系统不确定性对探测器着陆飞行轨迹的影响，提高了探测器系统的控制性能，使行星探测器着陆飞行控制精度得到了保障。

主权项

基于模型不确定界的行星着陆轨迹跟踪鲁棒控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1，在目标天体质心固连坐标系下，建立探测器误差动力学模型：其中，δx=χ‑x为探测器状态误差，χ为真实的探测器状态，x为探测器标称状态，为探测器的反馈控制输入，φ为真实的引力加速度，g为对真实引力加速度φ的建模，d为外界扰动加速度，ψ=φ(C_rχ)‑φ(C_rx)与为天体引力模型误差，A为系统矩阵，B为输入矩阵，C_r为状态系数矩阵；步骤2，设定反馈控制输入在给定时间间隔内与前馈控制同时作用；对误差动力学模型离散化，得到其中，k为离散时间点，E_k为离散化后的扰动输入矩阵；步骤3，设定误差约束集为一个满足的多胞体：其中，δx_max为允许的最大跟踪误差，p表示多胞体的顶点，q为总的顶点数，a_p为状态约束系数矩阵；步骤4，将天体引力模型误差ψ、与外界扰动加速度d描述为如下形式：其中，Ω={Θ|Θ^TΘ≤γ²I，γ>0}，γ、σ与δ为设计任务给定的关于允许模型误差界与外界扰动界的指标参数；步骤5，设计反馈控制律δu_k，使探测器飞行状态控制误差δx_k在步骤3得到的误差约束集内，且满足控制机构非线性特性||δu_k||≤δU_max，δU_max为由设计任务给定反馈控制输入的约束界；δu_k的具体形式为：δu_k=LQ^‑1δx_k其中，矩阵Q＝Q^T>0，矩阵L和Q满足：$\left[\begin{array}{cccccc}(\alpha -1)Q& 0& 0& 0& {\mathrm{QA}}_k^T+L^T{B}_k^T& {\mathrm{QC}}_r^T\\ 0& -\mathrm{\zeta I}& 0& 0& {\mathrm{\zeta E}}_k^T& 0\\ 0& 0& -\frac{\alpha }{2{\sigma }^2}I& 0& E_k^T& 0\\ 0& 0& 0& -\frac{\alpha }{2{\delta }^2}I& E_k^T& 0\\ A_{k}Q+B_{k}L& {\mathrm{\zeta E}}_k& E_k& E_k& -Q& 0\\ C_{r}Q& 0& 0& 0& 0& -\frac{1}{{\gamma }^2}\mathrm{\chi I}\end{array}\right]\le 0---\left(5\right)$$a_p^T{\mathrm{Qa}}_p\le 1---\left(6\right)$$\left[\begin{array}{cc}Q& L^T\\ L& {\mathrm{\delta U}}_{\max }^{2}I\end{array}\right]\ge 0---\left(7\right)$α、ζ为标量，且1>α>0,ζ>0；步骤6，将步骤5得到的控制律δu_k=LQ^‑1δx_k作为反馈控制输入，输入步骤1建立的探测器误差动力学模型，实现行星探测器着陆轨迹跟踪鲁棒控制。