[發明專利]火星著陸器噴氣推力器和控制力矩陀螺復合控制系統

有效

• 申請號: 201410139287.6
• 申請日: 2014-04-08
• 公開（公告）號: CN103863578A
• 公開（公告）日: 2014-06-18
• 發明（設計）人: 吳忠;王振;郭雷
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: B64G1/16
• 分類號: B64G1/16;G05D1/08
• 代理公司: 北京永創新實專利事務所 11121
• 代理人: 李有浩

技術領域

本發明涉及一種火星著陸器的姿態控制系統，更特別地說，是指一種基于RCS和SGCMG復合執行機構的火星著陸器復合控制系統。

背景技術

火星是距離地球較近的行星之一，其自然環境與地球相似，將火星探測作為深空探測的一部分，對進一步了解地球、火星的演化過程具有重要意義。

2010年5月第31卷第3期《宇航學報》中公開了名稱為：火星EDL導航、制導與控制技術綜述與展望。文獻中指出要實現著陸器在火星表面的精確著陸，著陸器必須經歷進入、下降和著陸（Entry、Descent、Landing，EDL）三個過程。該文獻中的圖2公開了著陸器自主障礙檢測與規避體系結構，從圖中可以看出高精度制導與控制是著陸任務成功實施的前提和保障，為實現著陸器在火星表面的精確著陸，必須為著陸器設計高精度的制導系統，而著陸器的姿態控制是高精度制導系統所要解決的核心關鍵技術之一。

在目前的深空探測研究和實踐中，大都采用噴氣反作用控制系統（Reaction?Control?System，RCS）產生著陸器姿態控制所需的控制力矩。雖RCS控制簡單，具有較強的姿態控制能力，但其工作受著陸器所攜帶燃料的限制，而且液體燃料的過度消耗還會引起液體晃動及RCS的脈沖工作模式，直接影響著陸器姿態的控制控制精度，最終會影響著陸精度。

單框架控制力矩陀螺（Single?Gimbal?Control?Moment?Gyroscope，SGCMG）控制則將SGCMG安裝在著陸器內部，不依賴于外部大氣環境，利用自身較小的框架運動即可輸出較大的連續控制力矩，不存在燒蝕問題，易于氣動布局和熱防護的優化設計，結構簡單。然而，SGCMG是一種角動量交換裝置，角動量長時間持續積累可能會發生飽和問題，需要借助其它執行機構卸載。

姿態控制系統精度也取決于執行機構的輸出力矩精度和控制器所能達到的控制精度。

發明內容

為此，本發明綜合考慮兩類執行機構的特點，采用RCS和SGCMG復合控制模式，實現對著陸器姿態的高精度控制。

本發明的目的是：提供一種基于RCS/SGCMG復合執行機構的火星著陸器噴氣推力器和控制力矩陀螺復合控制系統，該控制系統通過引入SGCMG執行機構，實現著陸器RCS和SGCMG的復合控制，不但可以有效降低著陸器系統的燃料消耗，而且還可以產生連續的控制力矩，改善著陸器的姿態控制精度和控制余度，為火星的精確著陸提供保障。

本發明的一種火星著陸器噴氣推力器和控制力矩陀螺復合控制系統，火星著陸器至少包括有姿態控制器、著陸器系統動力學模型和執行機構；其特征在于：

執行機構是指噴氣反作用控制系統RCS和單框架控制力矩陀螺SGCMG的組合的復合執行機構；

在基于RSC與SGCMG復合執行機構下構建了著陸器動力學和運動學模型（3）；

姿態控制系統（1）中的姿態控制模塊（11）根據接收到的姿態誤差產生姿態控制所需的期望姿態控制力矩并輸出給控制分配模塊（12）中的控制力矩分配模塊（121）；控制力矩分配模塊（121）將所述的期望姿態控制力矩進行分配處理后一方面輸出RCS力矩指令給RCS指令分解模塊（122），另一方面輸出SGCMG力矩指令給質量滑塊指令分解模塊（123）；RCS指令分解模塊（122）對接收到的所述RCS力矩指令進行分解處理，輸出RCS啟動指令PWM_RCS給執行機構中的RCS系統；SGCMG指令分解模塊（123）對接收到的所述SGCMG力矩指令進行分解處理，輸出SGCMG的框架角速度指令給執行機構中的SGCMG系統；

復合執行機構（2）中的RCS依據PWM_RCS指令產生控制力矩SGCMG依據框架角速度指令指令產生控制力矩復合執行機構（2）的力矩總和為作用于著陸器的復合控制力矩；

著陸器動力學和運動學模型（3）是在復合執行機構（2）的力矩總和與空氣干擾力矩共同作用下，改變火星著陸器姿態，進而改變著陸器的著陸軌跡，最終完成著陸器姿態和位置的解算。

附圖說明

圖1是傳統火星EDL導航、制導與控制系統的結構框圖。

圖2是本發明基于RCS和SGCMG的火星著陸器復合控制系統的結構框圖。

圖3是本發明基于RCS和SGCMG的火星著陸器復合控制系統的控制分配的結構框圖。

圖4是火星著陸器關聯的坐標系關系示意圖。

圖4A是SGCMG框架坐標系示意圖。