火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制系统

摘要

本发明公开了一种火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制系统，该系统包括有姿态控制系统、复合执行机构、着陆器动力学和运动学模型；其中，姿态控制系统包括有姿态控制器和控制分配；其中，复合执行机构包括有RCS和MM。在考虑多种环境干扰因素情况下，建立基于RCS/MM的着陆器复合动力学模型；根据着陆器系统姿态误差产生控制系统所需要的控制力矩；控制分配则将总的控制力矩单独分配到两个执行机构，产生控制指令；RCS/MM系统根据各自的输入指令产生实际的控制力矩，调整着陆器姿态。本发明可有效降低着陆器系统燃料消耗，具有较强的机动性能，能够产生连续的控制力矩，改善着陆器的姿态控制精度和控制余度，为火星的精确着陆提供保障。

说明书

技术领域

本发明涉及一种火星着陆器的姿态控制系统，更特别地说，是指一 种基于RCS和MM复合的火星着陆器喷气反作用和质量矩复合控制系 统。

背景技术

火星是距离地球较近的行星之一，其自然环境与地球相似，将火星 探测作为深空探测的一部分，对进一步了解地球、火星的演化过程具有 重要意义。

2010年5月第31卷第3期《宇航学报》中公开了名称为：火星 EDL导航、制导与控制技术综述与展望。文献中指出要实现着陆器在火 星表面的精确着陆，着陆器必须经历进入、下降和着陆三个过程。该文 献中的图2公开了着陆器自主障碍检测与规避体系结构，从图中可以看 出高精度制导与控制是着陆任务成功实施的前提和保障，为实现着陆器 在火星表面的精确着陆，必须为着陆器设计高精度的制导系统，而着陆 器的姿态控制是高精度制导系统所要解决的核心关键技术之一。

在目前的深空探测研究和实践中，大都采用喷气反作用控制系统 （Reaction Control System，RCS）产生着陆器姿态控制所需的控制 力矩。虽然RCS控制简单，具有较强的姿态控制能力，但其工作受着陆 器所携带燃料的限制，而且液体燃料的过度消耗还会引起液体晃动及 RCS的脉冲工作模式，直接影响着陆器姿态的控制控制精度，最终会影 响着陆精度。

变质心（Moving Mass，MM）控制（即质量矩控制）则将质量滑 块安装在着陆器内部，通过质量滑块的移动改变着陆器的质心，可以产 生连续控制力矩，不存在烧蚀问题，结构简单。然而，仅依靠MM不能 产生滚转控制力矩，在大气稀薄时，无法实现较大幅度的姿态机动。

姿态控制系统精度也取决于执行机构的输出力矩精度和控制器所能 达到的控制精度。

发明内容

为此，本发明综合考虑两类执行机构的特点，采用RCS和MM复 合控制模式，实现对火星着陆器姿态的高精度控制。

本发明设计的一种火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制系统， 该系统至少包括有姿态控制器、着陆器系统动力学模型和执行机构；

执行机构是指喷气反作用控制系统RCS和变质心MM的复合执行 机构（2）；所述变质心MM中包括有第一质量滑块p和第二质量滑块q； 第一质量滑块p安装在着陆器的本体体坐标系O_b-X_bY_bZ_b的Y_b轴上，且 第一质量滑块p可以沿Y_b轴往复运动；第二质量滑块q安装在着陆器的 本体体坐标系O_b-X_bY_bZ_b的Z_b轴上，且第二质量滑块q可以沿Z_b轴往复 运动；

在基于RSC与MM复合执行机构下构建了着陆器动力学和运动学 模型（3）；

姿态控制系统（1）中的姿态控制模块（11）根据接收到的姿态误差 产生姿态控制所需的期望姿态控制力矩并输出给控制分配模块 （12）中的控制力矩分配模块（121）；控制力矩分配模块（121）将所 述的期望姿态控制力矩进行分配处理后一方面输出RCS力矩指令给RCS指令分解模块（122），另一方面输出质量滑块力矩指令给质 量滑块指令分解模块（123）；RCS指令分解模块（122）对接收到的所 述RCS力矩指令进行分解处理，输出RCS启动指令PWM_RCS给执行 机构中的RCS系统；质量滑块指令分解模块（123）对接收到的所述质 量滑块力矩指令进行分解处理，输出MM的位置指令s_p,s_q给执行机 构中的MM系统；s_p表示第一质量滑块p的位置指令，s_q表示第二质量 滑块q的位置指令；

复合执行机构（2）中的RCS依据PWM_RCS指令产生控制力矩MM依据s_p,s_q指令产生控制力矩复合执行机构（2）的力矩总和为 作用于着陆器的复合控制力矩；

着陆器动力学和运动学模型（3）是在复合执行机构（2）的力矩总 和与环境因素产生的空气干扰力矩共同作用下，改变火星着陆器姿 态，进而改变着陆器的着陆轨迹，最终完成着陆器姿态和位置的解算。

本发明与现有技术相比优点在于：

①充分考虑火星非球形摄动，太阳、地球等星体引力摄动，以及未建模 动态不确定项，建立基于RCS/MM的火星着陆器复合动力学模型。

②设计的姿态控制系统可以对力矩不确定项进行准确估计并补偿，实现 对着陆器期望姿态的准确跟踪。

③力矩分配采用MM输出最大力矩原则，有效降低着陆器系统的燃料消 耗。

④RCS/MM复合执行机构配合工作，可以产生连续的控制力矩，改善 着陆器的姿态控制精度和控制余度。

附图说明

图1是传统火星EDL导航、制导与控制系统的结构框图。

图2是本发明火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制系统的结构 框图。

图3是本发明火星着陆器喷气推力器和质量矩复合控制系统的控制 分配结构框图。

图3A是本发明的控制力矩分配模块的流程图。

图4是坐标系关系示意图。

1.火星着陆器姿态控制系统 11.姿态控制模块 12.控制分配模块 121.控制力矩分配模块 122.RCS指令分解模块 123.质量滑块指令分解模块 2.着陆器复合执行机构 3.着陆器动力学和运动学模型

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明做进一步的详细说明。

在图1所示的火星EDL导航、制导与控制系统结构下，本发明设计 的执行机构为RCS和MM的组合，在基于RSC与MM复合执行机构 下构建了着陆器动力学和运动学模型3。

参见图2、图3所示，本发明的一种火星着陆器喷气推力器和质量 矩复合控制系统，该系统包括有姿态控制系统1、复合执行机构2、着陆 器动力学和运动学模型3；其中，姿态控制系统1包括有姿态控制模块 11和控制分配模块12；其中，复合执行机构2包括有RCS和MM。所 述控制分配模块12包括有控制力矩分配模块121、RCS指令分解模块 122、和质量滑块指令分解模块123。

姿态控制系统1中的姿态控制模块11根据接收到的姿态误差产 生姿态控制所需的期望姿态控制力矩并输出给控制分配模块12中的 控制力矩分配模块121；控制力矩分配模块121将所述的期望姿态控制 力矩进行分配处理后一方面输出RCS力矩指令给RCS指令分解模 块122，另一方面输出质量滑块力矩指令给质量滑块指令分解模块 123；RCS指令分解模块122对接收到的所述RCS力矩指令进行分 解处理，输出RCS启动指令PWM_RCS给执行机构中的RCS系统；质量 滑块指令分解模块123对接收到的所述质量滑块力矩指令进行分解 处理，输出MM的位置指令s_p,s_q给执行机构中的MM系统。

复合执行机构2中的RCS依据PWM_RCS指令产生控制力矩MM 依据s_p,s_q指令产生控制力矩复合执行机构2的力矩总和为作用于着陆器的复合控制力矩。

着陆器动力学和运动学模型3是在复合执行机构2的力矩总和与 环境因素产生的干扰力矩共同作用下，改变火星着陆器姿态，进而改 变着陆器的着陆轨迹，最终完成着陆器姿态和位置的解算。

本发明设计的基于RCS和MM的火星着陆器复合控制系统，在考 虑多种环境干扰因素情况下，建立基于RCS/MM的火星着陆器复合动 力学模型；根据着陆器系统姿态误差产生控制系统所需要的控制力矩； 之后，控制分配将总的控制力矩单独分配到两个执行机构，产生控制指 令；最终RCS/MM系统根据各自的输入指令产生实际的控制力矩，精 确调整着陆器姿态。

参见图4所示，在本发明中，火星惯性坐标系记为O_a-X_aY_aZ_a，简 称为a系，原点O_a为火星的质心，O_aX_a轴沿火星黄道平面与赤道平面的 交线并指向春分点方向，O_aZ_a轴方向是火星的自转轴方向，O_aY_a轴与 O_aX_a轴、O_aZ_a轴构成右手直角坐标系。

参见图4所示，在本发明中，着陆器的本体体坐标系记为 O_b-X_bY_bZ_b，简称为b系，原点O_b为着陆器的质心，O_bX_b轴位于质心O_b与对称体所确定的平面内，平行于体对称轴，并指向着陆器钝头方向， O_bZ_b轴也位于由质心与体对称轴所确定的平面内，垂直于O_bX_b轴，并指 向质心所在位置的反方向，O_bY_b轴与O_bZ_b轴、O_bX_b轴成右手系。图中， r_b为着陆器质心O_b点的绝对矢量。第一质量滑块p安装在着陆器的本体 体坐标系O_b-X_bY_bZ_b的Y_b轴上，且第一质量滑块p可以沿Y_b轴往复运 动。第二质量滑块q安装在着陆器的本体体坐标系O_b-X_bY_bZ_b的Z_b轴 上，且第二质量滑块q可以沿Z_b轴往复运动。

（一）建立基于RCS与MM的着陆器复合动力学模型

考虑火星非球形摄动，太阳、地球等星体引力摄动，以及未建模动 态引起的不确定项。

在本发明中，基于RCS与MM的着陆器平动动力学模型为：

$M\frac{d^2\overline{r_b}}{{\mathrm{dt}}^2}{|}_a=\bar{R}\left(t\right)+\bar{G}\left(t\right)+\bar{P}\left(t\right)+{\bar{F}}_m\left(t\right)+{\bar{F}}_{\xi }\left(t\right)+\Delta \bar{F}\left(t\right)---\left(1\right)$

M为着陆器的总质量；为着陆器所受的空气动力；为火星引力 势能；为RCS的推力矢量；

为在惯性坐标系O_a-X_aY_aZ_a下的着陆器质心点的二次微分矢量；

为着陆器质心O_b点的绝对矢量；d表示微分标识；t为着陆器的着陆时 刻；a为惯性坐标系的标识；

为建模时动态引入的着陆器燃耗、RCS推力或者MM运动的作用 力不确定项；

为摄动加速度；${\bar{F}}_{\xi }\left(t\right)={\mu }_s[\frac{{\bar{r}}_{\mathrm{rs}}}{{\bar{r}}_{\mathrm{rs}}^3}-\frac{{\bar{r}}_{\mathrm{ps}}}{{\bar{r}}_{\mathrm{ps}}^3}]+{\mu }_e[\frac{{\bar{r}}_{\mathrm{re}}}{{\bar{r}}_{\mathrm{re}}^3}-\frac{{\bar{r}}_{\mathrm{pe}}}{{\bar{r}}_{\mathrm{pe}}^3}];$其中：μ_s为太 阳引力常数；μ_e为地球引力常数；为太阳相对于着陆器的位置矢量；为地球相对于着陆器的位置矢量；为太阳在火星惯性系的位置矢量；为地球在火星惯性系的位置矢量；

为质量滑块相对着陆器的运动产生的惯性力；

$\left(\begin{array}{c}{\bar{F}}_m\left(t\right)=-m_p(\frac{d^2\bar{p}}{{\mathrm{dt}}^2}{|}_b+2{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\frac{d\bar{p}}{\mathrm{dt}}{|}_b+{\stackrel{\stackrel{·}{‾}}{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\bar{p}+{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\left({\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\bar{p}\right))\\ -m_q(\frac{d^2\bar{q}}{{\mathrm{dt}}^2}{|}_b+2{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\frac{d\bar{q}}{\mathrm{dt}}{|}_b+{\stackrel{\stackrel{·}{‾}}{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\bar{q}+{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\left({\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\bar{q}\right))\end{array}\right);$其中：p为第一质量 滑块的标识；q为第二质量滑块的标识；为第一质量滑块p的位置矢量；

为第二质量滑块q的位置矢量；m_p为第一质量滑块p的质量；m_q为第 二质量滑块q的质量；

为在着陆器的本体体坐标系O_b-X_bY_bZ_b下的第一质量滑块的二次 微分位置矢量；

为在着陆器的本体体坐标系O_b-X_bY_bZ_b下的第二质量滑块的二次 微分位置矢量；

为在着陆器的本体体坐标系O_b-X_bY_bZ_b下的第一质量滑块的一次微 分位置矢量；

为在着陆器的本体体坐标系O_b-X_bY_bZ_b下的第二质量滑块的一次微 分位置矢量；

为角速度矢量的一阶微分；

为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的角加速度矢量的反对称矩 阵，下角标ab为两个坐标系的标识，上角标“×”表示反对称矩阵形式， ${\stackrel{\stackrel{·}{‾}}{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }=\left(\begin{array}{ccc}0& -{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{abz}}& {\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{aby}}\\ {\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{abz}}& 0& -{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{abx}}\\ -{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{aby}}& {\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{abx}}& 0\end{array}\right),$为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系 的X轴角加速度矢量，为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的Y 轴角加速度矢量，为着陆器本体坐标系相对于惯性坐标系的Z轴角加 速度矢量。

在本发明中，基于RCS与MM的着陆器转动动力学模型为：

$\left(\begin{array}{c}(J_O+\mathrm{\Delta J}){\stackrel{\stackrel{·}{‾}}{\omega }}_{\mathrm{ab}}+{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\left((J_O+\mathrm{\Delta J}){\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}\right)\\ ={\bar{M}}_d+{\bar{M}}_c+{\bar{\tau }}_m+{\bar{\tau }}_r+\Delta \bar{M}\end{array}\right)---\left(2\right)$

J_O为着陆器的转动惯量；

为着陆器相对于惯性坐标系的角速度矢量；

为角速度矢量的一阶微分；

为空气干扰力矩；

为RCS产生控制力矩；

为MM产生的控制力矩；

为建模时动态引入的RCS控制力矩、空气动力矩、空气阻尼力矩或 者质量滑块运动的力矩不确定项；

为质量滑块运动产生的惯性力矩；且：

$\left(\begin{array}{c}{\bar{M}}_c=-m_p[\bar{p}-({\mu }_p\bar{p}+{\mu }_q\bar{q})]\times (\frac{d^2\bar{p}}{{\mathrm{dt}}^2}{|}_b+2{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\frac{d\bar{p}}{\mathrm{dt}}{|}_b)-\\ m_p[(1-{\mu }_p)\frac{d\bar{p}}{\mathrm{dt}}{|}_b-{\mu }_q\frac{d\bar{q}}{\mathrm{dt}}{|}_b]\times (\frac{d\bar{q}}{\mathrm{dt}}{|}_b+{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\bar{p})-\\ m_q[\bar{q}-({\mu }_p\bar{p}+{\mu }_q\bar{q})]\times (\frac{d^2\bar{q}}{{\mathrm{dt}}^2}{|}_b+2{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\frac{d\bar{q}}{\mathrm{dt}}{|}_b)-\\ m_q[(1-{\mu }_p)\frac{d\bar{q}}{\mathrm{dt}}{|}_b-{\mu }_q\frac{d\bar{p}}{\mathrm{dt}}{|}_b]\times (\frac{d\bar{q}}{\mathrm{dt}}{|}_b+{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\bar{q})\end{array}\right);$μ_p为第一质量滑块的质 量比，μ_q为第二质量滑块的质量比，

ΔJ为质量滑块运动引起的附加转动惯量；且：

$\left(\begin{array}{c}\mathrm{\Delta J}=m_p({\bar{p}}^{\times }-({\mu }_p{\bar{p}}^{\times }+{\mu }_q{\bar{q}}^{\times })){\bar{p}}^{\times }+\\ m_q({\bar{q}}^{\times }-({\mu }_p{\bar{p}}^{\times }+{\mu }_q{\bar{q}}^{\times })){\bar{q}}^{\times }\end{array}\right),$式中：

为第一质量块p位置矢量的反对称矩阵，上角标“×”表示反对称矩 阵形式，${\bar{p}}^{\times }=\left(\begin{array}{ccc}0& 0& s_p\\ 0& 0& 0\\ -s_p& 0& 0\end{array}\right),$s_p为质量滑块p的位置；

为第二质量块q位置矢量的反对称矩阵，上角标“×”表示反对称矩阵 形式，${\bar{q}}^{\times }=\left(\begin{array}{ccc}0& 0& s_q\\ 0& 0& 0\\ -s_q& 0& 0\end{array}\right),$s_q为质量滑块q的位置。

（二）根据着陆器系统姿态误差设计控制系统产生姿态控制力矩

假设着陆器系统四元数姿态误差为${\bar{\lambda }}_e={\left(\begin{array}{cccc}{\lambda }_{e0}& {\lambda }_{e1}& {\lambda }_{e2}& {\lambda }_{e3}\end{array}\right)}^T$λ_e0为 四元数中的第一个姿态分量、λ_e1为四元数中的第二个姿态分量、λ_e2为四 元数中的第三个姿态分量、λ_e3为四元数中的第四个姿态分量，下角标e为 误差量，上角标T为坐标转置，的一阶微分记为取误差矢量为 ${\hat{\lambda }}_e={\left(\begin{array}{ccc}{\lambda }_{e1}& {\lambda }_{e2}& {\lambda }_{e3}\end{array}\right)}^T,$则${\bar{\lambda }}_e={\left(\begin{array}{cc}{\lambda }_{e0}& {\hat{\lambda }}_e^T\end{array}\right)}^T.$

根据着陆器复合动力学模型，在受到控制力矩的作用下，可以求得 当前角速度通过与期望角速度矢量比较，得到姿态角速度误差由误差姿态运动学方程：

$\left(\begin{array}{c}{\stackrel{·}{\lambda }}_{e0}=-\frac{1}{2}{\hat{\lambda }}_e^T{\bar{\omega }}_e\\ {\stackrel{\stackrel{·}{^}}{\lambda }}_e=\frac{1}{2}({\hat{\lambda }}_e\times {\bar{\omega }}_e+{\lambda }_{e0}{\bar{\omega }}_e)\end{array}\right)---\left(3\right)$

可以计算得到着陆器系统四元数姿态误差${\bar{\lambda }}_e={\left(\begin{array}{cc}{\lambda }_{e0}& {\hat{\lambda }}_e^T\end{array}\right)}^T.$其中，为 λ_e0的一阶微分，为的一阶微分。

记力矩不确定项估计记为估计误差为系统转动惯量 J＝J_O+ΔJ，选取Lyapunov候选函数V为：

$\left(\begin{array}{c}V=k[{\hat{\lambda }}_e^T{\hat{\lambda }}_e+{({\lambda }_{e0}-1)}^2]+\frac{1}{2}{\bar{\omega }}_e^{T}J{\bar{\omega }}_e\\ +\frac{1}{2}\Delta {\bar{M}}_e^T{\Lambda }^{-1}\Delta {\bar{M}}_e\end{array}\right)---\left(4\right)$

式中，k为姿态控制第一常数，且k＞0；Λ为3×3的姿态控制第二常数 矩阵，且Λ＞0。

对上式两端求导，整理可得：

$\left(\begin{array}{c}\stackrel{·}{V}={\bar{\omega }}_e^T[k{\hat{\lambda }}_e+{\bar{M}}_d+{\bar{\tau }}_m+{\bar{\tau }}_r+{\bar{M}}_c+\Delta \stackrel{\widehat{‾}}{M}-J{\stackrel{\stackrel{·}{‾}}{\omega }}_{\mathrm{ad}}-{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\left(J{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}\right)+\frac{1}{2}\stackrel{·}{J}{\bar{\omega }}_e]\\ -\Delta {\bar{M}}_e^T{\Lambda }^{-1}(\Lambda {\bar{\omega }}_e-\Delta \stackrel{\stackrel{\stackrel{·}{^}}{‾}}{M})\end{array}\right)---\left(5\right)$

为Lyapunov候选函数V的导数；

为着陆器目标坐标系相对于惯性坐标系的期望角速度矢量；

为期望角速度矢量的一阶微分。

在本发明中，姿态控制模块11的不确定模型的估计记为：

$\Delta \stackrel{\stackrel{\stackrel{·}{^}}{‾}}{M}=\Lambda {\bar{\omega }}_e.---\left(6\right)$

在本发明中，姿态控制模块11的控制力矩模型为：

$\left(\begin{array}{c}\bar{\tau }={\bar{\tau }}_m+{\bar{\tau }}_r\\ =-k{\hat{\lambda }}_e-K{\bar{\omega }}_e-{\bar{M}}_d-{\bar{M}}_c-\Delta \stackrel{\widehat{‾}}{M}+\\ J{\stackrel{\stackrel{·}{‾}}{\omega }}_{\mathrm{ad}}+{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}^{\times }\left(J{\bar{\omega }}_{\mathrm{ab}}\right)-\frac{1}{2}\stackrel{·}{J}{\bar{\omega }}_e\end{array}\right)---\left(7\right)$

为复合执行机构控制力矩总和；为力矩不确定项估计的一阶微 分。

则式（5）变化为：

$\stackrel{·}{V}=-{\bar{\omega }}_e^{T}K{\bar{\omega }}_e\le 0$

式中，Κ为姿态控制第三常数矩阵，且Κ＞0。

在本发明中实现对着陆器期望姿态的准确跟踪，式（6）即为对着陆 器系统力矩不确定项的估计，式（7）即为着陆器控制系统所需的姿态控 制力矩。

（三）将控制力矩分配到各执行机构产生控制指令

如图3所示，本发明中姿态控制系统中的控制分配模块12主要分两 步进行：第一步是控制力矩分配模块121将火星着陆器姿态控制力矩指 令分别分配给RCS和MM；第二步是指令分解，根据RCS和MM的 运动学模型，将各自的力矩指令分解为RCS的启动指令PWM_RCS及MM的 位置指令s_p,s_q。

参见图3A所示，假定质量滑块当前产生最大力矩为力矩分配 过程为：

当MM满足偏航通道力矩需求时，Y轴的姿态控制力矩τ_dy全部分配 给MM，τ_dy≤τ_my，τ_my为MM的Y轴控制力矩，即τ_mdy＝τ_dy和τ_rdy＝0；当 MM无法满足偏航通道力矩需求时，τ_dy＞τ_my，MM工作在最大力矩输出 状态，此时输出力矩为τ_mdy＝τ_my和τ_rdy＝τ_dy-τ_mdy；

当MM满足俯仰通道力矩需求时，Z轴的姿态控制力矩τ_dz全部分配 给MM，τ_dz≤τ_mz，τ_mz为MM的Z轴控制力矩，即τ_mdz＝τ_dz和τ_rdz＝0；当 MM无法满足俯仰通道力矩需求时，τ_dz＞τ_mz，MM工作在最大力矩输出 状态，此时输出力矩为τ_mdz＝τ_mz和τ_rdz＝τ_dz-τ_mdz；

此外，着陆器滚动通道由RCS进行控制，即τ_rdx＝τ_dx；

最终，RCS得到力矩指令为${\bar{\tau }}_{\mathrm{rd}}=\left(\begin{array}{ccc}{\tau }_{\mathrm{rdx}}& {\tau }_{\mathrm{rdy}}& {\tau }_{\mathrm{rdz}}\end{array}\right),$MM得到力矩指 令为${\bar{\tau }}_{\mathrm{md}}=\left(\begin{array}{ccc}0& {\tau }_{\mathrm{mdy}}& {\tau }_{\mathrm{mdz}}\end{array}\right).$

指令分解过程为：RCS系统根据分配得到的力矩指令，由RCS指 令分解模块122转换成所对应的启动指令PWM_RCS；MM指令分解模块123 根据运动学模型，在不考虑滑块自身动态特性的影响下，计算出位置指 令s_p,s_q为：

$\left(\begin{array}{c}{s}_p\\ s_q\end{array}\right)={\left(\begin{array}{cc}0& -{\mu }_q{R}_x\\ {\mu }_p{R}_x& 0\end{array}\right)}^{-1}\left(\begin{array}{c}{\tau }_{\mathrm{mdy}}\\ {\tau }_{\mathrm{mdz}}\end{array}\right)---\left(9\right)$

s_p为质量滑块p的位置；s_q为质量滑块q的位置；R_x为空气动力的 X轴分量；τ_mdy为MM的控制力矩的Y轴分量；τ_mdz为MM的控制力 矩的Z轴分量。

（四）复合执行机构响应产生实际控制力矩，调整着陆器姿态

RCS和MM根据各自的输入指令产生实时的控制力矩作 用于火星着陆器，调整着陆器姿态，实现对期望姿态的准确跟踪。

实施例

本实例中，选择最新成功着陆的“好奇号”火星着陆器为研究对象， 相关参数为：M＝2500kg，J＝diag（2000，4000，6000）kg·m²。 两个质量滑块质量均为80kg，$\bar{p}=\left(\begin{array}{ccc}0& s_p& 0\end{array}\right),\bar{q}=\left(\begin{array}{ccc}0& 0& s_q\end{array}\right),$质量滑块 最大位移0.8m，RCS比冲为2000Ns，控制周期为50ms，控制器参 数k＝2.5，K＝diag（12.5,10,12.1），Λ＝diag(2.5,16,8)，火星着 陆器初始姿态四元数为(1000)，初始高度125Km，初始速度5900 m/s。

本实例所设计的复合控制系统接收制导环节产生的期望姿态指令， 并对期望姿态进行跟踪，根据姿态偏差产生所需的控制力矩，并分配给 RCS/MM复合执行机构，产生实际的控制力矩，调整着陆器姿态，保证 制导轨迹的准确跟踪。通过与RCS单独作用的着陆器相比较，本发明所 设计的基于RCS/MM的火星着陆器复合控制系统：控制力矩精度提高 6.09倍左右，姿态角速度跟踪精度提高1.71倍左右，姿态角跟踪精度 提高9.87倍左右；在同一制导系统下，高度跟踪精度提高5.21倍左右， 经度跟踪精度提高3.69倍左右，纬度跟踪精度提高2.31倍左右。

本发明设计的一种基于火星着陆器RCS/MM复合控制系统，该控 制系统通过引入质量滑块执行机构，实现着陆器RCS/MM的复合控制， 不但可以有效降低着陆器系统的燃料消耗，而且还可以产生连续的控制 力矩，改善着陆器的姿态控制精度和控制余度，为火星的精确着陆提供 保障。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知 的现有技术。