一种基于混合灵敏度的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法技术

本发明专利技术提出一种基于混合灵敏度的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法。该方法设计了以栅格舵为执行机构、考虑不确定性的运载火箭子级控制系统模型，给出了鲁棒控制器的求解流程，从而保证了火箭子级在大参数不确定条件下的稳定和保性能飞行。本发明专利技术可有效提高运载火箭子级在大气层内飞行过程中控制系统的鲁棒性，通过充分利用栅格舵在大动压区的高控制效率，有效保障子级对制导指令的高精度跟踪。相较于经典控制方法和非线性及智能控制方法，本发明专利技术在实现控制系统对不确定参数的鲁棒稳定同时，也保证了较高的工程可实践性，将在运载火箭子级返回落区控制以及未来的垂直起降可重复使用领域发挥重要作用。

A Robust Control Method Based on Hybrid Sensitivity for Launch Vehicle Substage Return to Atmosphere

The invention provides a robust flight control method for launch vehicle sub-stages returning to the atmosphere based on mixed sensitivity. This method designs a control system model of carrier rocket sub-stage with grid rudder as actuator and uncertainties taken into account. The solution flow of robust controller is given, which ensures the stability and performance of rocket sub-stage under large parameter uncertainties. The invention can effectively improve the robustness of the control system of the carrier rocket sub-stage in the process of flight in the atmosphere, and effectively guarantee the high precision tracking of the guidance command of the sub-stage by making full use of the high control efficiency of the grid rudder in the large dynamic pressure region. Compared with the classical control method and the non-linear and intelligent control method, the present invention not only realizes the robust stability of the control system to uncertain parameters, but also guarantees high engineering practicability, and will play an important role in the field of carrier rocket sub-stage return-landing zone control and future vertical take-off and landing reusability.

【技术实现步骤摘要】
一种基于混合灵敏度的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法
本专利技术属于制导与控制
，特别是涉及一种基于混合灵敏度的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法。
技术介绍
考虑到大气烧蚀、机构加工偏差和大气环境多变等因素，运载火箭子级返回大气层内飞行过程呈现大参数不确定特点。较大的结构参数偏差(质量偏差、转动惯量偏差、质心位置偏差等)、气动偏差(大气密度偏差、气动力/力矩系数偏差等)以及未建模动态，使得实际运载火箭系统模型存在于大不确定包络中，对火箭控制系统的鲁棒性提出了较高要求。针对上述大不确定控制系统，经典控制理论(频率响应方法以及根轨迹法等)虽然可以保证一定程度上的稳定性，但是并不能给出闭环控制系统对不确定模态的适应程度，也无法从理论层面论证在给定不确定包线下系统的稳定性。而新型的非线性强抗扰控制方法(滑模控制方法、自抗扰控制方法、预测控制方法等)和智能控制方法虽然可以实现对不确定参数较强的适应性，但相应的控制系统结构复杂，工程可实践性差。因此，具备成熟理论基础的H∞鲁棒控制理论是解决运载火箭子级返回大气层飞行控制问题的较优途径。H∞鲁棒控制理论兴起于泛函分析和算子理论趋于完善的上世纪60-80年代。该理论的核心即是将H∞范数作为描述模型不确定性的数学工具及控制系统的设计指标。在建立系统模型不确定性H∞描述模型后，基于小增益定理等基础理论即可设计镇定控制器，在实现系统镇定的同时保证闭环系统某向通道传递函数的H∞范数满足性能指标需求。由于实际控制系统设计过程中可能并存多性能指标，如噪声抑制度，小跟踪误差，小控制量等，因此由基础H∞鲁棒控制又衍生出混合灵敏度H∞控制。该方法通过设定多向通道的权重函数以约束不同通道的频域特性，从而实现多个H∞形式性能指标的同时满足。目前针对混合灵敏度H∞控制问题，已有现成Matlab工具箱方便控制器求解。
技术实现思路
本专利技术目的是为了解决现有技术中的技术问题，提出了一种基于混合灵敏度的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法。本专利技术是通过以下技术方案实现的，本专利技术提出一种基于混合灵敏度H∞的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法，具体包括以下步骤：步骤一：基于包含陀螺仪和加速度计的箭载导航系统获取体系下实时法向过载、侧向过载、滚转角和三通道角速度信息；步骤二：将实时飞行状态信息与制导系统生成的实时法向/侧向过载指令和滚转角指令相减，进而获取实时控制误差项；步骤三：设计H∞鲁棒控制律；步骤四：将实时控制误差项与设计完成的H∞鲁棒控制律相乘，从而获取实时舵偏角指令；步骤五：栅格舵根据舵偏角指令进行摆动以产生气动控制力矩来控制运载火箭子级姿态转动，从而实现期望过载和滚转角。进一步地，所述步骤三具体为：第一步：构建运载火箭子级状态空间形式的过载控制标称模型；第二步：引入运载火箭不确定参数，构建运载火箭不确定模型；第三步：基于奇异值分解方法将系统不确定块进行转化，重新构建运载火箭不确定模型；第四步：考虑控制目标，设计权重传递函数；第五步：针对设计完成的运载火箭子级控制模型，利用Matlab软件鲁棒控制工具箱中hinfsyn函数进行控制器求解，获取满足性能指标的鲁棒控制器。进一步地，所述三通道角速度为俯仰、偏航和滚转姿态角速度。进一步地，所述第一步具体为：构建运载火箭子级过载驾驶仪标称模型，基于小扰动线性化后解耦的三通道运载火箭子级运动学与动力学模型表述为如下状态空间模型：其中动力系数为：式中，γ表示滚转角，ny、nz分别表示体系下法向过载和侧向过载，ωx、ωy和ωz分别表示滚转角速度，偏航角速度和俯仰角速度，δx、δy、δz分别表示副翼、方向舵和升降舵，分别表示俯仰通道、偏航通道和滚转通道气动动导数，和表示法向力系数Cy关于攻角α和升降舵的斜率，和表示侧向力系数Cz关于侧滑角β和方向舵的斜率，和表示俯仰力矩系数mz关于攻角α和升降舵的斜率，表示滚转力矩系数mx关于副翼的斜率，和表示偏航力矩系数my关于侧滑角β和方向舵的斜率，q表示动压，S表示运载火箭特征面积，L表示特征长度，Jx、Jy、Jz分别表示运载火箭三轴转动惯量，V表示运载火箭飞行速度，g表示重力加速度，m表示运载火箭子级质量。进一步地，所述第二步具体为：引入运载火箭不确定参数：其中Δρ表示不确定密度，表示的不确定范围，表示的不确定范围，Δm表示m的不确定范围，表示的不确定范围，表示的不确定范围，ΔXcg表示质心位置Xcg的不确定范围，ΔXcp表示压心位置Xcp的不确定范围，上标“—”和下标“—”分别表示不确定范围的上下界；运载火箭不确定模型表达为：其中Ai0、Bi0、Ci0、Di0(i＝x,y,z)代表标称矩阵，其中每一个矩阵元素均是公式(1)中标称动力系数；ΔAi、ΔBi、ΔCi、ΔDi(i＝x,y,z)均为由不确定系数所构建的不确定状态空间系统矩阵、控制矩阵、输出矩阵和直接传递矩阵：其中前标“Δ”均表示对应系数的不确定范围。进一步地，所述第三步具体为：基于奇异值分解方法将系统不确定矩阵(5)转化为如下形式：其中Ei、Fi是列满秩矩阵，Gi、Hi是行满秩矩阵；基于奇异值分解结果将运载火箭不确定模型表示为：wi＝Δzi其中Δ表示H∞(Δ)＜1的不确定对角块，式中，zi代表不确定块的输入，yi是输出信号，用作控制器的输入，wi代表不确定块的输出。进一步地，所述第四步具体为：I)：设定参考模型传递函数为：其中ξ代表参考模型的期望阻尼，w代表参考模型的固有频率；II)：为衡量控制器的跟踪效果，引入跟踪性能权重传递函数为：其中M为权重传递函数Wp(s)高频增益的倒数，A为Wp(s)在低频时增益的倒数，为权重传递函数的近似带宽，被表示为：其中ξ为阻尼频率，tp表示追踪性能传递函数的上升时间；III)：为改善控制系统应对传递函数高频噪声的性能，引入补灵敏度权重传递函数如下形式：其中，CM为权重传递函数WT(s)在高频处的增益，CA为WT(s)在低频时的增益，为WT(s)的穿越频率；IV)：考虑气动舵的饱和特性，对气动舵偏角进行限幅，引入控制量限幅权重传递函数如下形式：其中，k0代表栅格舵可转动的最大舵偏角，w0代表栅格舵的执行带宽，w∞代表权重传递函数的截止频率；至此，已完成权重传递函数设置。本专利技术有益效果：本专利技术提出了一种基于混合灵敏度H∞的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法。该方法设计了以栅格舵为执行机构、考虑不确定性的运载火箭子级控制系统模型，给出了鲁棒控制器的求解流程，从而保证了火箭子级在大参数不确定条件下的稳定和保性能飞行。本专利技术可有效提高运载火箭子级在大气层内飞行过程中控制系统的鲁棒性，通过充分利用栅格舵在大动压区的高控制效率，有效保障子级对制导指令的高精度跟踪。相较于经典控制方法和非线性及智能控制方法，本专利技术在实现控制系统对不确定参数的鲁棒稳定同时，也保证了较高的工程可实践性，将在运载火箭子级返回落区控制以及未来的垂直起降可重复使用领域发挥重要作用。附图说明图1为本专利技术运载火箭上分式变换模型图；图2为本专利技术运载火箭子级控制模型图。图2中，ri代表输入信号，k代表求解出的鲁棒控制器。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于混合灵敏度H∞的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法，其特征在于：具体包括以下步骤：步骤一：基于包含陀螺仪和加速度计的箭载导航系统获取体系下实时法向过载、侧向过载、滚转角和三通道角速度信息；步骤二：将实时飞行状态信息与制导系统生成的实时法向/侧向过载指令和滚转角指令相减，进而获取实时控制误差项；步骤三：设计H∞鲁棒控制律；步骤四：将实时控制误差项与设计完成的H∞鲁棒控制律相乘，从而获取实时舵偏角指令；步骤五：栅格舵根据舵偏角指令进行摆动以产生气动控制力矩来控制运载火箭子级姿态转动，从而实现期望过载和滚转角。

【技术特征摘要】
1.一种基于混合灵敏度H∞的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法，其特征在于：具体包括以下步骤：步骤一：基于包含陀螺仪和加速度计的箭载导航系统获取体系下实时法向过载、侧向过载、滚转角和三通道角速度信息；步骤二：将实时飞行状态信息与制导系统生成的实时法向/侧向过载指令和滚转角指令相减，进而获取实时控制误差项；步骤三：设计H∞鲁棒控制律；步骤四：将实时控制误差项与设计完成的H∞鲁棒控制律相乘，从而获取实时舵偏角指令；步骤五：栅格舵根据舵偏角指令进行摆动以产生气动控制力矩来控制运载火箭子级姿态转动，从而实现期望过载和滚转角。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述步骤三具体为：第一步：构建运载火箭子级状态空间形式的过载控制标称模型；第二步：引入运载火箭不确定参数，构建运载火箭不确定模型；第三步：基于奇异值分解方法将系统不确定块进行转化，重新构建运载火箭不确定模型；第四步：考虑控制目标，设计权重传递函数；第五步：针对设计完成的运载火箭子级控制模型，利用Matlab软件鲁棒控制工具箱中hinfsyn函数进行控制器求解，获取满足性能指标的鲁棒控制器。3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于：所述三通道角速度为俯仰、偏航和滚转姿态角速度。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：所述第一步具体为：构建运载火箭子级过载驾驶仪标称模型，基于小扰动线性化后解耦的三通道运载火箭子级运动学与动力学模型表述为如下状态空间模型：其中动力系数为：式中，γ表示滚转角，ny、nz分别表示体系下法向过载和侧向过载，ωx、ωy和ωz分别表示滚转角速度，偏航角速度和俯仰角速度，δx、δy、δz分别表示副翼、方向舵和升降舵，分别表示俯仰通道、偏航通道和滚转通道气动动导数，和表示法向力系数Cy关于攻角α和升降舵的斜率，和表示侧向力系数Cz关于侧滑角β和方向舵的斜率，和表示俯仰力矩系数mz关于攻角α和升降舵的斜率，表示滚转力矩系数mx关于副翼的斜率，和表示偏航力矩系数my关于侧滑角β和方向舵的斜率，q表示动压，S表示运载火箭特征面积，L表示特征长度，Jx、Jy、Jz分别表示运载火箭三轴转动惯量，V表示运载火箭飞行速度，g表示重力加速...

【专利技术属性】
技术研发人员：崔乃刚，韦常柱，琚啸哲，李源，关英姿，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江,23