基于滑模控制的可重复使用运载火箭垂直软着陆制导方法技术

本发明专利技术公开了一种基于滑模控制的可重复使用运载火箭垂直软着陆制导方法，所述方法包括如下步骤：步骤一、建立以伪高度变量τ为自变量的数学模型，步骤二、设计制导律，步骤三、通过弹载传感器获取飞行器的实时参数，步骤四、将指令输入执行器，控制飞行器飞行；步骤五：重复步骤三到步骤四，直到火箭垂直软着陆。本发明专利技术将滑模控制理论用于火箭垂直着陆的全过程制导，考虑了燃料等各种约束，克服了火箭返回过程空间跨度大，各飞行阶段任务不同，飞行环境复杂多变，存在较强的不确定性干扰等外部条件，保证了火箭着陆时的速度误差、位置误差和落角误差趋近于零，实现了火箭的垂直软着陆。陆。陆。

【技术实现步骤摘要】
基于滑模控制的可重复使用运载火箭垂直软着陆制导方法


[0001]本专利技术涉及一种火箭垂直软着陆制导方法，具体涉及一种基于滑模控制理论的重复使用运载火箭垂直软着陆制导方法。

技术介绍

[0002]重复使用运载器(Reusable Launch Vehicle，RLV)成为当下研究的热门。火箭垂直回收过程可分为调姿段、动力减速段、气动减速段和垂直着陆段。调姿段的主要目的是当火箭分离后，将火箭姿态翻转以便后续利用发动机进行减速。动力减速段的作用是在火箭进入稠密的大气之前通过降低速度来减小箭体受到的动压和热流，避免箭体的结构受到破坏。气动减速段的作用是在关闭发动机的情况下利用大气阻力对火箭进一步减速，并使火箭到达预定降落点上方，完成制导任务。垂直着陆段的目的是利用发动机实现精确的垂直软着陆。由于火箭返回过程空间跨度大，各飞行阶段任务不同，飞行环境复杂多变，存在较强的不确定性干扰，对着陆要求苛刻。除此之外，还需要满足动压、热流、过载、可用燃料等约束条件。
[0003]垂直着陆制导常用方法可分为轨迹优化、跟踪制导和显式制导，其中：现有跟踪制导和离线轨迹优化的缺点是抗干扰能力弱，在线轨迹优化的缺点在于计算量大，箭载计算机难以在短时间生成理想弹道，而显式制导大都未考虑燃料约束的问题，且抗干扰性能和鲁棒性有待提高。
[0004]滑模控制的动态响应速度快、算法简单、物理实现容易、对参数摄动和外界干扰不敏感、鲁棒性和适应性好，适用于火箭垂直着陆，但现有将滑模控制直接用于火箭回收制导的相关研究较少，且大都只针对气动减速段，并未考虑发动机推力与燃料的影响，无法完整的实现火箭垂直回收过程。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是提供一种能抗剧烈干扰、具有全局鲁棒性、计算简单、考虑了燃料等各种约束的基于滑模控制的可重复使用运载火箭垂直软着陆制导方法。
[0006]本专利技术的目的是通过以下技术方案实现的：
[0007]一种基于滑模控制的可重复使用运载火箭垂直软着陆制导方法，包括如下步骤：
[0008]步骤一、建立以伪高度变量τ为自变量的数学模型：
[0009][0010][0011][0012][0013][0014]其中，v为速度，θ为弹道倾角，m为导弹质量，g为地球重力加速度，P为发动机推力，δ为发动机偏转角，α为攻角，I
sg
为发动机比冲，F
e
＝[F
ex
,F
ey
]为离心惯性力，F
k
＝[F
kx
,F
ky
]为哥氏惯性力，d
w1
和d
w2
为外部扰动，D为气动阻力，L为气动升力，右上带“＇”表示关于τ的一阶导数；τ＝y
f0
‑
y，y
f0
为火箭在任意阶段的初始高度，y为火箭在当前时刻的高度，时间变量t与伪高度变量τ的关系为：
[0015]步骤二、设计制导律
[0016]火箭回收制导过程分动力减速段、气动减速段和垂直着陆段三个阶段，各阶段对应的三个控制量分别为P、δ、α，据此分别设计各阶段的滑模制导律：
[0017]步骤二一、设计动力减速段制导律
[0018]设动力减速段伪高度变化范围为τ0～τ
f1
，其中τ
f1
＝y0‑
y
f1
；将气动力和惯性力当作不确定干扰，将步骤一中的v
′
简化为：
[0019][0020]设状态误差变量e1为：
[0021]e1＝v
‑
v
f1
；
[0022]由v
′
和e1可得如下一阶非线性系统：
[0023][0024][0025]针对上述一阶非线性系统设计如下滑模函数：
[0026][0027]其中，a1、p1和q1为常增益正系数，C1为由初始条件确定的常数：C1＝
‑
e1(τ0)
‑
a1；
[0028]滑模函数S1关于伪高度变量τ的一阶导数为：
[0029][0030]结合一阶非线性系统和S
′
，可得发动机控制推力P为：
[0031][0032]其中，K1为常数，且K1＞|d1|；
[0033]该阶段其他两个控制量输出为：δ＝0，α＝0；
[0034]步骤二二、设计气动减速段制导律
[0035]设气动减速段伪高度变化范围为τ
f1
～τ
f2
，其中τ
f2
＝y
f1
‑
y
f2
；将惯性力当作不确定干扰，将步骤一中的θ
′
简化为：
[0036][0037][0038]此阶段，火箭除了根据制导指令到达指定的垂直降落位置外，还需要满足落角为
‑
90
°
，为实现上述终端要求，设计如下两个中间误差变量：
[0039]ζ1＝x
‑
x
f2
+(τ
‑
τ
f2
)cotθ
f2
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(25)；
[0040][0041]其中，θ
f2
＝90
°
为该阶段的终端期望落角；根据θ
′
、ζ1和ζ2，可得如下带不确定扰动的二阶非线性系统：
[0042][0043][0044]针对上述的二阶非线性系统，设计如下全局滑模函数：
[0045][0046]其中，n2和q2为常数，且满足n2＞1，q2＞0和q2‑
n2+1≠0，C2为该阶段初始条件确定的常数：
[0047]对滑模函数S2求关于τ的一阶导数可得：
[0048][0049]结合二阶非线性系统，可得控制升力为：
[0050][0051]其中，K2为常数，且K2＞|d2|；
[0052]利用控制升力L可求得攻角为：
[0053][0054]式中，ρ为空气密度，S为飞行器的参考面积，C
L
为升力系数，C
Li
(i＝1,2,3)是通过飞行器实际的气动数据拟合得到的系数；
[0055]此阶段发动机为关机状态，剩余两个控制量为：P＝0，δ＝0；
[0056]步骤二三、设计垂直降落段制导律
[0057]设垂直降落段伪高度变化范围为τ
f2
～τ
f3
，其中τ
f3
＝y
f2
‑
y
f3
；将气动力和惯性力当作不确定干扰，将步骤一中的v
′
和θ
′
简化为：
[0058][0059][0060][0061][0062]设三个如下所示的误差变量：
[0063]e
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于滑模控制的可重复使用运载火箭垂直软着陆制导方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：步骤一、建立以伪高度变量τ为自变量的数学模型：学模型：学模型：学模型：学模型：其中，v为速度，θ为弹道倾角，m为导弹质量，g为地球重力加速度，P为发动机推力，δ为发动机偏转角，α为攻角，I
sg
为发动机比冲，F
e
＝[F
ex
,F
ey
]为离心惯性力，F
k
＝[F
kx
,F
ky
]为哥氏惯性力，d
w1
和d
w2
为外部扰动，D为气动阻力，L为气动升力，右上带“＇”表示关于τ的一阶导数，τ＝y
f0
‑
y，y
f0
为火箭在任意阶段的初始高度，y为火箭在当前时刻的高度；步骤二、设计制导律火箭回收制导过程分动力减速段、气动减速段和垂直着陆段三个阶段，各阶段对应的三个控制量分别为P、δ、α，据此分别设计各阶段的滑模制导律：步骤二一、设计动力减速段制导律设动力减速段伪高度变化范围为τ0～τ
f1
，其中τ
f1
＝y0‑
y
f1
；将气动力和惯性力当作不确定干扰，将步骤一中的v
′
简化为：设状态误差变量e1为：e1＝v
‑
v
f1
；由v
′
和e1可得如下一阶非线性系统：得如下一阶非线性系统：针对上述一阶非线性系统设计如下滑模函数：其中，a1、p1和q1为常增益正系数，C1为由初始条件确定的常数：C1＝
‑
e1(τ0)
‑
a1；滑模函数S1关于伪高度变量τ的一阶导数为：
结合一阶非线性系统和S
′
，可得发动机控制推力P为：其中，K1为常数，且K1＞|d1|；该阶段其他两个控制量输出为：δ＝0，α＝0；步骤二二、设计气动减速段制导律设气动减速段伪高度变化范围为τ
f1
～τ
f2
，其中τ
f2
＝y
f1
‑
y
f2
；将惯性力当作不确定干扰，将步骤一中的θ
′
简化为：简化为：此阶段，火箭除了根据制导指令到达指定的垂直降落位置外，还需要满足落角为
‑
90
°
，为实现上述终端要求，设计如下两个中间误差变量：ζ1＝x
‑
x
f2
+(τ
‑
τ
f2
)cotθ
f2
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(25)；其中，θ
f2
＝90
°
为该阶段的终端期望落角；根据θ
′
、ζ1和ζ2，可得如下带不确定扰动的二阶非线性系统：阶非线性系统：针对上述的二阶非线性系统，设计如下全局滑模函数：其中，n2和q2为常数，且满足n2＞1，q2＞0和q2‑
n2+1≠0，C2为该阶段初始条件确定的常数：对滑模函数S2求关于τ的一阶导数可得：
结合二阶非线性系统，可得控制升力为：其中，K2为常数，且K2＞|d2|；利用控制升力L可求得攻角为：式中，ρ为空气密度，S为飞行器的参考面积，C
L
为升力系数，C
Li
(i＝1,2,3)是通过飞行器实际的气动数据拟合得到的系数；此阶段发动机为关机状态，剩余两个控制量为：P＝0，δ＝0；步骤二三、设计垂直降落段制导律设垂直降落段伪高度变化范围为τ
f2
～τ
f3
，其中τ
f3
＝y
f2
‑
y
f3
；将气动力和惯性力当作不确定干扰，将步骤一中的v
′
和θ
′
简化为：简化为：简化为：简化为：设三个如下所示的误差变量：e
31
＝v
‑
v
f3
；ζ
31
＝x
‑
x
f3
+(τ
‑
τ
...

【专利技术属性】
技术研发人员：盛永智，甘佳豪，张成新，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：