一种姿态受限下可重复使用运载火箭气动减速段姿态控制方法技术

本发明专利技术提出一种姿态受限下可重复使用运载火箭气动减速段姿态控制方法，首先，建立了包含未知干扰和模型不确定性的VTLV气动减速段控制模型，并采用动态面控制方法来实现对姿态指令跟踪控制；然后，针对模型中的干扰及不确定性，采用UDE方法对其进行估计并补偿至控制律，从而提高系统的控制精度；最后，为了提升系统的暂态性能，采用了一种新的误差变换方法，并且设计了带有预设性能的动态面控制法。本发明专利技术具有控制精度高、响应速度快、安全性高、通用性强等特点，有针对性地攻克了传统控制方法容易造成的输入饱和等技术难题，可广泛地应用于航天等重要工业领域，为火箭姿态控制受限问题提供了安全、可靠的通用算法。可靠的通用算法。可靠的通用算法。

【技术实现步骤摘要】
一种姿态受限下可重复使用运载火箭气动减速段姿态控制方法


[0001]本专利技术涉及一种姿态受限下可重复使用运载火箭气动减速段姿态控制方法，属于导弹、运载火箭姿态控制


技术介绍

[0002]为了降低火箭发射成本，提高发射效率，可重复使用运载火箭(Reusable Launch Vehicle，RLV)应运而生。RLV可在完成既定任务后返回并在预定的落点进行着陆，相比于“一次性”运载火箭，RLV可以在很大程度上降低发射成本。
[0003]RLV具有多种关键技术，在常规运载火箭的基础上，还包括了飞行器返回与回收的有关技术，例如推进技术、着陆缓冲技术、检测与维护技术等。一般来说，垂直起降可重复使用运载火箭(Vertical takeoff vertical landingRLV，VTVL
‑
RLV，简写为VTLV)的整个飞行阶段包含七个部分：主动段、调姿段、修航段、高空下降段、动力减速段、气动减速段和垂直着陆段。VTLV的全飞行阶段任务剖面如图1所示，气动减速段具有较大的非线性、强耦合、模型参数不确定性等特点，是VTLV垂直回收中最重要的阶段之一，其中姿态控制技术是影响回收的关键技术之一，现有的控制技术面临着棘手问题，主要挑战如下：
[0004](1)控制约束较多：
[0005]运载火箭由于其本身的结构原因，不能像导弹一样利用高速来减少风场干扰的影响，也不能像飞机一样利用机翼保持自身的稳定性，所以在最终着陆阶段时回收任务较为困难，而且运载火箭也存在着多种约束，例如发动机摆角、推力大小、点火次数等，这些约束对控制技术造成了巨大的挑战。
[0006](2)干扰及不确定性强：
[0007]RLV在气动减速段飞行条件较为特殊，与在大气层外飞行不同，需要经过稠密大气，因此气动力不可忽略。此外，由于不同高度下的大气环境不同，例如随着高度的下降，空气密度增大，所以此阶段飞行环境复杂多变。同时，RLV还会受到各种干扰的影响，例如传感器的测量噪声、建模参数偏差等。综上所述，RLV气动减速段飞行环境较为恶劣，受到的干扰及不确定性较强。
[0008](3)着陆要求严格
[0009]RLV的成败在于着陆能否成功。相比于其他航天器，RLV对着陆的要求更为苛刻，尤其对于垂直回收方式，不仅要求在着陆时满足位置精度的要求，同时还要求速度降到零以及姿态与地面保持垂直，因此固定姿态下的软着陆是一个难题。
[0010](4)故障易发生
[0011]RLV在气动减速段姿态调整过程中，推力矢量发动机与栅格舵起主要作用，由于复杂大气环境的影响，执行器和传感器故障容易发生，因此在设计上要保证一定的冗余度，并且也要有良好的控制策略以补偿故障发生对姿态控制的影响。
[0012]随着运载火箭运载能力的提高，其质量、推力和长细比增大，且多采用助推器与芯
级发动机联合摆动参与姿态控制，同时由于复杂气动载荷的作用，导致整体火箭呈现出弹性低频密频模态、强耦合振动、复杂的局部变形等特征，导致箭体模型参数存在很大程度的时变性和不确定性，这将导致火箭姿态控制系统的稳定裕度降低甚至造成失稳的概率极大提高。美国SpaceX公司已将重复使用技术成功应用于“猎鹰9号”运载火箭，面对着诸多困难与压力，我国也应加快火箭重复使用技术的研究进程。

技术实现思路

[0013]本专利技术解决的技术问题：
[0014]由于可重复使用运载火箭具有轻质结构，长细比较大，导致箭体本身在建模的过程中存在较大范围的不确定性。传统的基于偏差的PID控制律姿控设计参数裕度低、适应性不强。本专利技术解决的技术问题主要有两点：一是提高姿态控制的强适应性；二是提高姿态调整过程中的暂态性能。
[0015]本专利技术的目的：
[0016]本专利技术克服现有技术的不足，创新性地提出了一种可重复火箭气动减速段姿态控制的设计方法，有效解决了VTLV在存在外部未知扰动和模型不确定性情况下的姿态受限问题。该方法具有控制精度高、响应速度快、安全性高、通用性强等特点，有针对性地攻克了传统控制方法容易造成的输入饱和等技术难题，可广泛地应用于航天等重要工业领域，为火箭姿态控制受限问题提供了安全、可靠的通用算法。
[0017]本专利技术的解决方案：
[0018]针对含有未知干扰及模型不确定性、姿态受限的垂直起降可重复使用火箭，提出了一种基于不确定性干扰估计(uncertainty and disturbance estimator，UDE)的动态面控制算法，实现了气动减速段精准姿态控制。首先，建立了包含未知干扰和模型不确定性的VTLV气动减速段控制模型，并采用动态面控制方法来实现对姿态指令跟踪控制；然后，针对模型中的干扰及不确定性，采用UDE方法对其进行估计并补偿至控制律，从而提高系统的控制精度；最后，为了提升系统的暂态性能，采用了一种新的误差变换方法，并且设计了一种带有预设性能的动态面控制法(preset performance dynamic surface control，PPDSC)。
[0019]下面将本专利技术的技术方案详述如下：
[0020](1)火箭模型建立
[0021]为了设计VTLV气动减速段姿态控制律，首先需要建立其数学模型。
[0022]考虑到地球自转与扁率的影响，火箭运动的平移方程描述如下：
[0023][0024]式中，h为海拔高度，V为速度，ζ为飞行路径角，φ为纬度，R
e
为地球的半径，ψ为航向角，θ为经度，Y为横向力，L为升力，D为阻力，m为火箭质量，α、β、σ分别表示攻角、侧滑角和倾斜角，g为重力加速度且表达式为g＝μ/(R
e
+h)2(μ是地心引力常数)，ω
e
为地球自转角速度。
[0025]在气动减速段，VTLV发动机处于关闭状态，此时发动机推力为0N，其速度和姿态的变化主要受气动力和气动力矩的影响。RLV在气动减速阶段绕质心转动的动力学方程如下：
[0026][0027][0028]式中，J
kl
(k,l＝x,y,z)代表转动惯量，M
m
(m＝x,y,z)分别代表三通道气动力矩，p、q和r分别是三轴角速度。
[0029]气动力和气动力力矩描述如下：
[0030][0031][0032]式中，S
r
为VTLV的横截面积，L
r
为其参考长度，C
L0
、和是升力系数，C
D0
、和是阻力系数，和分别是横滚、俯仰和偏航的阻尼力矩系数，和是静态稳定力矩系数，和表示控制力矩系数，动压q0＝0.5ρV2，ρ是空气密度(大气模型选用1976年美国标准大气模型)，δ
a
、δ
e
和δ
r
表示三通道等效摆角。
[0033]定义姿态角向量Ω＝[αβσ]T
，角速率向量ω＝[p q r]T
，根据式(2)、(3)，考虑模型中未本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种姿态受限下可重复使用运载火箭气动减速段姿态控制方法，其特征在于：步骤一：火箭模型建立：为了设计VTLV气动减速段姿态控制律，首先需要建立其数学模型；考虑到地球自转与扁率的影响，火箭运动的平移方程描述如下：式中，h为海拔高度，V为速度，ζ为飞行路径角，φ为纬度，R
e
为地球的半径，ψ为航向角，θ为经度，Y为横向力，L为升力，D为阻力，m为火箭质量，α、β、σ分别表示攻角、侧滑角和倾斜角，g为重力加速度且表达式为g＝μ/(R
e
+h)2，μ是地心引力常数，ω
e
为地球自转角速度；在气动减速段，VTLV发动机处于关闭状态，此时发动机推力为0N，速度和姿态的变化受气动力和气动力矩的影响；RLV在气动减速阶段绕质心转动的动力学方程如下：
式中，J
kl
(k,l＝x,y,z)代表转动惯量，M
m
(m＝x,y,z)分别代表三通道气动力矩，p、q和r分别是三轴角速度；定义姿态角向量Ω＝[αβσ]
T
，角速率向量ω＝[pqr]
T
，根据式(2)、(3)，考未知干扰项并进行合并，VTLV的绕质心转动方程进一步简化为：式中，d1表示未知参数和外部扰动之和，d2表示未知扰动力矩和模型不确定性之和；δ＝[δ
a
,δ
e
.δ
r
]
T
为控制输入向量；J为VTLV的瞬间转动惯量矩阵，ω
×
为ω的斜对称矩阵，R为坐标转移矩阵，B为瞬时控制输入矩阵；步骤二：基于UDE的干扰估计：采用UDE方法来估计VTLV姿态模型(6)中的复合干扰d1和d2，并补偿至后续控制律中来提高控制精度；根据式(6)，VTLV姿态模型中的未知项表示为：
UDE通过滤波器来估计未知干扰，针对VTLV模型的干扰，设计如下的干扰估计：式中，D
n
(s),(n＝1,2)分别为干扰d
i
和干扰估计的拉式变换；G
fn
(s)＝(τ
n
s+I)
‑1表示一阶滤波器矩阵，其中τ
n
∈R3×3为待设计的滤波器系数矩阵；通过拉式反变换得到：等号两侧同时积分，得到干扰估计的表达式如下：其中，t为积分时间，该公式(10)将用于后续控制器设计，未知项d
i
将被替换；步骤三：带有预设性能的动态面控制器设计：为了使VTLV姿态控制器具有满意的暂态性能与稳态误差，并降低控制律的复杂性，需要进行设计带有预设性能的动态面控制器；误差性能函数表示为：
‑
z
min
l
i
(t)＜e
i
(t)＜z
max
θ
i
(t)(i＝1,2,3)(11)式中，姿态跟踪误差[e1(t) e2(t) e3(t)]
T
＝Ω
‑
Ω
d
，z
min
和z
max
为待设定的正值参数，是一个可导的、有界的且严格单调递减的正值函数，采用指数型性能函数，具体形式如下：式中，m
i
、b
i,0
、b
i,∞
是正常数，m
i
代表收敛速度，要求z
max
b
i,0
和z
min
b
i,0
一定要大于误差初始值的绝对值|e(0)|，并且满足选择b
i,0
使，式中，e
i
(t)的初始条件e
i
(0)满足定义跟踪误差e
i
的下界、上界分别为：根据分析，构造非线性变换：式中，S
1,i
是变换后的误差变量。2.根据权利要求1所述的一种姿态受限下可重复使用运载火箭气动减速段姿态控制方法，其特征在于：在步骤一中，气动力和气动力力矩描述如下：
式中，S
r
为VTLV的横截面积，L
r
为其参考长度，C

【专利技术属性】
技术研发人员：李文婷，苏善伟，莫然，林岩，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：