【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于运载火箭控制领域，尤其涉及一种用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统及方法。
技术介绍
1、自人类首次太空旅行以来，经过长达六十多年的不断探索和发展，全世界截至目前为止只有运载火箭和航天飞机两类可以执行空天运输任务的运载器，其中，除航天飞机可少部分重复使用以外，其他均不可再次使用，并且航天飞机的维护成本十分昂贵，因此太空运输成本一直久高不下，大大限制了人类探索外太空的步伐。
2、新型垂直起降运载火箭是能够垂直起飞、垂直降落的火箭，通过垂直降落可以达到回收一级火箭并重复利用的目的；新型垂直起降运载火箭不同于传统载人飞船半弹道式在入大气层后通过降落伞回收，也不同于航天飞机在机场水平降落，垂直起降运载火箭是带气动舵面的旋成体箭体，通过舵面和矢量推力共同控制实现垂直降落，此过程中比一般运载火箭要复杂的多，且具有模型不确定性、外部干扰多、剧烈参数摄动等特点，所以极强的非线性就为其姿态控制带来了巨大的难题。
技术实现思路
1、本专利技术提供了一种用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统及方法，基于l1自适应控制理论和最优控制理论，设计了针对于垂直起降火箭的多通道姿态控制器，以降低应用多个单通道姿态控制器的设计复杂度，并且获得更强的鲁棒性，更稳定地控制火箭垂直起降时的飞行姿态。
2、为实现以上目的，本专利技术采用以下技术方案：
3、一种用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统，包括：飞行管理系统、姿态控制器和控制分配器；
4、所述飞行管理系统根据任务
5、所述姿态控制器包含外回路姿态角单元、外回路位置环单元、内回路角速率单元和增稳控制单元；
6、所述外回路姿态角单元采用比例积分pi控制方法，具体包括：
7、外回路滚转通道控制子单元，用于计算所述滚转角指令与所述滚转通道的当前滚转角的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路滚转通道增益控制网络的运算、并与俯仰通道和偏航通道上由于交联支路引起的角速度量值相减后，作为所述滚转通道的角速度控制值向所述内回路滚转通道控制子单元输出；
8、外回路偏航通道控制子单元，用于计算所述偏航角指令与所述偏航通道的当前偏航角的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路偏航通道增益控制网络的运算、并与俯仰通道上由交联支路引起的俯仰角速度相减后，作为所述偏航通道的角速度控制值向所述内回路偏航通道控制子单元输出；
9、外回路俯仰通道控制子单元，用于计算所述俯仰角指令与所述俯仰通道的当前俯仰角的偏差，将计算出的偏差经过预设的外回路俯仰通道增益控制网络的运算、并与偏航通道上由交联支路引起的偏航角速度相加后，作为所述俯仰通道的角速度控制值向所述内回路俯仰通道控制子单元输出；
10、所述内回路角速率单元采用l1自适应控制方法，具体包括：
11、内回路滚转通道控制子单元，用于计算所述滚转通道的角速度控制值与所述滚转通道的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的滚转通道l1自适应控制器的运算后进行输出；
12、内回路偏航通道控制子单元，用于计算所述偏航通道的角速度控制值与所述偏航通道的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的偏航通道l1自适应控制器的运算后进行输出；
13、内回路俯仰通道控制子单元，用于计算所述俯仰通道的角速度控制值与所述俯仰通道的当前角速度的偏差，将计算出的偏差经过预设的俯仰通道l1自适应控制器的运算后进行输出；
14、所述外回路位置环单元采用lqr控制方法，其发射坐标系下的姿态和位置线化后的状态空间方程形式经化简解耦可得分别转为轴向、滚转、俯仰和偏航四个子系统；
15、所述增稳控制单元的作用：由于火箭回收阶段考虑到燃油经济性的要求，在能量管理阶段采取无动力下滑，动压与发动机开机状态下相比较低，所以舵效可能会有所衰减，且此时迎角较大，滚转可引起不可忽略的较大侧滑角，为了消除p sinα项的影响，特将其引入到偏航通道中与r cosα进行对消，如此便可将纵向通道与横航向通道进行解耦，消除大迎角下由于滚转带来的不利影响；
16、将偏航角速率引入偏航通道，以增加偏航阻尼达到消除侧滑角的目的；由于偏航通道与滚转通道的耦合作用，同时还需要将侧滑角信号引入滚转通道以增强滚转静稳定性，同时将滚转角速率引入滚转通道增加滚转阻尼，从而改善荷兰滚模态特性，控制方程如下：
17、
18、其中，其中，δr、δa分别为方向舵和副翼等效舵偏量；kr,r，kr,β为偏航通道控制增益；ka,p，ka,β为滚转通道控制增益；gf(s)为传递函数。
19、所述控制分配器用于根据所述内回路滚转通道控制子单元、内回路偏航通道控制子单元、内回路俯仰通道控制子单元以及发动机油门控制子单元的输出进行控制分配，输出相应的舵面偏转指令。
20、有益效果：本专利技术提供了一种用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统及方法，基于l1自适应控制理论和最优控制理论，设计了针对于垂直起降火箭的多通道姿态控制器，l1自适应控制架构解决了新型垂直起降火箭回收过程中不准确建模、外部干扰多、剧烈参数摄动的问题，同时与传统的增益调度方法相比，l1自适应的参数调节更加简便，只需根据飞行品质标准选择适当的带宽，而且保证了固定增益下全包线内的跟踪性品质，有效避免了繁琐的增益调度；本专利技术降低应用多个单通道姿态控制器的设计复杂度，并且获得更强的鲁棒性，更稳定地控制火箭垂直起降时的飞行姿态，可适用于回收阶段的各个任务剖面；针对于垂直起降运载火箭在全包线飞行状态中姿态调整及控制有着良好的控制效果，填补了新型垂直起降可重复使用运载火箭回收
的空白，对工程实践有积极的意义。
【技术保护点】
1.一种用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统，其特征在于，包括：飞行管理系统、姿态控制器和控制分配器；所述飞行管理器给出控制指令传输到姿态控制器，所述姿态控制器对接收到的控制指令实时解算收进行反馈调整后传输给控制分配器，所述控制分配器将控制舵面指令再传输到执行机构。
2.根据权利要求1所述的用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统，其特征在于，所述姿态控制器包含外回路姿态角单元、外回路位置环单元、内回路角速率单元和增稳控制单元；所述外回路姿态角单元将解算后的指令传输到内回路角速率单元，所述增稳控制单元位于外回路姿态角单元内用于消除大迎角下由于滚转带来的不利影响；所述外回路位置环单元通过对下降速率、经向速率和纬向速率进行控制从而实现对“x、y、z”三轴位置的控制。
3.根据权利要求2所述的用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统，其特征在于，所述外回路姿态角单元包括：
4.根据权利要求2所述的用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统，其特征在于，所述内回路角速率单元包括：
5.权利要求1-4任一项所述系统用于垂直起降运载火箭的姿态控制方法，其特征在于，包
6.根据权利要求5所述的用于垂直起降运载火箭的姿态控制方法，其特征在于，
7.根据权利要求6所述的用于垂直起降运载火箭的姿态控制方法，其特征在于，将偏航角速率引入偏航通道，以增加偏航阻尼达到消除侧滑角的目的；由于偏航通道与滚转通道的耦合作用，同时还需要将侧滑角信号引入滚转通道以增强滚转静稳定性，同时将滚转角速率引入滚转通道增加滚转阻尼，从而改善荷兰滚模态特性，控制方程如下：
8.根据权利要求5所述的用于垂直起降运载火箭的姿态控制方法，其特征在于，虚拟舵指令转换为真实控制舵面指令中基于虚拟舵映射的控制分配策略，映射矩阵如下：
9.根据权利要求5所述的用于垂直起降运载火箭的姿态控制方法，其特征在于，位置环单元采用LQR控制方法，其发射坐标系下的姿态和位置线化后的状态空间方程形式经化简解耦可得如下形式，分别为轴向、滚转、俯仰和偏航系统，具体状态矩阵表达式依次如下：
10.根据权利要求9所述的用于垂直起降运载火箭的姿态控制方法，其特征在于，
...【技术特征摘要】
1.一种用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统，其特征在于，包括：飞行管理系统、姿态控制器和控制分配器；所述飞行管理器给出控制指令传输到姿态控制器，所述姿态控制器对接收到的控制指令实时解算收进行反馈调整后传输给控制分配器，所述控制分配器将控制舵面指令再传输到执行机构。
2.根据权利要求1所述的用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统，其特征在于，所述姿态控制器包含外回路姿态角单元、外回路位置环单元、内回路角速率单元和增稳控制单元；所述外回路姿态角单元将解算后的指令传输到内回路角速率单元，所述增稳控制单元位于外回路姿态角单元内用于消除大迎角下由于滚转带来的不利影响；所述外回路位置环单元通过对下降速率、经向速率和纬向速率进行控制从而实现对“x、y、z”三轴位置的控制。
3.根据权利要求2所述的用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统，其特征在于，所述外回路姿态角单元包括：
4.根据权利要求2所述的用于垂直起降运载火箭的姿态控制系统，其特征在于，所述内回路角速率单元包括：
5.权利要求1-4任一项所述系统用于垂直起降...
【专利技术属性】
技术研发人员：龚正，杨承川，白亚磊，陈恒，
申请(专利权)人：南京天晴航空航天科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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