CN109508027B - 基于鲁棒控制理论的火箭助推发射的控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于鲁棒伺服控制理论的“角速率加融合爬升角”的火箭助推式发射控制方法。和基于俯仰角的姿态控制方法相比，该方法在某靶机发射过程中采用了角速率控制的控制方法，该方法可加快发射过程中对不利扰动抑制的响应速度，提高系统抵抗外界不确定干扰的能力，保证靶机安全发射起飞；另外基于角速率控制的控制方法，极大的降低靶机的硬件生产成本，同时可改善火箭助推发射的成功率和可靠性。

Description

基于鲁棒控制理论的火箭助推发射的控制方法

技术领域

本发明涉及一种火箭助推式无人机发射段的控制策略，特别是针对低成本传感器配置的靶机起飞发射段的控制方法，具体涉及基于鲁棒伺服控制理论加融合爬升角补偿的抗扰发射起飞技术，属于航空器飞行控制技术领域。

背景技术

目前，大部分靶机的起飞过程均采用基于俯仰角控制的起飞发射方式，该控制方式采用的是基于经典PID控制理论的定俯仰角的起飞发射方式，其优点是控制结构简单，设计过程简便，工程上易于实现，缺点是控制系统抗外界干扰能力不强，鲁棒性较差，另外对传感器配置要求较高，需具有姿态角传感器。

对于用于常规侦察、打击或察打一体的无人机该传感器配置还较合理，但是对定位于纯消耗性的靶机来说，该控制方式的传感器配置成本较高，而且基于姿态角的控制方法对于因火箭推力作用点不过重心等产生的外界干扰力矩缺乏快速、有效的抑制措施，极易引起发射过程中快速抬头或低头，即导致失速坠毁或爬升率过小撞地，最终引起无人机发射起飞失败，因此迫切需要提出一种鲁棒性能强、响应速度快、生产成本低的控制策略，本发明正在在此背景下产生的。

发明内容

发明目的：本发明的目的在于降低靶机生产成本的同时，增强控制系统的抗干扰能力，加快系统的响应速度，提高靶机火箭助推发射条件下的成功率和动态品质。

技术方案：

一种基于鲁棒伺服控制理论的“角速率加融合爬升角补偿”的火箭助推发射的控制方法，包括如下步骤：

步骤1：采用俯仰角速率的负反馈和基于鲁棒伺服控制理论的积分项链式控制结构设计俯仰角速率误差项的内环控制器；

步骤2：基于步骤1的内环控制器设计融合爬升角的补偿控制内回路；

步骤3：设计基于爬升率控制的外环主控制回路；

步骤4：基于步骤3的爬升率控制的外环主控制回路设计外环边界保护控制辅助回路，外环主控制回路和边界保护辅助控制控制回路构成完整的外环控制回路，得到俯仰角速率指令；

步骤5：将步骤4得到的俯仰角速率指令，代入步骤2的补偿控制内回路，得到完整的火箭助推发射的内外环控制方法，整个内外主、辅控制回路之间的前后关系如图1所示。

进一步地，步骤1中内环控制器采用了俯仰角速率Q的负反馈结构，其数学表达式为：

其中δ_E1为升降舵控制指令，

为内回路控制参数；

内环同时还采用了基于鲁棒伺服控制理论的积分项链式控制结构，其中积分器的输入量为俯仰角速率偏差项(Q-Q_g)，Q_g为俯仰角速率指令，则积分项链式结构的数学表达式为：

采用俯仰角速率的负反馈和基于鲁棒伺服控制理论的积分项链式控制结构设计的内环控制器数学表达式为：

其中，积分项的个数取决于控制系统跟踪的指令类型，若控制指令为常值信号，则引入一阶积分即可实现对控制指令的精确跟踪；若控制指令为斜坡信号，则引入二阶积分即可实现对控制指令的精确跟踪；以此类推，确定控制律中积分的最高阶数。

进一步地，其特征在于，步骤2中设计了爬升角的补偿控制内回路，爬升角γ的定义为飞行速度矢量

与水平面之间的夹角，因此其满足下式：

其中，

为爬升率，

表示飞行速度矢量的模；

得到爬升角γ以及爬升角给定γ_g，分别如下：

通过数学恒等式变形得到融合爬升角信号，其中，

为爬升率给定值，为了保证响应的快速性，引入融合爬升角的比例项控制，数学表达式如下：

进一步地，步骤3中，为了避免发射过程中的迎角过大失速或爬升率过低撞地的情况，外环的控制选取爬升率

作为直接控制量，爬升率给定值

为无人机发射起飞离地时期望的爬升速率，外环主控制回路采取比例控制结构，

为则外回路控制参数，外环主控制回路数学表达式为：

进一步地，步骤4中，外回路还设计了对空速、俯仰角速率边界的保护，通过对空速ΔV_IAS、俯仰角速率ΔQ飞行边界的保护，进一步降低发射过程中的安全隐患，其具体数学表达式为：

其中，外回路空速保护参数为

外回路俯仰角速率为

有益效果：

1、本发明的一种基于鲁棒伺服控制理论的角速率控制加融合爬升角补偿的控制方法，克服了基于经典PID控制理论的定俯仰角控制方法导致起飞时迎角过大、爬升率过小、传感器成本过高等问题。该控制方法内环采用基于俯仰角角速率的鲁棒伺服控制，保证了系统的强鲁棒性，同时为了加快对发射过程中扰动的抑制过程，内环还采用了融合爬升角补偿的比例控制策略；外环采用了爬升率的负反馈控制策略，同时还采用了指示空速、角速率的边界保护控制策略：

2、本发明在保证控制效果的基础上，无需额外使用姿态传感器，极大的降低靶机传感器的配置要求，降低了靶机的生产成本，这对定位于纯消耗型的靶机来说，具有重要的经济价值。

3、本发明相比于经典姿态的PID控制，其可以有效抑制火箭助推发射过程中的迎角过大、爬升率过低等问题，改善了靶机在发射起飞过程中迎角、俯仰角、爬升率等响应指标，提高了靶机发射的成功率、可靠性等指标，具有重要的应用价值。

4、本发明针对角速率的控制，其动态响应更快，控制效果更加平稳。由于角速率的控制方法针对的是对飞机的俯仰角角速率信号进行控制，姿态控制中是针对俯仰角信号进行控制，根据时域范围内，俯仰角角速率和俯仰角之间的关系

可以明显看出，角速率信号相当于姿态角的微分，其在频域范围内，角速率信号相位超前姿态角信号相位90°，角速率控制超前于姿态角控制，因此针对发射过程中扰动的力矩，首先“感受”到的是角速率信号，其可以在俯仰角出现异常变化的趋势的时候就加以控制，阻碍俯仰角的大幅度变化，加快了控制器的响应速度，有利于改善发射起飞的品质，提高发射的成功率。

5、本发明基于俯仰角速率的鲁棒伺服控制策略可以极大的提高系统的鲁棒性能。引入俯仰角速率全权限的积分项，不仅可以增加控制系统的型别，提高控制系统对控制指令的跟踪能力，而且还使升降舵的控制权限拓宽至最大可用舵面。同时，引入融合的“爬升角”信号的比例项可提高系统对扰动的响应能力，极大的降低发射过程中扰动力和力矩对无人机的影响，进一步增强了控制系统的鲁棒性，改善发射品质，提高发射成功率。

附图说明

图1是俯仰角速率加融合爬升角补偿控制器结构示意图；

图2是鲁棒伺服链式控制结构示意图；

图3是鲁棒伺服控制器结构示意图；

图4是基于俯仰角角速率和融合爬升角的内环控制律结构示意图；

图5是外环爬升率的控制律结构示意图；

图6是外环加上边界保护之后的控制律结构示意图；

图7是发射过程中爬升率曲线示意图；

图8是发射过程中俯仰角曲线示意图；

图9是发射过程中爬升角曲线示意图；

图10是发射过程中迎角曲线示意图；

图11是发射过程中指示空速曲线示意图；

图12是发射过程中高度曲线示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

基于鲁棒控制理论的角速率加融合爬升角补偿的火箭助推发射的控制方法，具体设计步骤如下：

步骤1，设计基于鲁棒伺服控制理论的内环控制器；

如图2所示，其为鲁棒伺服链式结构，图中a、K分别为链式比例项和链式积分项的系数。鲁棒伺服控制是典型的最优控制方法，它结合了鲁棒性分析方法与二次型最优控制的优点，将系统对鲁棒稳定性、时频域品质等要求，融合到控制律的设计过程中，大大缩短了控制律的设计周期。

鲁棒伺服控制的原理是根据系统输入指令的类型，将被控量引入闭环反馈的同时将被控量偏差的积分引入到控制律的前向回路，增加系统的型别，使系统具备无静差跟踪指令的能力。假设俯仰角速率控制指令Q_g为常值输入，为了实现对该信号的无差跟踪，在俯仰角速率偏差信号(Q-Q_g)之后增加一个积分器，提高控制系统的型别，达到系统稳态输出误差为零，故链式积分机构中仅剩下链式比例系数a₁和链式积分系数K₁，其余各项链式系数均为零，则控制结构如图3所示，其数学表达式如下。

步骤2，设计融合爬升角的补偿控制内回路

爬升角γ的定义为飞行速度矢量

与水平面之间的夹角，因此其满足下式：

其中，

为天向速度，

表示飞行速度矢量的模。

根据爬升角和飞行空速矢量的关系可得融合爬升角以及融合爬升角给定，分别如下：

完成融合爬升角和爬升角给定之后，为了达到快速响应的目的，引入融合爬升角的比例项控制，其控制结构如图4所示，数学表达式如下。

其中

为内回路控制参数。

步骤3，设计高度变化率的外控制回路

在完成步骤1和步骤2之后，内环控制律的设计已经全部完成，步骤3主要是针对制导外环的设计。为了解决发射过程中爬升率过小撞地和爬升率过大迎角失速的问题，外环直接选取爬升率作为控制量。为了兼顾控制响应的快速性，爬升率采取比例的控制策略，其控制结构如图5所示，数学表达式如下。

其中，

为外回路控制参数。

步骤4，设计边界保护控制回路

靶机在发射过程中，边界保护策略占有重要的意义，因此在完成步骤3即外环制导回路的设计之后，还需要设计发射过程中的边界保护措施。针对边界保护措施，本发明主要以指示空速ΔV_IAS、俯仰角速率ΔQ的边界保护措施为例进行说明。如图6所示，具体实施方法是通过在制导回路爬升率给定中引入负反馈，减小或增大俯仰角速率给定信号来达到保护空速、俯仰角速率的目的，其具体数学表达式为：

其中外回路控制参数

外回路空速保护参数

外回路俯仰角速率

保护参数取值情况如下。

指示空速差值ΔV_IAS以及

的取值情况如下：

若V_IAS＜40.0m/s，ΔV_IAS＝V_IAS-40.0m/s，

若40.0m/s≤V_IAS＜80.0m/s，ΔV_IAS＝0.0m/s，

若V_IAS≥80.0m/s，ΔV_IAS＝V_IAS-80.0m/s，

俯仰角速率变化量ΔQ以及

的取值情况如下：

若Q＜-15.0°/s，ΔQ＝Q+15.0°/s，

若-15.0°/s≤Q＜15.0°/s，ΔQ＝0.0°/s，

若Q≥15.0°/s，ΔQ＝Q-15.0°/s，

步骤5，将步骤4的得到的俯仰角速率指令，代入步骤2的补偿控制内回路，其完整的控制律结构为：

本发明的控制器内环不仅选取俯仰角速率为控制信号，同时对其应用了鲁棒伺服控制理论进行内环控制律的设计，保证控制系统的强鲁棒性；除此之外，为了加快控制系统对指令的响应速度，内环还采用爬升率和空速融合的“爬升角”设计了补偿控制器的结构。这样内环的设计不仅兼顾了系统的鲁棒性能，同时还兼顾了系统的快速响应的动态性能。在完成设计内环控制律基础上，开始设计外环控制律结构，为了兼顾发射过程中迎角过大失速和爬升率过小撞地等不利情况，外环直接采用了基于爬升率的控制回路，同时为了避免发射过程中触发飞行边界条件，外环还设计了空速、角速率的边界保护策略，兼顾了系统的稳定品质和动态品质。为了直观的说明本发明的控制效果，给出了某型靶机采用此发明的控制方法之后控制效果曲线，如图7～12所示，从爬升率、俯仰角、迎角、爬升角、空速、高度的响应曲线可以看出，发射过程中各关键物理信号动态品质良好，取得良好的控制效果。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种基于鲁棒伺服控制理论的角速率加融合爬升角补偿的火箭助推发射的控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：采用俯仰角速率的负反馈和基于鲁棒伺服控制理论的积分项链式控制结构设计俯仰角速率误差项的内环控制器，步骤1中内环控制器采用了俯仰角速率Q的负反馈结构，其数学表达式为：

其中δ_E1为升降舵控制指令，

为内回路控制参数；

内环同时还采用了基于鲁棒伺服控制理论的积分项链式控制结构，其中积分器的输入量为俯仰角速率偏差项Q-Q_g，Q_g为俯仰角速率指令，则积分项链式结构的数学表达式为：

采用俯仰角速率的负反馈和基于鲁棒伺服控制理论的积分项链式控制结构设计的内环控制器数学表达式为：

其中，积分项的个数取决于控制系统跟踪的指令类型，若控制指令为常值信号，则引入一阶积分即可实现对控制指令的精确跟踪；若控制指令为斜坡信号，则引入二阶积分即可实现对控制指令的精确跟踪；以此类推，确定控制律中积分的最高阶数；

步骤2：基于步骤1的内环控制器设计融合爬升角的补偿控制内回路，爬升角γ的定义为飞行速度矢量

与水平面之间的夹角，因此其满足下式：

其中，

为爬升率，

表示飞行速度矢量的模；

得到爬升角γ以及爬升角给定γ_g，分别如下：

通过数学恒等式变形得到爬升角信号，其中，

为爬升率给定值，为了保证响应的快速性，引入爬升角的比例项控制，数学表达式如下：

步骤3：设计基于爬升率控制的外环主控制回路，外环的控制选取爬升率

作为直接控制量，爬升率给定值

为无人机发射起飞离地时期望的爬升速率，外环主控制回路采取比例控制结构，

为则外回路控制参数，外环主控制回路数学表达式为：

步骤4：基于步骤3的爬升率控制的外环主控制回路设计外环边界保护控制辅助回路，即外回路还设计了对空速、俯仰角速率边界的保护，通过对空速ΔV_IAS、俯仰角速率ΔQ飞行边界的保护，进一步降低发射过程中的安全隐患，其具体数学表达式为：

其中，外回路空速保护参数为

外回路俯仰角速率为

外环主控制回路和边界保护辅助控制控制回路构成完整的外环控制回路，得到俯仰角速率指令；

步骤5：将步骤4得到的俯仰角速率指令，代入步骤2的补偿控制内回路，得到完整的火箭助推发射的内外环控制方法。

Images