CN109782596B - 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 - Google Patents

Abstract

本发明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。

Description

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

技术领域

本发明属于制导与控制技术领域，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。

背景技术

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。

发明内容

本发明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。

本发明是通过以下技术方案实现的，本发明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，n_y、n_z分别表示体系下法向过载和侧向过载，ω_x、ω_y和ω_z分别表示滚转角速度，偏航角速度和俯仰角速度，δ_x、δ_y、δ_z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C_y关于攻角α和升降舵的斜率，

和

表示侧向力系数C_z关于侧滑角β和方向舵的斜率，

和

表示俯仰力矩系数m_z关于攻角α和升降舵的斜率，

表示滚转力矩系数m_x关于副翼的斜率，

和

表示偏航力矩系数m_y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，J_x、J_y、J_z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，ΔX_cg表示质心位置X_cg的不确定范围，ΔX_cp表示压心位置X_cp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A_i0、B_i0、C_i0、D_i0(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；ΔA_i、ΔB_i、ΔC_i、ΔD_i(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E_i、F_i是列满秩矩阵，G_i、H_i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：

w_i＝Δz_i

其中Δ表示H_∞(Δ)＜1的不确定对角块，

式中，z_i代表不确定块的输入，y_i是输出信号，用作控制器的输入，w_i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W_p(s)高频增益的倒数，A为W_p(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，t_p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，C_M为权重传递函数W_T(s)在高频处的增益，C_A为W_T(s)在低频时的增益，

为W_T(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。

本发明有益效果：本发明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。本发明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为本发明运载火箭上分式变换模型图；

图2为本发明运载火箭子级控制模型图。图2中，r_i代表输入信号，k代表求解出的鲁棒控制器。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图对本发明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是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明为了满足面向运载火箭子级返回大气层内飞行强鲁棒控制需求，设计了混合灵敏度H_∞的运载火箭子级返回大气层内飞行鲁棒控制方法。该方法是一种多目标的H_∞鲁棒控制方法，其优点是可以适应大参数不确定包络，且实现期望H_∞形式性能指标，对于运载火箭子级落区控制和包括垂直返回运载器在内的各类型重复使用运载器回收控制均适用。

本发明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。

本发明是通过以下技术方案实现的，本发明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；所述三通道角速度为俯仰、偏航和滚转姿态角速度。

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。

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，如图2所示，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。

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，n_y、n_z分别表示体系下法向过载和侧向过载，ω_x、ω_y和ω_z分别表示滚转角速度，偏航角速度和俯仰角速度，δ_x、δ_y、δ_z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C_y关于攻角α和升降舵的斜率，

和

表示侧向力系数C_z关于侧滑角β和方向舵的斜率，

和

表示俯仰力矩系数m_z关于攻角α和升降舵的斜率，

表示滚转力矩系数m_x关于副翼的斜率，

和

表示偏航力矩系数m_y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，J_x、J_y、J_z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。

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，ΔX_cg表示质心位置X_cg的不确定范围，ΔX_cp表示压心位置X_cp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A_i0、B_i0、C_i0、D_i0(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；ΔA_i、ΔB_i、ΔC_i、ΔD_i(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。

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E_i、F_i是列满秩矩阵，G_i、H_i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：

w_i＝Δz_i

其中Δ表示H_∞(Δ)＜1的不确定对角块，

式中，z_i代表不确定块的输入，y_i是输出信号，用作控制器的输入，w_i代表不确定块的输出。

则对应的运载火箭上分式变换模型如图1所示。

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W_p(s)高频增益的倒数，A为W_p(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，t_p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，C_M为权重传递函数W_T(s)在高频处的增益，C_A为W_T(s)在低频时的增益，

为W_T(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。

本发明针对运载火箭子级返回大气层内飞行控制系统抗大参数不确定的强鲁棒性需求而提出，通过考虑参数不确定性并引入系统模型中最终构建包含不确定的运载火箭子级返回控制模型，利用Matlab软件的鲁棒控制工具箱获取鲁棒控制器，有效提高了运载火箭子级返回在大气层内飞行段飞行控制的鲁棒性。

以上对本发明所提供的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，进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (2)

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；

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；

所述第一步具体为：

构建运载火箭子级状态空间形式的过载控制标称模型，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，n_y、n_z分别表示体系下法向过载和侧向过载，ω_x、ω_y和ω_z分别表示滚转角速度，偏航角速度和俯仰角速度，δ_x、δ_y、δ_z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C_y关于攻角α和升降舵的斜率，

和

表示侧向力系数C_z关于侧滑角β和方向舵的斜率，

和

表示俯仰力矩系数m_z关于攻角α和升降舵的斜率，

表示滚转力矩系数m_x关于副翼的斜率，

和

表示偏航力矩系数m_y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，J_x、J_y、J_z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；

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，ΔX_cg表示质心位置X_cg的不确定范围，ΔX_cp表示压心位置X_cp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A_i0、B_i0、C_i0、D_i0，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；ΔA_i、ΔB_i、ΔC_i、ΔD_i，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；

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E_i、F_i是列满秩矩阵，G_i、H_i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：

其中Δ表示H_∞(Δ)＜1的不确定对角块，

式中，z_i代表不确定块的输入，y_i是输出信号，用作控制器的输入，w_i代表不确定块的输出；

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W_p(s)高频增益的倒数，A为W_p(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为参考模型的期望阻尼，t_p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，C_M为权重传递函数W_T(s)在高频处的增益，C_A为W_T(s)在低频时的增益，

为W_T(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。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述三通道角速度信息为俯仰、偏航和滚转姿态角速度。

Images