CN116520863A - 基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统。方法包括：S1、进行运载火箭的AAC控制器设计，得到第一飞行姿态角偏差大小与控制特性；S2、进行运载火箭模糊PD控制器设计，得到第二飞行姿态角偏差大小与控制特性；S3、根据姿态角偏差与偏差变化率，基于模糊规则动态切换不同的控制方法；S4、通过加权平均算法输出姿态角与姿态角偏差。本发明结合了AAC控制与模糊PD控制各自的优点，进行相互补偿，可以减少飞行姿态角偏差量，加快系统的响应时间，增强系统抗干扰能力，具有提高火箭飞行精度与稳定性，改善火箭姿态控制品质的优势。

Description

基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统

技术领域

本发明涉及火箭控制技术领域，更具体地说，特别涉及一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统。

背景技术

运载火箭结构复杂、功能庞大，从火箭发射案例来看，动力系统故障(如推力下降)往往是导致其发射失败的重要因素，容错控制可以降低甚至消除发动机故障带来的影响，避免故障引起的灾难，在运载火箭控制设计中应用广泛。

PD控制结构简单、易实现，在火箭姿态控制领域占有主要地位。然而，由于PD控制无法依据系统实时状态调整控制律，面对推力下降等动力系统故障时，适应性很难满足精细控制的要求。自适应增广控制(即AAC控制)能有效增强飞行稳定，但在高增益下抗干扰能力较差；模糊PD控制能有效解决系统超调的问题，但在动力损失的条件下存在稳态误差。

多种控制方法联合作用的控制策略可以发挥各自的特点与优势，得到最佳控制效果，考虑到AAC控制静态特性好，模糊PD控制抗干扰能力强的特点，为此，本发明提出一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，根据偏差的变化来切换不同的控制方法，即能保证控制精度，又有较好的鲁棒性。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统，以克服现有技术所存在的缺陷。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，包括以下步骤：

S1、进行运载火箭的AAC控制器设计，得到第一飞行姿态角偏差变化与控制特性；

S2、进行运载火箭模糊PD控制器设计，得到第二飞行姿态角偏差变化与控制特性；

S3、根据第一姿态角偏差与偏差变化率和第二姿态角偏差与偏差变化率，基于模糊规则动态切换不同的控制方法；

S4、基于模糊规则动态切换不同的控制方法得到的结果再通过加权平均算法输出姿态角与姿态角偏差。

进一步地，所述步骤S1中运载火箭的AAC控制器由参考模型、自适应控制律和频谱阻尼器组成；

所述自适应控制律的公式为：

k_T＝k_a+k₀

式中，k_a为自适应增益，k_max为增益值的上限，a为误差增益系数，α为频谱阻尼器增益系数e_r为实际输出与参考模型的偏差值，y_s为经滤波器的输出信号，β为补偿项增益，k₀为初始增益值，k_T为最终增益值；

所述参考模型的公式为：

式中，ξ_n是阻尼比，ω_n是无阻尼时的自振频率；

所述频谱阻尼器包括一个高通滤波器和一个低通滤波器，控制信号通过高通滤波器得到高频信号，再平方通过低通滤波器得到频谱阻尼信号，所述频谱阻尼器的公式如下：

式中，ω_H是高通滤波器中心频率，ω_L是低通滤波器中心频率。

进一步地，所述步骤S2中运载火箭模糊PD控制器采用三角型隶属度函数，模糊PD控制器的模糊规则的制定如下：

当第二飞行姿态角偏差大于第一设定值时，取较大Kp提高响应速度(此处的偏差与偏差变化率仅与模糊PD控制其有关)，取较小Kd以免微分过饱和；

当第二飞行姿态角偏差小于第二设定值时，取较大Kp保证控制精度，当角速度度较小时，取较大Kd避免振荡，反之相反；

当第二飞行姿态角偏差与角速度偏差为中等值时，取较小Kp，Kd值以避免超调；

当第二飞行姿态角偏差与角速度偏差符号不同时，Kp取较小值，Kd取较大值，符号相同时，Kp取大值；

其中，Kp、Kd分别指模糊PD控制中比例积分与比例微分系数，所述第一设定值大于第二设定值，姿态角偏差大小指经控制器作用后的姿态角与程序角(系统预定角度)的差值，偏差值越靠近零，代表姿态角偏差越小。

进一步地，所述步骤S3中的模糊规则如下：

当偏差较大时，选用模糊PD控制使系统稳定过渡，抑制超调与振荡；

当偏差较小，且偏差变化率也较小时，选用AAC控制保证系统的稳定精度，当偏差变化率较大时，选用模糊PD控制。

进一步地，所述步骤S4中姿态角与姿态角偏差的表达式如下：

W₁＝μ₁(|e₁|)

式中，U_PD，U_FZ分别为AAC控制与模糊PD控制的输出，W1，W2分别为AAC控制与模糊PD控制的输出强度系数，由模糊规则切换对应的隶属度函数计算所得，μ1，μ2，为姿态角偏差与偏差变化率相对应的隶属度函数。

进一步地，所述步骤S4中的加权平均算法的公式为：

式中，U_PD，U_FZ分别为AAC控制与模糊PD控制的输出，W₁，W₂分别为AAC控制与模糊PD控制的输出强度系数。

本发明还提供一种根据上述基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法的系统，包括：

第一设计模块，用于进行运载火箭的AAC控制器设计，得到第一飞行姿态角偏差变化与控制特性；

第二设计模块，用于进行运载火箭模糊PD控制器设计，得到第二飞行姿态角偏差变化与控制特性；

动态切换模块，用于根据第一姿态角偏差与偏差变化率、第二姿态角偏差与偏差变化率，基于模糊规则动态切换不同的控制方法；

输出模块，用于基于模糊规则动态切换不同的控制方法得到的结果再通过加权平均算法输出姿态角与姿态角偏差。

与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明提供的一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统，结合了AAC控制与模糊PD控制各自的优点，进行相互补偿，可以减少飞行姿态角偏差量，加快系统的响应时间，增强系统抗干扰能力，具有提高火箭飞行精度与稳定性，改善火箭姿态控制品质的优势。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法的流程图。

图2是本发明中运载火箭AAC控制框图。

图3是本发明中运载火箭模糊PD控制框图。

图4是本发明中运载火箭基于模糊规则切换的控制框图。

图5是本发明实施例偏航角控制结果图。

图6是本发明基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制系统的原理图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的优选实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。

参阅图1所示，本实施例公开了一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，包括以下步骤：

步骤S1、进行运载火箭的AAC控制器设计，得到第一飞行姿态角偏差变化(指第一飞行姿态角偏差大小的变化与第一飞行姿态角偏差变化率的变化)与控制特性(系统控制响应速度，超调量等特性)。

如图2所示，运载火箭的AAC控制器由参考模型、自适应控制律、滤波器构成的频谱阻尼器组成。

所述自适应控制律的公式为：

k_T＝k_a+k₀

式中，k_a为自适应增益，k_max为增益值的上限，a为误差增益系数，α为频谱阻尼器增益系数e_r为实际输出与参考模型的偏差值，y_s为经滤波器的输出信号，β为补偿项增益，k₀为初始增益值，k_T为最终增益值；

所述参考模型的公式为：

式中，ξ_n是阻尼比，ω_n是无阻尼时的自振频率；

所述频谱阻尼器包括一个高通滤波器和一个低通滤波器，控制信号通过高通滤波器得到高频信号，再平方通过低通滤波器得到频谱阻尼信号，频谱阻尼器的公式如下：

式中，ω_H是高通滤波器中心频率，ω_L是低通滤波器中心频率。

本实施例中，AAC控制器的相关参数如表1所示。

表1AAC控制相关参数

步骤S2、进行运载火箭模糊PD控制器设计，得到第二飞行姿态角偏差变化(指第二飞行姿态角偏差大小的变化与第二飞行姿态角偏差变化率的变化)与控制特性。

本实施例中，控制框图如图3所示，控制器的输入是姿态角偏差e与偏差角速度ec，输出为姿态角，K_p、K_d分别为模糊推理得到的比例增益向量与微分增益向量。采用三角型隶属度函数，模糊集为7个，即NS、NM、NB、ZO、PS、PM、PB，分别对应负小、负中、负大、零、正小、正中、正大。

本实施例的模糊集为7个，故有49条模糊规则，模糊PD控制器的模糊规则制定如下：

当第二飞行姿态角偏差过大时(此处的偏差与偏差变化率仅与模糊PD控制其有关)，取较大K_p提高响应速度(K_p为模糊PD控制器中的比例积分系数的取值大小，取值相对于常规火箭PD控制中比例积分的系数取值大小)，取较小K_d以免微分过饱和(K_d为模糊PD控制器中的比例微分系数的取值大小，取值相对于常规火箭PD控制中比例微分的系数取值大小)。

当第二飞行姿态角偏差较小时，取较大K_p保证控制精度(K_p为模糊PD控制器中的比例积分系数的取值大小，取值相对于常规火箭PD控制中的系数取值大小)，当第二飞行姿态角的角速度偏差较小时，取较大K_d避免振荡(K_d为模糊PD控制器中的比例微分系数的取值大小，取值相对于常规火箭PD控制中的比例微分系数取值大小)，反之相反。

当第二飞行姿态角偏差与角速度偏差(指姿态角偏差变化率)为中等值时，取较小K_p，K_d值以避免超调(K_p，K_d为模糊PD控制器中的系数取值大，取值相对于常规火箭PD控制中的系数取值大小)，提高系统响应。

当第二飞行姿态角偏差与角速度偏差符号不同时，取较小的控制量，即K_p取较小值(K_p为模糊PD控制器中的系数取值大，取值相对于常规火箭PD控制中的比例积分系数取值大小)，K_d取较大值；符号相同时，取较大的控制量，即K_p取大值；

其中，Kp、Kd分别指模糊PD控制中比例积分与比例微分系数，所述第一设定值大于第二设定值，姿态角偏差大小指经控制器作用后的姿态角与程序角(系统预定角度)的差值，偏差值越靠近零，代表姿态角偏差越小。

得到K_p与K_d的模糊规则如表2、表3：

表2K_p模糊规则表

表3K_d模糊规则表

通过输入与输出量的确定、模糊化与清晰化的转换、模糊规则的推理等，完成了运载火箭模糊PD控制的设计。

步骤S3、根据第一姿态角偏差与偏差变化率、第二姿态角偏差与偏差变化率，基于模糊规则动态切换不同的控制方法。

两种控制器会各自产生对应的姿态角偏差与偏差变化率，AAC控制得到第一飞行姿态角偏差与第一飞行姿态角偏差变化率，PD控制得到第二飞行姿态角偏差与第二飞行姿态角偏差变化率，再比较两种控制方法得到的偏差与偏差变化率大小切换不同控制方法。

本实施例中，控制框图如附图4所示，模糊控制规则如下：

当偏差较大时，选用模糊PD控制使系统稳定过渡，抑制超调与振荡。

当偏差较小，且偏差变化率也较小时，选用AAC控制保证系统的稳定精度，当偏差变化率较大时，选用模糊PD控制。

步骤S4、通过加权平均算法输出姿态角与姿态角偏差。

其中，姿态角偏差主要用来反映火箭姿态与预定飞行姿态的差距，可以直观体现控制器的控制效果。姿态角偏差计算为姿态角-预定飞行姿态角，其中姿态角由控制器输出，预定飞行姿态角为程序角(已知量)。计算公式如下：

W₁＝μ₁(|e₁|)

式中：U是指加权平均算法后系统的最终输出值，即模糊规则切换后的姿态输出值，U_PD、U_FZ为AAC控制与模糊PD控制的输出。W₁、W₂分别为AAC控制与模糊PD控制的输出强度系数，由模糊规则切换对应的隶属度函数计算所得。μ₁、μ₂、为姿态角偏差与偏差变化率相对应的隶属度函数。可知，当偏差较大时模糊PD控制起主要作用，当偏差与偏差变化率较小时AAC控制起主要作用。

本实施例中，加权平均算法的公式为：

式中，U_PD，U_FZ分别为AAC控制与模糊PD控制的输出，W₁，W₂分别为AAC控制与模糊PD控制的输出强度系数。

例：当偏差较大时，模糊PD控制起主要作用，相应的式中W₂的值较大，最终输出结果中以模糊PD控制值主导；

当偏差较小，且偏差变化率也较小时，AAC控制起主要作用，相应的式中W₁的值较大，最终输出结果中以AAC控制值主导。

为了验证本发明的有效性，图5给出了运载火箭某一发动机关机故障下偏航角的姿态控制结果，其中FuzzyPD+AAC切换则表示采用了模糊规则动态切换的控制方法。可以看出，基于模糊规则的动态切换控制算法偏航角偏差超调量可以减少20％，系统的响应时间快15％，且控制过程中未出现振荡，该方法能有效改善系统的控制品质。

参阅图6所示，本发明还提供一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制系统，包括：第一设计模块1，用于进行运载火箭的AAC控制器设计，得到第一飞行姿态角偏差变化与控制特性；第二设计模块2，用于进行运载火箭模糊PD控制器设计，得到第二飞行姿态角偏差变化与控制特性；动态切换模块3，用于根据第一姿态角偏差与偏差变化率、第二姿态角偏差与偏差变化率，基于模糊规则动态切换不同的控制方法；输出模块4，用于基于模糊规则动态切换不同的控制方法得到的结果再通过加权平均算法输出姿态角与姿态角偏差。

虽然结合附图描述了本发明的实施方式，但是专利所有者可以在所附权利要求的范围之内做出各种变形或修改，只要不超过本发明的权利要求所描述的保护范围，都应当在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、进行运载火箭的AAC控制器设计，得到第一飞行姿态角偏差变化与控制特性；

S2、进行运载火箭模糊PD控制器设计，得到第二飞行姿态角偏差变化与控制特性；

S3、根据第一姿态角偏差与偏差变化率、第二姿态角偏差与偏差变化率，基于模糊规则动态切换不同的控制方法；

S4、基于模糊规则动态切换不同的控制方法得到的结果再通过加权平均算法输出姿态角与姿态角偏差。

2.根据权利要求1所述的基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S1中运载火箭的AAC控制器由参考模型、自适应控制律和频谱阻尼器组成；

所述自适应控制律的公式为：

k_T＝k_a+k₀

式中，k_a为自适应增益，k_max为增益值的上限，a为误差增益系数，α为频谱阻尼器增益系数e_r为实际输出与参考模型的偏差值，y_s为经滤波器的输出信号，β为补偿项增益，k₀为初始增益值，k_T为最终增益值；

所述参考模型的公式为：

式中，ξ_n是阻尼比，ω_n是无阻尼时的自振频率；

所述频谱阻尼器包括一个高通滤波器和一个低通滤波器，控制信号通过高通滤波器得到高频信号，再平方通过低通滤波器得到频谱阻尼信号，所述频谱阻尼器的公式如下：

式中，ω_H是高通滤波器中心频率，ω_L是低通滤波器中心频率。

3.根据权利要求1所述的基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S2中运载火箭模糊PD控制器采用三角型隶属度函数，模糊PD控制器的模糊规则的制定如下：

当第二飞行姿态角偏差大于第一设定值时，取较大Kp提高响应速度，取较小Kd以免微分过饱和；

当第二飞行姿态角偏差小于第二设定值时，取较大Kp保证控制精度，当角速度度较小时，取较大Kd避免振荡，反之相反；

当第二飞行姿态角偏差与角速度偏差为中等值时，取较小Kp，Kd值以避免超调；

当第二飞行姿态角偏差与角速度偏差符号不同时，Kp取较小值，Kd取较大值，符号相同时，Kp取大值；

其中，Kp、Kd分别指模糊PD控制中比例积分与比例微分系数，所述第一设定值大于第二设定值。

4.根据权利要求1所述的基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S3中的模糊规则如下：

当偏差较大时，选用模糊PD控制使系统稳定过渡，抑制超调与振荡；

当偏差较小，且偏差变化率也较小时，选用AAC控制保证系统的稳定精度，当偏差变化率较大时，选用模糊PD控制。

5.根据权利要求1所述的基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S4中姿态角与姿态角偏差的表达式如下：

W₁＝μ₁(|e₁|)

式中，U_PD，U_FZ分别为AAC控制与模糊PD控制的输出，W₁，W₂分别为AAC控制与模糊PD控制的输出强度系数，μ1，μ2，为姿态角偏差与偏差变化率相对应的隶属度函数。

6.根据权利要求1所述的基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S4中的加权平均算法的公式为：

式中，U_PD，U_FZ分别为AAC控制与模糊PD控制的输出，W₁，W₂分别为AAC控制与模糊PD控制的输出强度系数。

7.一种根据权利要求1-6任意一项基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法的系统，其特征在于，包括：

第一设计模块，用于进行运载火箭的AAC控制器设计，得到第一飞行姿态角偏差变化与控制特性；

第二设计模块，用于进行运载火箭模糊PD控制器设计，得到第二飞行姿态角偏差变化与控制特性；

动态切换模块，用于根据第一姿态角偏差与偏差变化率、第二姿态角偏差与偏差变化率，基于模糊规则动态切换不同的控制方法；

输出模块，用于基于模糊规则动态切换不同的控制方法得到的结果再通过加权平均算法输出姿态角与姿态角偏差。