CN117572887A - 一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，包括：建立火箭末级非线性姿态运动方程；建立气动模型；建立考虑不确定因素的姿态运动方程；基于考虑不确定因素的火箭末级非线性姿态运动方程，构建自抗扰控制器框架；基于自抗扰控制器框架，设计扩张状态观测器(ESO)对姿态运动方程中的扰动进行估计；根据ESO输出设计反馈控制器，得到期望的控制输入力矩；设计前后翼上反舵面姿态控制分配策略；S8按照控制分配策略构建扩张矩阵，根据期望的控制输入力矩采用加权最小二乘得到用于实现上反舵面控制的舵偏指令。本发明可用于前后翼上反舵面强耦合复杂控制，提升火箭末级大攻角飞行下的横航向稳定与宽速域高俯仰控制效率。
Description
技术领域
本发明属于舵面控制技术领域，涉及一种控制方法，尤其适用于大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面稳定控制。
背景技术
垂直起降火箭末级返回全程采用大攻角进行气动减速，传统襟副翼舵面方式在大攻角飞行状态下舵效降低、热环境恶劣，而上反控制方式在大攻角飞行下具有明显的高效、低热的优势。采用前后翼上反舵面控制方式，可提升火箭末级大攻角横航向稳定与宽速域高俯仰控制效率，增大了配平攻角范围，进一步提高控制裕度与舵偏分配的灵活性，使得火箭末级能够适应更宽的质心变化范围。
现有技术仅对前后四翼上反舵面气动布局的升阻特性、配平特性、稳定性以及与传统舵面控制方法对比等方面对开展了研究，并未针对前后翼上反这种新型舵面控制方法进行设计，因此本发明结合前后翼上反舵面的气动特性，设计与之匹配的控制方法。
发明内容
本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，解决了传统襟副翼、鸭翼控制方式在大攻角飞行状态控制效率低，舵面易失效的技术问题，本发明可提升大攻角横航向稳定与宽速域高俯仰控制效率。
为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：
一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，包括：
S1建立火箭末级非线性姿态运动方程；
S2建立火箭末级气动模型；
S3基于火箭末级非线性姿态运动方程和火箭末级气动模型，建立考虑不确定因素的火箭末级非线性姿态运动方程；
S4基于考虑不确定因素的火箭末级非线性姿态运动方程，构建自抗扰控制器框架；
S5基于自抗扰控制器框架，设计用于估计姿态运动方程中的扰动的扩张状态观测器ESO；
S6根据扩张状态观测器ESO的输出设计反馈控制器，得到期望的控制输入力矩；
S7确定前后翼上反舵面姿态控制分配策略；
S8按照控制分配策略构建扩张矩阵，根据期望的控制输入力矩和扩张矩阵得到用于实现上反舵面控制的舵偏指令。
进一步的，步骤S1中，火箭末级非线性姿态运动模型为：
其中，α，β，γV为攻角、侧滑角、倾侧角；ω为箭体坐标系相对地面坐标系的转动角速度，ωx，ωy，ωz为ω在箭体坐标系各轴分量；Mc为气动力矩；Mdω为气动阻尼力矩；θ，σ为弹道倾角、弹道偏角；V为飞行速度；m为质量；L为升力；N为侧向力；μ为地球引力常数；r为飞行器与地心之间距离；J为箭体惯量矩阵，Ω为ω的展开矩阵形式。
进一步的，步骤S1中，还包括对火箭末级非线性姿态运动模型进行简化，具体方法包括：
记
将火箭末级非线性姿态运动模型简化为：
进一步的，步骤S2中，火箭末级气动模型包括气动力模型、气动力矩模型和气动阻尼力矩模型；
气动力模型为：
D＝CDqS
L＝CLqS
N＝CNqS
CD＝fD(α,β,Ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
CL＝fL(α,β,Ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
CN＝fN(α,β,Ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
其中，CL，CD，CN为气动力系数，与α，β，Ma，δ1，δ2，δ3，δ4相关，q为动压，S为气动参考面积，δ1，δ2，δ3，δ4为气动舵偏，Ma为马赫数；
气动力矩模型为：
其中，Cmx，Cmy，Cmz为气动力矩系数，与α，β，Ma，δ1，δ2，δ3，δ4相关；
气动阻尼力矩模型为：
Cdmx＝fdmx(α)
Cdmy＝fdmy(α,β)
Cdmz＝fdmz(α)
其中，Cdmx，Cdmy，Cdmz为气动阻尼力矩系数，与α，β相关。
进一步的，步骤S3中，不确定因素包括风干扰Wla，气动力系数偏差、气动力矩系数偏差、气动阻尼力矩系数偏差、质量偏差、转动惯量偏差、姿态角初值偏差、角速度初值偏差、大气密度偏差；
步骤S3中，建立的考虑不确定因素的火箭末级非线性姿态运动模型为：
式中，为Fa，Fω的标称值，Da，Dω为角度和角速度通道中总扰动，δ1，δ2，δ3，δ4为4个不同舵的气动舵偏；为气动力矩系数分量，为与4个气动舵舵偏相关的气动力矩系数，i＝1，2，3，4；
Δα(Wla)，Δβ(Wla)为风干扰Wla对α，β的动态影响。
进一步的，步骤S4中，自抗扰控制器框架包含跟踪微分器、扩张状态观测器和反馈控制器。
进一步的，步骤S5中，基于自抗扰控制器框架，设计用于实时估计姿态运动方程总扰动Da和Dω的扩张状态观测器ESO，具体为：
其中，Z1，Z3分别为角度和角速率的估计；Z2，Z4为内外不确定项Da和Dω的估计；ηi(i＝1,2,3,4)为ESO的参数；δ＝[δ1 δ2 δ3 δ4]T；E1、E2为复合观测误差：
进一步的，步骤S6中，根据扩张状态观测器的输出构建反馈控制器：
式中，ω*为期望角速度；为角度误差反馈增益；为姿态指令；
得到期望的控制输入力矩为：
式中，为角速度误差反馈增益。
进一步的，步骤S7中，前后翼上反舵面姿态控制分配策略为：
δx＝δ3-δ4
δy＝δ1-δ2
δz＝δ3+δ4
其中，δx、δy、δz为滚转、偏航、俯仰舵偏控制量。
进一步的，步骤S8中，按照前后翼上反舵面姿态控制分配策略，按照控制分配策略，构建扩张矩阵为：
设计优化指标：其中，Γ为最小二乘权值；
通过加权最小二乘法，得到
取舵偏指令δc为δc＝sat(δ)。
本发明与现有技术相比具有如下至少一种有益效果：
(1)本发明创造性的提出一种火箭末级前后翼上反舵面控制方式，推导建立了火箭末级非线性姿态运动方程，并考虑火箭末级大攻角飞行过程中气动不确定性、模型偏差大的特点，建立考虑多种不确定因素的姿态运动方程，提升火箭末级姿态运动模型精细度；
(2)本发明针对考虑多种不确定因素的姿态运动方程，设计了自抗扰控制器，提出了新的扩张状态观测器和反馈控制器设计方法，以抑制系统中的内外干扰，实现对动态特性显著、强不确定性的姿控系统实现稳定控制；
(3)本发明针对前后翼上反舵面控制方法的强耦合特性，设计了一种前后翼上反舵面控制分配策略，通过加强最小二乘方式计算舵偏指令，有效解决了前后4个翼面的组合偏转带来的耦合控制问题，实现三通道的精确控制。
附图说明
图1为本发明前后翼上反舵面示意图；
图2为本发明前后翼上反舵面姿态控制结构示意图；
图3为本发明自抗扰控制系统结构图。
具体实施方式
下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
本发明首先建立火箭末级非线性姿态运动模型，并根据该模型简化得到用于控制器设计的姿态运动模型；之后建立考虑不确定性因素的姿态运动模型，设计由跟踪微分器，扩张状态观测器和反馈控制器组成的自抗扰控制器(ADRC)抑制系统中的内外干扰，实现对动态特性显著、强不确定性的姿控系统实现稳定控制，并得到期望的控制力矩，最后根据前后翼上反舵面气动控制特性设计三通道舵面控制分配方法，利用加权最小二乘计算出舵偏指令。
本发明一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，具体包括如下步骤：
S1，建立火箭末级非线性姿态运动模型；
其中，α，β，γV为攻角、侧滑角、倾侧角；ωx，ωy，ωz箭体坐标系相对地面坐标系的转动角速度在箭体坐标系各轴分量；Mc为气动力矩；Mdω为气动阻尼力矩；θ，σ为弹道倾角、弹道偏角；V为飞行速度；m为质量；L为升力；N为侧向力；μ为地球引力常数；J为箭体惯量矩阵。
简化姿态运动方程，记
综上，步骤S1的飞行器姿态运动方程可以简化表示为
S2，建立飞行器气动力模型
火箭末级采用的前后翼上反舵面控制方式如图1所示，其可以分别通过前翼的单侧和双侧偏转、后翼的单侧和双侧偏转以及前后翼的组合偏转来实现飞行器俯仰、偏航以及滚转三轴的控制。
(1)气动力模型：
D＝CDqS
L＝CLqS
N＝CNqS
CD＝fD(α,β,Ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
CL＝fL(α,β,Ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
CN＝fN(α,β,Ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
其中，CL，CD，CN为气动力系数，与α，β，Ma，δ1，δ2，δ3，δ4相关，q为动压，S为气动参考面积，δ1，δ2，δ3，δ4为气动舵偏，Ma为马赫数。
(2)气动力矩模型：
建立气动力矩模型：
其中，Cmx，Cmy，Cmz为气动力矩系数，与α，β，Ma，δ1，δ2，δ3，δ4相关。
(3)建立气动阻尼力矩模型：
Cdmx＝fdmx(α)
Cdmy＝fdmy(α,β)
Cdmz＝fdmz(α)
其中，Cdmx，Cdmy，Cdmz为气动阻尼力矩系数，与α，β相关。
S3，建立考虑不确定因素的姿态运动方程
记变量a的标称值为函数F(a)中变量a取标称值时，记为设气动力矩的标称值为有
气动力矩系数标称值可以分解为
其中，为气动力矩系数分量，与α，β，Ma相关，为与气动舵舵偏相关的气动力矩系数。
记
考虑火箭末级大攻角飞行过程中气动不确定性、模型偏差大的特点，建立了考虑多种不确定因素的姿态运动方程。考虑风干扰Wla，气动力系数、气动力矩系统、阻尼力矩系数、质量、转动惯量、姿态角初值、角速度初值、大气密度等参数偏差下，结合步骤S2的气动模型，步骤S1的姿态运动模型表示为：
综上，控制输入为舵偏姿态控制要求为跟踪标准弹道的姿态指令式中，为Fa，Fω的标称值，Da，Dω为角度和角速度通道中总扰动，有
S4，自抗扰姿态控制方案设计
火箭末级返回时，由于系统的模型存在的偏差、在飞行过程中由于需要经历不同的大气环境，运行状态和环境的变化产生的影响，设计由跟踪微分器，扩张状态观测器和反馈控制器组成的自抗扰控制器(ADRC)，可以较好抑制系统中的内外干扰，对动态特性显著、强不确定性的姿控系统实现稳定控制，自抗扰姿态控制方案结构如图2所示。
S5，设计扩张状态观测器(ESO)
综合利用惯组和速率陀螺的测量信息，对状态和干扰进行估计和补偿。定义复合观测误差为：
其中，Z1，Z3为扩张观测器中的一阶输出。设计如下扩张状态观测器(ESO)对Da和Dω进行实时估计：
其中，Z1，Z3分别为角度和角速率的估计；Z2，Z4为内外不确定项Da和Dω的估计；ηi(i＝1,2,3),为ESO的参数，可以根据观测效果进行调整，δ＝[δ1 δ2 δ3 δ4]T。
S6，设计反馈控制器
根据步骤S5设计的扩张状态观测器(ESO)输出设计反馈控制器
式中，为角度误差反馈增益；为姿态指令；则期望的控制输入力矩为：
式中，为角速度误差反馈增益。
S7，设计气动舵控制分配策略
在步骤S6得到的期望控制输入力矩后，需要设计舵偏指令δ，使得Bδδ实现期望的控制力矩。
根据火箭末级上反舵面气动特性分析结果，因为后翼偏转角与俯仰力矩系数的线性相关性较好，所以可以通过双侧后翼的对称偏转实现俯仰方向的控制；前翼在小角度偏转时，偏转角与俯仰力矩系数相关性较好，因此双侧前翼可以通过微幅偏转实现俯仰方向的精确控制。前翼的偏转对偏航力矩系数的影响非常显著，同时滚转力矩系数和俯仰力矩系数的耦合变化则较小，所以通过双侧前翼的非对称偏转可以实现偏航方向的控制。后翼偏转角与滚转力矩系数线性较好，可以用于控制滚转运动，但后翼的偏转同时还会耦合偏航力矩的变化，可以通过双侧后翼和前翼的组合偏转实现滚转方向的控制。其前后翼上反舵面姿态控制分配策略如图3所示。
δx＝δ3-δ4
δy＝δ1-δ2
δz＝δ3+δ4
其中，δx、δy、δz为滚转、偏航、俯仰舵偏控制量。
S8，求解舵偏指令
按照控制分配策略，构建扩张矩阵B'δ为
需要设计舵偏指令δ，使得B'δδ实现期望的控制力矩
令
利用加权最小二乘计算出舵偏指令
优化指标设计为
其中，Γ为最小二乘权值。
因此，使得最小的δ具有如下显式解：
由于舵偏饱和限制，取舵偏指令为
δc＝sat(δ)。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (10)
1.一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，包括：
S1建立火箭末级非线性姿态运动方程；
S2建立火箭末级气动模型；
S3基于火箭末级非线性姿态运动方程和火箭末级气动模型，建立考虑不确定因素的火箭末级非线性姿态运动方程；
S4基于考虑不确定因素的火箭末级非线性姿态运动方程，构建自抗扰控制器框架；
S5基于自抗扰控制器框架，设计用于估计姿态运动方程中的扰动的扩张状态观测器ESO；
S6根据扩张状态观测器ESO的输出设计反馈控制器，得到期望的控制输入力矩；
S7确定前后翼上反舵面姿态控制分配策略；
S8按照控制分配策略构建扩张矩阵，根据期望的控制输入力矩和扩张矩阵得到用于实现上反舵面控制的舵偏指令。
2.根据权利要求1所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S1中，火箭末级非线性姿态运动模型为：
其中，α，β，γV为攻角、侧滑角、倾侧角；ω为箭体坐标系相对地面坐标系的转动角速度，ωx，ωy，ωz为ω在箭体坐标系各轴分量；Mc为气动力矩；Mdω为气动阻尼力矩；θ，σ为弹道倾角、弹道偏角；V为飞行速度；m为质量；L为升力；N为侧向力；μ为地球引力常数；r为飞行器与地心之间距离；J为箭体惯量矩阵，Ω为ω的展开矩阵形式。
3.根据权利要求2所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S1中，还包括对火箭末级非线性姿态运动模型进行简化，具体方法包括：
记
Fω(J,ω,Mdω)＝-J-1ΩJω-J-1Mdω
将火箭末级非线性姿态运动模型简化为：
4.根据权利要求3所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S2中，火箭末级气动模型包括气动力模型、气动力矩模型和气动阻尼力矩模型；
气动力模型为：
D＝CDqS
L＝CLqS
N＝CNqS
CD＝fD(α,β,Ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
CL＝fL(α,β,Ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
CN＝fN(α,β,Ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
其中，CL，CD，CN为气动力系数，与α，β，Ma，δ1，δ2，δ3，δ4相关，q为动压，S为气动参考面积，δ1，δ2，δ3，δ4为气动舵偏，Ma为马赫数；
气动力矩模型为：
其中，Cmx，Cmy，Cmz为气动力矩系数，与α，β，Ma，δ1，δ2，δ3，δ4相关；
气动阻尼力矩模型为：
Cdmx＝fdmx(α)
Cdmy＝fdmy(α,β)
Cdmz＝fdmz(α)
其中，Cdmx，Cdmy，Cdmz为气动阻尼力矩系数，与α，β相关。
5.根据权利要求4所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S3中，不确定因素包括风干扰Wla，气动力系数偏差、气动力矩系数偏差、气动阻尼力矩系数偏差、质量偏差、转动惯量偏差、姿态角初值偏差、角速度初值偏差、大气密度偏差；
步骤S3中，建立的考虑不确定因素的火箭末级非线性姿态运动模型为：
式中，为Fa，Fω的标称值，Da，Dω为角度和角速度通道中总扰动，
δ1，δ2，δ3，δ4为4个不同舵的气动舵偏；为气动力矩系数分量，为与4个气动舵舵偏相关的气动力矩系数，i＝1，2，3，4；
Δα(Wla)，Δβ(Wla)为风干扰Wla对α，β的动态影响。
6.根据权利要求5所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S4中，自抗扰控制器框架包含跟踪微分器、扩张状态观测器和反馈控制器。
7.根据权利要求6所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S5中，基于自抗扰控制器框架，设计用于实时估计姿态运动方程总扰动Da和Dω的扩张状态观测器ESO，具体为：
其中，Z1，Z3分别为角度和角速率的估计；Z2，Z4为内外不确定项Da和Dω的估计；ηi(i＝1,2,3,4)为ESO的参数；δ＝[δ1δ2δ3δ4]T；E1、E2为复合观测误差：
8.根据权利要求7所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S6中，根据扩张状态观测器的输出构建反馈控制器：
式中，ω*为期望角速度；为角度误差反馈增益；为姿态指令；
得到期望的控制输入力矩为：
式中，为角速度误差反馈增益。
9.根据权利要求8所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S7中，前后翼上反舵面姿态控制分配策略为：
δx＝δ3-δ4
δy＝δ1-δ2
δz＝δ3+δ4
其中，δx、δy、δz为滚转、偏航、俯仰舵偏控制量。
10.根据权利要求9所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S8中，按照前后翼上反舵面姿态控制分配策略，按照控制分配策略，构建扩张矩阵为：
设计优化指标：其中，Γ为最小二乘权值；
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取舵偏指令δc为δc＝sat(δ)。
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN119512200A (zh) * | 2025-01-21 | 2025-02-25 | 西安航晨机电科技股份有限公司 | 一种基于飞行气动稳定性的无人机姿态控制方法及系统 |
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2023
- 2023-11-24 CN CN202311588185.8A patent/CN117572887A/zh active Pending
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN119512200A (zh) * | 2025-01-21 | 2025-02-25 | 西安航晨机电科技股份有限公司 | 一种基于飞行气动稳定性的无人机姿态控制方法及系统 |
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| PB01 | Publication | ||
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