[发明专利]基于鲁棒控制理论的火箭助推发射的控制方法

说明书

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。

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。