[发明专利]运载火箭姿态系统自适应径向基神经网络控制方法

权利要求书

1.一种运载火箭姿态系统容错控制方法，其特征在于，所述方法包括：

步骤一：建立运载火箭姿态控制系统动力学模型；

步骤二：建立运载火箭故障下姿态控制系统动力学模型，在建立步骤一所述运载火箭姿态控制系统模型的基础上考虑执行器故障建立故障下姿态控制系统动力学模型，并计算姿态角的跟踪误差得到二阶运载火箭姿态跟踪系统；

步骤三：设计非奇异终端滑膜面，通过设计终端滑模控制律使得姿态跟踪误差在有限时间内收敛到零；

步骤四：基于自适应径向基神经网络，在运载火箭转动惯量未知，则终端滑模控制律设计不适用的情况下，利用径向基神经网络逼近未知系统参数，增加自适应控制项，用来补偿扰动和近似过程中误差，从而使得姿态跟踪误差在有限时间内收敛到零。

2.根据权利要求1所述控制方法，其特征在于，步骤一所述运载火箭姿态控制系统动力学模型的建立过程为：

建立运载火箭姿态控制系统动力学模型如下：

式中：Ω＝[θ，α，β]^T为姿态角向量，θ为滚转角，α为偏航角，β为俯仰角。ω＝[ω_x，ω_y，ω_z]^T为角速度向量；J为运载火箭未知转动惯量矩阵；d为未知的外部干扰向量。S、ω^×分别为：

u为控制输入向量，表示输入力矩，具体为：

式中，P为发动机推力；X_R为发动机喷嘴到火箭顶端的距离；X_Z为质心位置；R和r为发动机中心到运载火箭x轴的距离，表示发动机等效摆角。控制力矩可以表示为：

u＝Bδ

式中，δ＝[δ_θ，δ_α，δ_β]^T；B为输入矩阵，整理得

3.根据权利要求1所述控制方法，其特征在于，步骤二所述运载火箭故障下姿态控制系统动力学模型及二阶运载火箭姿态跟踪系统建立过程为：

S1：运载火箭故障下姿态控制系统动力学模型

考虑助推发动机或者芯级发动机出现卡死或失效故障，其故障模型为：

式中，i＝1，…，4表示第i个执行器，且出现故障的执行器个数不超过最大故障个数，即运载火箭可通过控制其余执行器使得系统保持稳定。为第i个执行器的未知失效因子，和分别为失效因子的上下界。σ为i个执行器的卡死值，即当时，无故障发生；当时，表示第i个执行器发生卡死故障；当时，表示第i个执行器部分失效。

定义：

式中，

建立运载火箭动力学模型：

S2：二阶运载火箭姿态跟踪系统

定义姿态角的跟踪误差为：e＝Ω-Ω^r，和分别为姿态角跟踪指令和其一阶导数。令x₁＝e，将其代入式(8)，定义运载火箭姿态跟踪系统为：

式中，f(x)∈R³，G(x)∈R^3×3，d∈R³，且定义如下：