[发明专利]一种运载火箭自适应精确回收控制方法

摘要

本发明公开一种运载火箭自适应精确回收控制方法，采用真实体现其动力学特性的非线性模型，建立返回段动力学模型，并引入系统参数不确定性和干扰；为估计重复使用运载火箭动力学模型中的参数不确定和提高估计的准确性，建立自适应滑模观测器以及设计参数Γ和的自适应估计律；基于反演控制思想并设计滑模动态面跟踪控制器。本发明同时考虑了气动参数的未建模动态及燃料消耗影响引起的不确定性因素，提出模型更符合垂直返回段运载火箭一子级控制系统的实际运行情况；设计的自适应参数观测器不需要不确定和干扰上界这一已知条件，在实际应用中更具有优势；不确定估计的准确性因为时变增益在线相对于干扰适当的调节而得到了改善。

主权项

1.一种运载火箭自适应精确回收控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、建立火箭返回段动力学模型，其中V为飞行速度，m为火箭一子级质量，P为发动机总推力，ε_n为返回过程中第n次有动力飞行段的变推力因子且0≤ε_n≤1，n＝1、2或3，α、β分别为攻角和侧滑角，X、Y、Z为速度坐标系下的气动力分量，g为重力加速度，R_x、R_y、R_z为发射坐标系下的位置分量，r为火箭一子级质心距地心距离，θ、σ为弹道倾角和弹道偏角，为地球半径，w_x、w_y、w_z和V_x、V_y、V_z分别为发射坐标系下的地球自转角速度和速度分量，下标x、y、z分别表示三维坐标系中的x轴、y轴、z轴；步骤2、将步骤1中的动力学模型转化为一般的状态空间形式，并引入系统参数不确定性和干扰，将非线性的动力学模型变换为如下形式，其中，x₁＝[R_x，R_y，R_z]^T、x₂＝[V，θ，σ]^T为状态变量,u＝[Z，Y，Z]^T为控制变量，Δf为运载火箭控制系统关于大气密度未建模动态以及火箭一子级本体质量及质心变化引起的摄动项；ΔB₂为一子级本体质量及质心变化引起的不确定项，d为未知干扰项；其中f＝[f₁,f₂,f₃]^T，步骤3、建立自适应滑模观测器以及设计参数Γ和的自适应估计律，具体如下：其中Σ是一个事先确定的对角矩阵；参数初值Γ(0)＞0；误差是状态量x₂的估计值；I₃为3×3的单位矩阵；系数τ₁和μ均为正实数；这里未知正数ξ为Δf+ΔB₂u的上界，即|Δf+ΔB₂u|≤ξ，时变增益K(t)定义如下：(i)如果有正实数γ₁＞0且增益初值K(0)＞0(ii)如果有K(t)＝γ₂η^Tsign(η)+γ₃,γ₃＞0其中η是符号函数经过低通滤波后的平均值，γ₃≥0，γ₂＝K(t^*).t^*是最大的时间值，即且上述对角矩阵Σ和正实数μ可以通过如下不等式进行求解：步骤4、利用所述滑模观测器和所述自适应估计律得到的状态和不确定项的估计值，抵消不确定性与未知干扰，设计滑模动态面跟踪控制器，具体如下：选取如下虚拟控制律：其中姿态角误差e₁＝x_1d‑x₁，角速率误差e₂＝x_2d‑x₂，x_1d为理想姿态指令；让x_2d通过时间常数为τ₂的一阶滤波器，得实际控制器为其中δ为x_2d通过一阶滤波器后得到输出量，即新的替代x_2d的状态量；步骤5、验证运载火箭一子级闭环控制系统的稳定性。