[發明專利]一種運載火箭自適應精確回收控制方法

有效

• 申請號: 201711027681.0
• 申請日: 2017-10-27
• 公開（公告）號: CN107544262B
• 公開（公告）日: 2019-10-11
• 發明（設計）人: 錢默抒;薄翠梅;易輝;沈謀全;鄭重;王碩
• 申請（專利權）人: 南京工業大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 南京北辰聯和知識產權代理有限公司 32350
• 代理人: 張芳

1.一種運載火箭自適應精確回收控制方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1、建立火箭返回段動力學模型，

其中V為飛行速度，m為火箭一子級質量，P為發動機總推力，ε_n為返回過程中第n次有動力飛行段的變推力因子且0≤ε_n≤1，n＝1、2或3，α、β分別為攻角和側滑角，X、Y、Z為速度坐標系下的氣動力分量，g為重力加速度，R_x、R_y、R_z為發射坐標系下的位置分量，r為火箭一子級質心距地心距離，θ、σ為彈道傾角和彈道偏角，為地球半徑，w_x、w_y、w_z和V_x、V_y、V_z分別為發射坐標系下的地球自轉角速度和速度分量，下標x、y、z分別表示三維坐標系中的x軸、y軸、z軸；

步驟2、將步驟1中的動力學模型轉化為一般的狀態空間形式，并引入系統參數不確定性和干擾，將非線性的動力學模型變換為如下形式，

其中，x₁＝[R_x，R_y，R_z]^T、x₂＝[V，θ，σ]^T為狀態變量,u＝[Z，Y，Z]^T為控制變量，Δf為運載火箭控制系統關于大氣密度未建模動態以及火箭一子級本體質量及質心變化引起的攝動項；ΔB₂為一子級本體質量及質心變化引起的不確定項，d為未知干擾項；其中

f＝[f₁,f₂,f₃]^T，

步驟3、建立自適應滑模觀測器以及設計參數Γ和的自適應估計律，具體如下：

其中Σ是一個事先確定的對角矩陣；參數初值Γ(0)＞0；誤差是狀態量x₂的估計值；I₃為3×3的單位矩陣；系數τ₁和μ均為正實數；這里未知正數ξ為Δf+ΔB₂u的上界，即|Δf+ΔB₂u|≤ξ，時變增益K(t)定義如下：

(i)如果有

正實數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是符號函數經過低通濾波后的平均值，γ₃≥0，γ₂＝K(t^*).t^*是最大的時間值，即且

上述對角矩陣Σ和正實數μ可以通過如下不等式進行求解：

步驟4、利用所述滑模觀測器和所述自適應估計律得到的狀態和不確定項的估計值，抵消不確定性與未知干擾，設計滑模動態面跟蹤控制器，具體如下：

選取如下虛擬控制律：

其中姿態角誤差e₁＝x_1d-x₁，角速率誤差e₂＝x_2d-x₂，x_1d為理想姿態指令；

讓x_2d通過時間常數為τ₂的一階濾波器，得實際控制器為

其中δ為x_2d通過一階濾波器后得到輸出量，即新的替代x_2d的狀態量；

步驟5、驗證運載火箭一子級閉環控制系統的穩定性。