[發明專利]一種基于固定時間收斂觀測器的垂直起降重復使用運載器姿態跟蹤控制方法

在審

• 申請號: 201810758452.4
• 申請日: 2018-07-11
• 公開（公告）號: CN109144084A
• 公開（公告）日: 2019-01-04
• 發明（設計）人: 韋常柱;崔乃剛;張亮;趙宏宇;浦甲倫
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 哈爾濱市陽光惠遠知識產權代理有限公司 23211
• 代理人: 安琪

本發明涉及一種基于固定時間收斂觀測器的垂直起降重復使用運載器姿態跟蹤控制方法，屬于飛行器控制技術領域。該方法推導了基于再入坐標系下的姿態跟蹤誤差狀態方程，將系統除控制力矩以外的所有建模動態和未建模動態當作系統擾動處理，轉化為二階雙積分狀態方程，從而簡化了系統的復雜度。

技術領域

本發明涉及一種基于固定時間收斂觀測器的垂直起降重復使用運載器姿態跟蹤控制方法，屬于飛行器控制技術領域。

背景技術

近年來，垂直起降重復使用運載器因其成本低、可維修性強、多次可重復使用和安全性較高等特點，使其逐漸被世界各國的商業航天公司所重視，并投入了大量的人力與物力資源進行了相應的研究開發。其中比較著名的商業航天公司主要有國外的SpaceX、BlueOrigin、Masten、McDonnell Douglas和國內的LinkSpace、LandSpace及OneSpace等。許多垂直起降重復使用運載器如DC-X、New Glenn、Falcon 9和New Line 1等相繼被設計出來，而其中只有SpaceX公司的Falcon 9火箭取得了超過10次的一子級火箭成功回收試驗，因而引起了國內外的廣泛關注。垂直起降重復使用運載器為了實現高精度的定點軟著陸，離不開高精度、強魯棒和自適應的制導控制技術。在垂直起降重復使用運載器返回全程飛行過程中，大氣層內柵格舵控制飛行段因其氣動力較大，對位置和姿態的修正能力較強，因而在整個著陸過程中的精度鏈分配中占據著主導地位。然而，垂直起降重復使用運載器在大氣層內飛行時，存在外部飛行環境復雜多變、氣動耦合性較強、大攻角條件下的非線性特性及模型的強不確定性等因素，給大氣層內柵格舵控制飛行段的姿態控制技術帶來了極大困難。為了保證制導指令的快速精確穩定的跟蹤，需要研究強魯棒、快收斂、高精度、無超調、自適應的姿態跟蹤控制律，這對于垂直起降重復使用運載器的精確定點軟著陸具有重要的研究意義。

常規的重復使用運載器大氣層內姿態跟蹤控制方法一般采用魯棒控制方法、自適應動態面控制方法、自適應模糊Hinf控制方法和自適應動態逆等方法。其中魯棒控制方法需要依賴于特征點選取，然后求解復雜的線性矩陣不等式(LMI)，從而獲得控制器參數，因而存在求解復雜、特征點選擇困難和計算量較大等缺點，同時魯棒控制技術一般還以犧牲姿態跟蹤精度為代價從而保證全局穩定性，實現魯棒性的要求。自適應動態面控制方法是以事先設計的動態面模型為基礎，使其狀態量在該滑動面上滑動從而保證姿態跟蹤性能，然而滑模面的收斂時間是未知的，在大干擾條件及初始大姿態偏差條件下難以保證快速姿態收斂，同時還存在一定的穩態跟蹤誤差。而自適應模糊Hinf控制方法需要事先設計相應的復雜模糊邏輯，對實際飛行過程中的大干擾及強非線性特性適應性較差，且無法保證其在固定的時間內，姿態誤差收斂至零。自適應動態逆一般采用雙回路控制模式，將系統劃分為快回路和慢回路兩個子模塊，分別進行控制律設計，最終獲得虛擬控制力矩指令，進而進行控制指令分配，因而其姿態跟蹤精度有限、收斂速度較慢、抗干擾能力較差。

發明內容

本發明目的是為了解決垂直起降重復使用運載器在大氣層內飛行時，以柵格舵為主要執行機構的姿態控制問題，提供了一種高精度、快收斂、無超調、強魯棒和自適應的姿態跟蹤控制方法。所采取的技術方案如下：

一種基于固定時間收斂觀測器的垂直起降重復使用運載器姿態跟蹤控制方法，所述控制方法包括：

步驟一：建立垂直起降重復使用運載器大氣層內飛行段的制導律，將所述過載制導指令統一轉化為姿態制導指令，從而為后續控制器跟蹤該制導指令提供輸入數據；所述姿態制導指令包括攻角、側滑角及傾側角，

步驟二：建立垂直起降重復使用運載器大氣層內柵格舵控制飛行段的姿態動力學模型，將所述姿態動力學模型與步驟一所述姿態制導指令作差比較獲得姿態跟蹤誤差狀態方程；

步驟三：建立具有固定時間收斂特性的擴張狀態觀測器，實現對狀態量和系統總擾動量的同時估計；