[發明專利]一種基于徑向基神經網絡的固體火箭發動機推力控制方法

有效

• 申請號: 201910836072.2
• 申請日: 2019-09-05
• 公開（公告）號: CN110531622B
• 公開（公告）日: 2022-04-05
• 發明（設計）人: 齊義文;陳鋮;李獻領;劉金福;盧少微;劉遠強;喻勇濤
• 申請（專利權）人: 沈陽航空航天大學;中國船舶重工集團公司第七一九研究所
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04;G05B11/42;G06N3/08;F02K9/80
• 代理公司: 沈陽維特專利商標事務所(普通合伙) 21229
• 代理人: 霍光旭

本發明提供一種基于徑向基神經網絡的固體火箭發動機推力控制方法，其特征在于，包括如下步驟：步驟1.確定控制對象，執行機構采用燃氣調節系統和氣動伺服系統，選用固體火箭發動機作為動力裝置；步驟2.建立固體火箭發動機被控對象數學模型；步驟3.根據預期控制性能要求，確立參考模型和實際模型：步驟4.設計用于固體火箭發動機推力自適應控制的RBF神經網絡控制器，選擇神經網絡的學習指標；步驟5.利用遺傳算法優化RBF神經網絡控制器參數；本發明通過遺傳算法優化神經網絡參數給定，使得基于RBF神經網絡的固體火箭發動機控制系統對給定參考模型特性具有良好的跟蹤能力，并具有較好的抗干擾性和魯棒性。

技術領域

本發明涉及自動化控制領域，具體涉及一種基于徑向基神經網絡的固體火箭發動機推力控制方法。

背景技術

固體火箭發動機又稱固體推進劑火箭發動機，使用固體推進劑，能夠最大限度的滿足新一代戰術導彈對其動力裝置的要求，具有體積小、質量輕、速度快和機動性好等優點，其作為一種理想的推進系統，是各國優先發展的戰略型武器。

國內外為了推力可控的固體火箭發動機做了大量的理論和實驗。為了保證固體火箭能按預定的軌道飛行，需要做出相應導引與控制。通過推力矢量控制系統來實現火箭姿態控制，采用機械方法或流體噴射的氣動方法等推力矢量控制技術來補償飛行中各種擾動和運載火箭推力偏心等帶來的偏差。近年來，由于神經網絡的發展，很多研究將徑向基神經網絡應用于動態對象的控制中，但從控制方法角度上來講，將徑向基神經網絡用于固體火箭控制還是屬于首創，對于固體火箭發動機控制來說，其參數會隨著環境發生劇烈變化，同時未建模動態也給控制帶來一定困難，而徑向基神經網絡具有良好的自適應功能，能夠較好地克服這一問題。

發明內容

本發明的技術任務是針對以上現有技術的不足，而提供一種基于徑向基神經網絡的固體火箭發動機推力控制方法，本方法針對固體火箭發動機參數隨外界環境變化的問題，提供一種能自適應火箭工作環境變化以及不同工況的推力控制技術，提高發動機控制性能。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案是：一種基于徑向基神經網絡的固體火箭發動機推力控制方法，包括如下步驟：

步驟1.確定控制對象，執行機構采用燃氣調節系統和氣動伺服系統，選用固體火箭發動機作為動力裝置；

步驟2.建立固體火箭發動機被控對象數學模型，并選取特定工作點火箭模型參數與對應值為發動機名義模型；

步驟3.根據預期控制性能要求，確立參考模型和實際模型：采用比例積分型控制器進行設計，將該控制器作用下的閉環系統作為基于RBF神經網絡的固體火箭發動機推力控制的參考模型，定義受參數攝動的名義模型為發動機實際模型；

步驟4.設計用于固體火箭發動機推力自適應控制的RBF神經網絡控制器，選擇神經網絡的學習指標；

步驟5.利用遺傳算法優化RBF神經網絡控制器參數：根據控制系統的參考模型輸出值與實際模型輸出值的誤差變化情況，來調整控制器權值以逼近參考模型性能。

進一步地，所述步驟2中具體包括：

帶有執行機構的固體火箭發動機控制模型的傳遞函數形式為：

其在某一特定工作點的模型參數是：K₁為0.56，τ₁為0.0091，τ₂為0.0039，τ₃為0.0014，τ₄為0.0022，μ為0.0026，定義此參數下模型為發動機的名義模型，輸入輸出分別為u_m(t)和y_m(t)，其中，y_m(t)＝L^-1[ΔY(s)]，式中通過反拉氏變換將復變函數中的輸入輸出ΔY(s)，轉換成時間函數的輸入和輸出u_m(t)、y_m(t)。