液体火箭姿态控制实现方法、实现系统及存储介质技术方案

本申请提供了一种液体火箭姿态控制实现方法、实现系统及存储介质，液体火箭姿态控制实现方法包括以下步骤：建立单通道绕质心动力学模型，并进行线性化处理，得到线性模型；根据线性模型设计滑模状态观测器，以对刚体姿态角和角速度进行估计；设计扩张状态观测器，以对刚体动力学的综合干扰力矩进行估计；利用刚体姿态角和角速度的估计值以及综合干扰力矩的估计值设计姿态控制器。本申请能够降低姿态控制的保守性，提高姿态控制对动力学模型不确定性的鲁棒性，改善姿态控制对弹性和晃动特性天地不一致性的适应能力。地不一致性的适应能力。地不一致性的适应能力。

【技术实现步骤摘要】
液体火箭姿态控制实现方法、实现系统及存储介质


[0001]本申请属于航空航天领域，具体涉及一种液体火箭姿态控制实现方法、实现系统及存储介质。

技术介绍

[0002]工程上针对液体火箭的姿态控制问题，通常采用姿态角偏差反馈与姿态角速度反馈的方式实现刚体的稳定，采用校正网络设计实现弹性振动和液体晃动的稳定，通过频域上稳定裕度的设计保证姿态控制器对弹性、晃动、推力、气动等不确定性的鲁棒性。然而，这种姿态控制结构需要在设计过程中考虑各项偏差最恶劣的组合情况，不但工作量大，而且导致控制器具有很大的保守性，难以在性能和稳定性间进行权衡。一些研究工作和工程中，针对飞行器刚体模型的不确定性，采用自抗扰控制器对干扰力矩进行估计，但仍采用含有弹性振动的角速度进行反馈控制和干扰力矩的估计，因此仍需要依靠校正网络保证弹性振动的稳定性。针对上述问题，国内外学者采用自适应滤波器对弹性频率进行在线辨识，但滤波器的结构及其它参数仍然是离线设计的，无法保证滤波器具有合适的滤波深度，因此无法保证弹性振动的稳定。

技术实现思路

[0003]为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种液体火箭姿态控制实现方法、实现系统及存储介质。
[0004]根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种液体火箭姿态控制实现方法，其包括以下步骤：
[0005]建立单通道绕质心动力学模型，并进行线性化处理，得到线性模型；
[0006]根据线性模型对刚体姿态角和角速度进行估计；
[0007]对刚体动力学的综合干扰力矩进行估计；
[0008]利用刚体姿态角的估计值和角速度的估计值进行反馈控制，并对综合干扰力矩进行补偿。
[0009]上述液体火箭姿态控制实现方法中，所述根据线性模型对刚体姿态角和角速度进行估计中，根据线性模型设计滑模状态观测器，利用滑模状态观测器对刚体姿态角和角速度进行估计；
[0010]所述对刚体动力学的综合干扰力矩进行估计中，设计线性扩张状态观测器，以对俯仰通道干扰力矩进行估计。
[0011]上述液体火箭姿态控制实现方法中，所述综合干扰力矩包括推力、气动、总体参数不确定性引起的干扰力矩以及弹性力矩和晃动力矩产生的合力矩。
[0012]上述液体火箭姿态控制实现方法中，当单通道为俯仰通道时，所述线性模型为：
[0013][0014]式中，x表示线性模型的状态变量，x1和x2均表示状态变量x中的元素，
[0015][0016]y表示线性模型的输出变量；表示俯仰角增量，Δω
z
表示俯仰角速度增量，q
i
表示横向第i阶弹性模态的广义坐标，表示弹性广义坐标的导数，y
pj
表示推进剂的横向晃动量，Δy
pj
表示推进剂的横向晃动量增量，表示推进剂横向晃动量的导数，表示推进剂横向晃动量的导数增量；i＝1,2,3，j＝1,2；
[0017]u表示控制量，u＝Δδ
z
，Δδ
z
表示俯仰通道控制量增量；表示状态变量x中的元素x1的导数，表示状态变量x中的元素x2的导数；A
11
,A
12
,A
21
,A
22
,B1,B2,C1,C2均表示系数。
[0018]进一步地，当单通道为俯仰通道时，所述滑模状态观测器为超螺旋滑模状态观测器，所述超螺旋滑模状态观测器的表达式为：
[0019][0020]式中，表示y的估计值，表示的导数，表示x2的估计值，表示的导数，L∈R
10
×2表示影响状态观测器收敛快速性的设计参数，g表示超螺旋滑模项，均为系数。
[0021]更进一步地，所述超螺旋滑模状态观测器的设计过程为：
[0022]对线性模型的输出变量y进行求导，得到输出变量y的导数表达式：
[0023][0024]将状态变量x中的元素x1的导数元素x2的导数均带入输出变量y的导数表达式中，得到超螺旋滑模状态观测器的表达式：
[0025][0026]更进一步地，所述超螺旋滑模项g为：
[0027]g＝[g
1 g2]，
[0028][0029]式中，α1,α2,β1,β2均为设计参数，e
y1
和e
y2
均表示估计误差e
y
中的元素，
表示俯仰角，表示刚体俯仰角的估计值，ω
z
表示俯仰角速度，表示刚体俯仰角速度的估计值；sign()表示符号函数，τ表示积分变量。
[0030]更进一步地，当单通道为俯仰通道时，所述对刚体姿态角和角速度进行估计的具体过程为：
[0031]根据线性模型的输出变量y的表达式得到：
[0032]x1＝(y
‑
C2x2)C
‑
11
，
[0033]其中，C1为二阶单位矩阵，结合C1的表达式得到x1的表达式为：
[0034]x1＝y
‑
C2x2，
[0035]将x1的估计值和x2的估计值分别带入x1的表达式中，得到
[0036][0037]式中，得到刚体俯仰角的估计值和刚体俯仰角速度的估计值
[0038]更进一步地，当单通道为俯仰通道时，所述扩张状态观测器为线性扩张状态观测器，所述线性扩张状态观测器的表达式为：
[0039][0040]式中，δ
zc
表示上一个控制周期解算出的俯仰通道控制量，表示刚体俯仰角速度的估计值，ω
o
表示扩张状态观测器的带宽，b
3f
表示控制力矩系数的标称值，z1和z2均表示扩张状态观测器的状态变量，z2为俯仰通道干扰力矩的估计值。
[0041]更进一步地，当单通道为俯仰通道时，所述姿态控制器的表达式为：
[0042][0043]式中，δ
z
表示俯仰通道控制量，k
p
和k
d
均为系数，b
3f
表示控制力矩系数的标称值。
[0044]根据本申请实施例的第二方面，本申请还提供了一种液体火箭姿态控制实现系统，其包括存储器以及耦接至所述存储器的处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行上述任一项所述的液体火箭姿态控制实现方法。
[0045]根据本申请实施例的第三方面，本申请还提供了一种存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一项所述的液体火箭姿态控制实现方法。
[0046]根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请提供的液体火箭姿态控制实现方法采用滑模状态观测器对刚体姿态角和角速度进行估计，采用扩张状态观测器对综合干扰力矩进行估计，利用刚体姿态角和角速度的估计值以及综合干扰力矩的估计值设计姿态控制器，在姿态控制器中利用刚体姿态角的估计值和角速度的估计值进行反馈控制，并对综合本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭姿态控制实现方法，其特征在于，包括以下步骤：建立单通道绕质心动力学模型，并进行线性化处理，得到线性模型；根据线性模型对刚体姿态角和角速度进行估计；对刚体动力学的综合干扰力矩进行估计；利用刚体姿态角的估计值和角速度的估计值进行反馈控制，并对综合干扰力矩进行补偿。2.根据权利要求1所述的液体火箭姿态控制实现方法，其特征在于，所述根据线性模型对刚体姿态角和角速度进行估计中，根据线性模型设计滑模状态观测器，利用滑模状态观测器对刚体姿态角和角速度进行估计；所述对刚体动力学的综合干扰力矩进行估计中，设计线性扩张状态观测器，以对俯仰通道干扰力矩进行估计。3.根据权利要求1所述的液体火箭姿态控制实现方法，其特征在于，所述综合干扰力矩包括推力、气动、总体参数不确定性引起的干扰力矩以及弹性力矩和晃动力矩产生的合力矩。4.根据权利要求1所述的液体火箭姿态控制实现方法，其特征在于，当单通道为俯仰通道时，所述线性模型为：式中，x表示线性模型的状态变量，x1和x2均表示状态变量x中的元素，y表示线性模型的输出变量；表示俯仰角增量，Δω
z
表示俯仰角速度增量，q
i
表示横向第i阶弹性模态的广义坐标，表示弹性广义坐标的导数，y
pj
表示推进剂的横向晃动量，Δy
pj
表示推进剂的横向晃动量增量，表示推进剂横向晃动量的导数，表示推进剂横向晃动量的导数增量；i＝1,2,3，j＝1,2；u表示控制量，u＝Δδ
z
，Δδ
z
表示俯仰通道控制量增量；表示状态变量x中的元素x1的导数，表示状态变量x中的元素x2的导数；A
11
,A
12
,A
21
,A
22
,B1,B2,C1,C2均表示系数。5.根据权利要求4所述的液体火箭姿态控制实现方法，其特征在于，当单通道为俯仰通道时，所述滑模状态观测器为超螺旋滑模状态观测器，所述超螺旋滑模状态观测器的表达式为：式中，表示y的估计值，表示的导数，表示x2的估计值，表示的导数，L∈R
10
×2表示影响状态观测器收敛快速性的设计参数，g表示超螺旋滑模项，均为系数。6.根据权利要求5所述的液体火箭姿态控制实现方法，其特征在于，所述超螺旋滑模状态观测器的设计过程为：对线性模型的输出变量y进行求导，得到输出变量y的导数表达式：将状态变量x中的元素x1的导数元素x2的导数均...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱凯，钟友武，赵卫娟，
申请(专利权)人：蓝箭航天空间科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：