基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统。方法包括：S1、进行运载火箭的AAC控制器设计，得到第一飞行姿态角偏差大小与控制特性；S2、进行运载火箭模糊PD控制器设计，得到第二飞行姿态角偏差大小与控制特性；S3、根据姿态角偏差与偏差变化率，基于模糊规则动态切换不同的控制方法；S4、通过加权平均算法输出姿态角与姿态角偏差。本发明专利技术结合了AAC控制与模糊PD控制各自的优点，进行相互补偿，可以减少飞行姿态角偏差量，加快系统的响应时间，增强系统抗干扰能力，具有提高火箭飞行精度与稳定性，改善火箭姿态控制品质的优势。品质的优势。品质的优势。

【技术实现步骤摘要】
基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统


[0001]本专利技术涉及火箭控制
，更具体地说，特别涉及一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统。

技术介绍

[0002]运载火箭结构复杂、功能庞大，从火箭发射案例来看，动力系统故障(如推力下降)往往是导致其发射失败的重要因素，容错控制可以降低甚至消除发动机故障带来的影响，避免故障引起的灾难，在运载火箭控制设计中应用广泛。
[0003]PD控制结构简单、易实现，在火箭姿态控制领域占有主要地位。然而，由于PD控制无法依据系统实时状态调整控制律，面对推力下降等动力系统故障时，适应性很难满足精细控制的要求。自适应增广控制(即AAC控制)能有效增强飞行稳定，但在高增益下抗干扰能力较差；模糊PD控制能有效解决系统超调的问题，但在动力损失的条件下存在稳态误差。
[0004]多种控制方法联合作用的控制策略可以发挥各自的特点与优势，得到最佳控制效果，考虑到AAC控制静态特性好，模糊PD控制抗干扰能力强的特点，为此，本专利技术提出一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，根据偏差的变化来切换不同的控制方法，即能保证控制精度，又有较好的鲁棒性。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统，以克服现有技术所存在的缺陷。
[0006]为了达到上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：
[0007]基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，包括以下步骤：
>[0008]S1、进行运载火箭的AAC控制器设计，得到第一飞行姿态角偏差变化与控制特性；
[0009]S2、进行运载火箭模糊PD控制器设计，得到第二飞行姿态角偏差变化与控制特性；
[0010]S3、根据第一姿态角偏差与偏差变化率和第二姿态角偏差与偏差变化率，基于模糊规则动态切换不同的控制方法；
[0011]S4、基于模糊规则动态切换不同的控制方法得到的结果再通过加权平均算法输出姿态角与姿态角偏差。
[0012]进一步地，所述步骤S1中运载火箭的AAC控制器由参考模型、自适应控制律和频谱阻尼器组成；
[0013]所述自适应控制律的公式为：
[0014][0015]k
T
＝k
a
+k0[0016]式中，k
a
为自适应增益，k
max
为增益值的上限，a为误差增益系数，α为频谱阻尼器增益系数e
r
为实际输出与参考模型的偏差值，y
s
为经滤波器的输出信号，β为补偿项增益，k0为
初始增益值，k
T
为最终增益值；
[0017]所述参考模型的公式为：
[0018][0019]式中，ξ
n
是阻尼比，ω
n
是无阻尼时的自振频率；
[0020]所述频谱阻尼器包括一个高通滤波器和一个低通滤波器，控制信号通过高通滤波器得到高频信号，再平方通过低通滤波器得到频谱阻尼信号，所述频谱阻尼器的公式如下：
[0021][0022][0023]式中，ω
H
是高通滤波器中心频率，ω
L
是低通滤波器中心频率。
[0024]进一步地，所述步骤S2中运载火箭模糊PD控制器采用三角型隶属度函数，模糊PD控制器的模糊规则的制定如下：
[0025]当第二飞行姿态角偏差大于第一设定值时，取较大Kp提高响应速度(此处的偏差与偏差变化率仅与模糊PD控制其有关)，取较小Kd以免微分过饱和；
[0026]当第二飞行姿态角偏差小于第二设定值时，取较大Kp保证控制精度，当角速度度较小时，取较大Kd避免振荡，反之相反；
[0027]当第二飞行姿态角偏差与角速度偏差为中等值时，取较小Kp，Kd值以避免超调；
[0028]当第二飞行姿态角偏差与角速度偏差符号不同时，Kp取较小值，Kd取较大值，符号相同时，Kp取大值；
[0029]其中，Kp、Kd分别指模糊PD控制中比例积分与比例微分系数，所述第一设定值大于第二设定值，姿态角偏差大小指经控制器作用后的姿态角与程序角(系统预定角度)的差值，偏差值越靠近零，代表姿态角偏差越小。
[0030]进一步地，所述步骤S3中的模糊规则如下：
[0031]当偏差较大时，选用模糊PD控制使系统稳定过渡，抑制超调与振荡；
[0032]当偏差较小，且偏差变化率也较小时，选用AAC控制保证系统的稳定精度，当偏差变化率较大时，选用模糊PD控制。
[0033]进一步地，所述步骤S4中姿态角与姿态角偏差的表达式如下：
[0034][0035]W1＝μ1(|e1|)
[0036][0037]式中，U
PD
，U
FZ
分别为AAC控制与模糊PD控制的输出，W1，W2分别为AAC控制与模糊PD控制的输出强度系数，由模糊规则切换对应的隶属度函数计算所得，μ1，μ2，为姿态角偏差与偏差变化率相对应的隶属度函数。
[0038]进一步地，所述步骤S4中的加权平均算法的公式为：
[0039][0040]式中，U
PD
，U
FZ
分别为AAC控制与模糊PD控制的输出，W1，W2分别为AAC控制与模糊PD控制的输出强度系数。
[0041]本专利技术还提供一种根据上述基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法的系统，包括：
[0042]第一设计模块，用于进行运载火箭的AAC控制器设计，得到第一飞行姿态角偏差变化与控制特性；
[0043]第二设计模块，用于进行运载火箭模糊PD控制器设计，得到第二飞行姿态角偏差变化与控制特性；
[0044]动态切换模块，用于根据第一姿态角偏差与偏差变化率、第二姿态角偏差与偏差变化率，基于模糊规则动态切换不同的控制方法；
[0045]输出模块，用于基于模糊规则动态切换不同的控制方法得到的结果再通过加权平均算法输出姿态角与姿态角偏差。
[0046]与现有技术相比，本专利技术的优点在于：本专利技术提供的一种基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法及系统，结合了AAC控制与模糊PD控制各自的优点，进行相互补偿，可以减少飞行姿态角偏差量，加快系统的响应时间，增强系统抗干扰能力，具有提高火箭飞行精度与稳定性，改善火箭姿态控制品质的优势。
附图说明
[0047]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0048]图1是本专利技术基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法的流程图。
[0049]图2是本专利技术中运载火箭AAC控制框图。
[0050]图3是本专利技术中运载本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、进行运载火箭的AAC控制器设计，得到第一飞行姿态角偏差变化与控制特性；S2、进行运载火箭模糊PD控制器设计，得到第二飞行姿态角偏差变化与控制特性；S3、根据第一姿态角偏差与偏差变化率、第二姿态角偏差与偏差变化率，基于模糊规则动态切换不同的控制方法；S4、基于模糊规则动态切换不同的控制方法得到的结果再通过加权平均算法输出姿态角与姿态角偏差。2.根据权利要求1所述的基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S1中运载火箭的AAC控制器由参考模型、自适应控制律和频谱阻尼器组成；所述自适应控制律的公式为：k
T
＝k
a
+k0式中，k
a
为自适应增益，k
max
为增益值的上限，a为误差增益系数，α为频谱阻尼器增益系数e
r
为实际输出与参考模型的偏差值，y
s
为经滤波器的输出信号，β为补偿项增益，k0为初始增益值，k
T
为最终增益值；所述参考模型的公式为：式中，ξ
n
是阻尼比，ω
n
是无阻尼时的自振频率；所述频谱阻尼器包括一个高通滤波器和一个低通滤波器，控制信号通过高通滤波器得到高频信号，再平方通过低通滤波器得到频谱阻尼信号，所述频谱阻尼器的公式如下：到高频信号，再平方通过低通滤波器得到频谱阻尼信号，所述频谱阻尼器的公式如下：式中，ω
H
是高通滤波器中心频率，ω
L
是低通滤波器中心频率。3.根据权利要求1所述的基于模糊规则动态切换的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S2中运载火箭模糊PD控制器采用三角型隶属度函数，模糊PD控制器的模糊规则的制定如下：当第二飞行姿态角偏差大于第一设定值时，取较大Kp提高响应速度，取较小Kd以免微分过饱和；当第二飞行姿态角偏差小于第二设定值时，取较大Kp保证控制精...

【专利技术属性】
技术研发人员：谢昌霖，吴建军，程玉强，杨述明，宋立军，刘洪刚，刘育玮，邓凌志，石业辉，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：