【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于舵面控制，涉及一种控制方法，尤其适用于大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面稳定控制。
技术介绍
1、垂直起降火箭末级返回全程采用大攻角进行气动减速，传统襟副翼舵面方式在大攻角飞行状态下舵效降低、热环境恶劣，而上反控制方式在大攻角飞行下具有明显的高效、低热的优势。采用前后翼上反舵面控制方式，可提升火箭末级大攻角横航向稳定与宽速域高俯仰控制效率，增大了配平攻角范围，进一步提高控制裕度与舵偏分配的灵活性，使得火箭末级能够适应更宽的质心变化范围。
2、现有技术仅对前后四翼上反舵面气动布局的升阻特性、配平特性、稳定性以及与传统舵面控制方法对比等方面对开展了研究，并未针对前后翼上反这种新型舵面控制方法进行设计，因此本专利技术结合前后翼上反舵面的气动特性，设计与之匹配的控制方法。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于克服上述缺陷，提供一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，解决了传统襟副翼、鸭翼控制方式在大攻角飞行状态控制效率低，舵面易失效的技术问题，本专利技术可提升大攻角横航向稳定与宽速域高俯仰控制效率。
2、为实现上述专利技术目的，本专利技术提供如下技术方案：
3、一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，包括：
4、s1建立火箭末级非线性姿态运动方程；
5、s2建立火箭末级气动模型；
6、s3基于火箭末级非线性姿态运动方程和火箭末级气动模型，建立考虑不确定因素的火箭末级非线性姿态
7、s4基于考虑不确定因素的火箭末级非线性姿态运动方程，构建自抗扰控制器框架；
8、s5基于自抗扰控制器框架，设计用于估计姿态运动方程中的扰动的扩张状态观测器eso；
9、s6根据扩张状态观测器eso的输出设计反馈控制器，得到期望的控制输入力矩；
10、s7确定前后翼上反舵面姿态控制分配策略；
11、s8按照控制分配策略构建扩张矩阵，根据期望的控制输入力矩和扩张矩阵得到用于实现上反舵面控制的舵偏指令。
12、进一步的，步骤s1中，火箭末级非线性姿态运动模型为：
13、
14、
15、
16、
17、其中，α，β，γv为攻角、侧滑角、倾侧角；ω为箭体坐标系相对地面坐标系的转动角速度，ωx，ωy，ωz为ω在箭体坐标系各轴分量；mc为气动力矩；mdω为气动阻尼力矩；θ，σ为弹道倾角、弹道偏角；v为飞行速度；m为质量；l为升力；n为侧向力；μ为地球引力常数；r为飞行器与地心之间距离；j为箭体惯量矩阵，ω为ω的展开矩阵形式。
18、进一步的，步骤s1中，还包括对火箭末级非线性姿态运动模型进行简化，具体方法包括：
19、记
20、
21、
22、
23、
24、
25、
26、将火箭末级非线性姿态运动模型简化为：
27、
28、进一步的，步骤s2中，火箭末级气动模型包括气动力模型、气动力矩模型和气动阻尼力矩模型；
29、气动力模型为：
30、d＝cdqs
31、l＝clqs
32、n＝cnqs
33、cd＝fd(α,β,ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
34、cl＝fl(α,β,ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
35、cn＝fn(α,β,ma,δ1,δ2,δ3,δ4)
36、其中，cl，cd，cn为气动力系数，与α，β，ma，δ1，δ2，δ3，δ4相关，q为动压，s为气动参考面积，δ1，δ2，δ3，δ4为气动舵偏，ma为马赫数；
37、气动力矩模型为：
38、
39、其中，cmx，cmy，cmz为气动力矩系数，与α，β，ma，δ1，δ2，δ3，δ4相关；
40、气动阻尼力矩模型为：
41、
42、cdmx＝fdmx(α)
43、cdmy＝fdmy(α,β)
44、cdmz＝fdmz(α)
45、其中，cdmx，cdmy，cdmz为气动阻尼力矩系数，与α，β相关。
46、进一步的，步骤s3中，不确定因素包括风干扰wla，气动力系数偏差、气动力矩系数偏差、气动阻尼力矩系数偏差、质量偏差、转动惯量偏差、姿态角初值偏差、角速度初值偏差、大气密度偏差；
47、步骤s3中，建立的考虑不确定因素的火箭末级非线性姿态运动模型为：
48、
49、式中，为fa，fω的标称值，da，dω为角度和角速度通道中总扰动，δ1，δ2，δ3，δ4为4个不同舵的气动舵偏；为气动力矩系数分量，为与4个气动舵舵偏相关的气动力矩系数，i＝1，2，3，4；
50、
51、
52、δα(wla)，δβ(wla)为风干扰wla对α，β的动态影响。
53、进一步的，步骤s4中，自抗扰控制器框架包含跟踪微分器、扩张状态观测器和反馈控制器。
54、进一步的，步骤s5中，基于自抗扰控制器框架，设计用于实时估计姿态运动方程总扰动da和dω的扩张状态观测器eso，具体为：
55、
56、
57、其中，z1，z3分别为角度和角速率的估计；z2，z4为内外不确定项da和dω的估计；ηi(i＝1,2,3,4)为eso的参数；δ＝[δ1 δ2 δ3 δ4]t；e1、e2为复合观测误差：
58、
59、进一步的，步骤s6中，根据扩张状态观测器的输出构建反馈控制器：
60、
61、式中，ω*为期望角速度；为角度误差反馈增益；为姿态指令；
62、得到期望的控制输入力矩为：
63、
64、式中，为角速度误差反馈增益。
65、进一步的，步骤s7中，前后翼上反舵面姿态控制分配策略为：
66、δx＝δ3-δ4
67、δy＝δ1-δ2
68、δz＝δ3+δ4
69、其中，δx、δy、δz为滚转、偏航、俯仰舵偏控制量。
70、进一步的，步骤s8中，按照前后翼上反舵面姿态控制分配策略，按照控制分配策略，构建扩张矩阵为：
71、
72、
73、设计优化指标：其中，γ为最小二乘权值；
74、通过加权最小二乘法，得到
75、取舵偏指令δc为δc＝sat(δ)。
76、本专利技术与现有技术相比具有如下至少一种有益效果：
77、(1)本专利技术创造性的提出一种火箭末级前后翼上反舵面控制方式，推导建立了火箭末级非线性姿态运动方程，并考虑火箭末级大攻角飞行过程中气动不确定性、模型偏差大的特点，建立考虑多种不确定因素的姿态运动方程，本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S1中，火箭末级非线性姿态运动模型为：
3.根据权利要求2所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S1中，还包括对火箭末级非线性姿态运动模型进行简化，具体方法包括：
4.根据权利要求3所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S2中，火箭末级气动模型包括气动力模型、气动力矩模型和气动阻尼力矩模型；
5.根据权利要求4所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S3中，不确定因素包括风干扰Wla，气动力系数偏差、气动力矩系数偏差、气动阻尼力矩系数偏差、质量偏差、转动惯量偏差、姿态角初值偏差、角速度初值偏差、大气密度偏差；
6.根据权利要求5所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S4中，自抗扰控制器框架包含跟踪微分器、扩张状态观测
7.根据权利要求6所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S5中，基于自抗扰控制器框架，设计用于实时估计姿态运动方程总扰动Da和Dω的扩张状态观测器ESO，具体为：
8.根据权利要求7所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S6中，根据扩张状态观测器的输出构建反馈控制器：
9.根据权利要求8所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S7中，前后翼上反舵面姿态控制分配策略为：
10.根据权利要求9所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤S8中，按照前后翼上反舵面姿态控制分配策略，按照控制分配策略，构建扩张矩阵为：
...【技术特征摘要】
1.一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤s1中，火箭末级非线性姿态运动模型为：
3.根据权利要求2所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤s1中，还包括对火箭末级非线性姿态运动模型进行简化，具体方法包括：
4.根据权利要求3所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤s2中，火箭末级气动模型包括气动力模型、气动力矩模型和气动阻尼力矩模型；
5.根据权利要求4所述的一种大攻角飞行状态下火箭末级前后翼上反舵面控制方法，其特征在于，步骤s3中，不确定因素包括风干扰wla，气动力系数偏差、气动力矩系数偏差、气动阻尼力矩系数偏差、质量偏差、转动惯量偏差、姿态角初值偏差、角速度初值偏差、大气密度偏差；
6.根...
【专利技术属性】
技术研发人员：任宽，陈蓉，张烽，汪小卫，吴胜宝，张柳，胡冬生，刘丙利，邓思超，毛羽，刘楠，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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