本發(fā)明專利技術(shù)涉及一種重型運(yùn)載火箭的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆容錯(cuò)控制方法，包含對重型運(yùn)載火箭的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)建模，建立執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障和偏置故障的模型；簡化姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，得到面向控制的系統(tǒng)模型，基于動(dòng)態(tài)逆理論，設(shè)計(jì)理想情況下的控制律；針對發(fā)生執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障和偏置故障的重型運(yùn)載火箭，設(shè)計(jì)自適應(yīng)容錯(cuò)控制律；基于李雅普諾夫穩(wěn)定性理論完成對所設(shè)計(jì)的自適應(yīng)容錯(cuò)控制律的穩(wěn)定性分析，實(shí)現(xiàn)了在發(fā)生非致命故障的情形下，重型運(yùn)載火箭可實(shí)現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定飛行。本發(fā)明專利技術(shù)對解決重型運(yùn)載火箭容錯(cuò)控制問題具有很好的改善效果，增強(qiáng)了重型運(yùn)載火箭飛行的安全性和魯棒性，在航空航天領(lǐng)域具有很好的應(yīng)用前景。
【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
本專利技術(shù)屬于航空航天，涉及一種自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆容錯(cuò)控制方法，具體涉及一種重型運(yùn)載火箭的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆容錯(cuò)控制方法。
技術(shù)介紹
1、重型運(yùn)載火箭是開展大規(guī)?？臻g探索與開發(fā)的前提，重型運(yùn)載火箭成為許多國家的研究重點(diǎn)。重型運(yùn)載火箭承擔(dān)載人飛船等任務(wù)，目前由于運(yùn)載技術(shù)還不夠成熟，發(fā)射任務(wù)還時(shí)有失敗，發(fā)射任務(wù)一旦失敗，不僅會(huì)帶來巨大的經(jīng)濟(jì)損失。穩(wěn)健而可靠的飛行控制系統(tǒng)的研究是必不可少的。
2、重型運(yùn)載火箭飛行環(huán)境復(fù)雜，飛行過程中所受外界擾動(dòng)也較大，同時(shí)自身系統(tǒng)設(shè)計(jì)越來越復(fù)雜，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)參與控制后，伺服機(jī)構(gòu)個(gè)數(shù)增加，發(fā)生故障概率增大，給控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來了極大的挑戰(zhàn)。
3、此外，對于重型運(yùn)載火箭自適應(yīng)容錯(cuò)控制問題，在控制過程中要考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障及偏置故障，重型運(yùn)載火箭的容錯(cuò)控制問題研究較為復(fù)雜。因此，亟需研究一種更有效的重型運(yùn)載火箭容錯(cuò)控制方法。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
1、要解決的技術(shù)問題
2、為了避免現(xiàn)有技術(shù)的不足之處，本專利技術(shù)提出一種重型運(yùn)載火箭的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆容錯(cuò)控制方法，包含對重型運(yùn)載火箭的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)建模，建立執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障和偏置故障的模型；簡化姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，得到面向控制的系統(tǒng)模型，基于動(dòng)態(tài)逆理論，設(shè)計(jì)理想情況下的控制律；針對發(fā)生執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障和偏置故障的重型運(yùn)載火箭，設(shè)計(jì)自適應(yīng)容錯(cuò)控制律；基于李雅普諾夫穩(wěn)定性理論完成對所設(shè)計(jì)的自適應(yīng)容錯(cuò)控制律的穩(wěn)定性分析，實(shí)現(xiàn)了在發(fā)生非致命故障的情形下，重型運(yùn)載火箭可實(shí)現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定飛行。
3、技術(shù)方案
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p>4、一種重型運(yùn)載火箭的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆容錯(cuò)控制方法，其特征在于步驟如下：5、步驟1：搭建重型運(yùn)載火箭姿態(tài)動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)模型和故障模型：
6、所述重型運(yùn)載火箭姿態(tài)動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)模型為：
7、
8、所述：
9、
10、
11、
12、其中，代表被控系統(tǒng)的輸入，δγ代表滾轉(zhuǎn)通道舵偏，δψ代表偏航通道舵偏，代表俯仰通道舵偏；分別代表被控系統(tǒng)的狀態(tài)，γt代表滾轉(zhuǎn)角，ψt代表偏航角，代表俯仰角，ωtx代表滾轉(zhuǎn)角速度，ωty代表偏航角速度，ωtz代表俯仰角速度；為已知的非線性光滑函數(shù)矩陣；ix,iy,iz代表重型運(yùn)載火箭對坐標(biāo)系各軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；代表偏航力矩系數(shù)偏導(dǎo)數(shù)；代表俯仰力矩系數(shù)偏導(dǎo)數(shù)；q代表當(dāng)前飛行條件下的動(dòng)壓；s代表參考面積；l代表參考長度；α代表攻角；β代表側(cè)滑角；p1代表單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力；lx代表發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擺動(dòng)中心距箭體x軸的距離；ly,lz代表發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用點(diǎn)在x軸上的投影與質(zhì)心在x軸上的投影間的距離；代表被控系統(tǒng)的輸出；q(u)表示u(t)的故障模型輸入；
13、所述重型運(yùn)載火箭故障模型為：
14、q(u)＝λ(t)u+δ(t)?????????????????????(2)
15、其中，為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制效率矩陣，λi,i(t)∈(0,1]，i＝1,2,3；為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的偏置故障；
16、步驟2：根據(jù)重型運(yùn)載火箭姿態(tài)動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)模型，設(shè)計(jì)理想情況下的控制律，控制律包括內(nèi)環(huán)虛擬控制律及外環(huán)控制律；
17、所述內(nèi)環(huán)虛擬控制律：
18、其中：k1為內(nèi)環(huán)虛擬控制律參數(shù)；為三通道期望角微分值；e1為內(nèi)環(huán)子系統(tǒng)跟蹤誤差的動(dòng)態(tài)方程；
19、所述外環(huán)控制律：
20、其中：k2為外環(huán)控制律參數(shù)，為內(nèi)環(huán)虛擬控制律微分值；e2為外環(huán)子系統(tǒng)跟蹤誤差；
21、步驟3：根據(jù)重型運(yùn)載火箭姿態(tài)動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)模型和故障模型，建立執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障模型，設(shè)計(jì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障下的自適應(yīng)容錯(cuò)控制律：
22、所述執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障模型為：qgain(u)＝λu?????????????????????(6)
23、其中：λ為執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障大??；
24、所述執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障下的自適應(yīng)容錯(cuò)控制律：ugain＝u+ua?????????(7)
25、其中：u為外環(huán)控制律，ua為控制律補(bǔ)償項(xiàng)；
26、所述控制律補(bǔ)償項(xiàng)為：
27、
28、其中：是w的估計(jì)值；定義其中w＝λ-1(λ-i)，i為單位陣；
29、
30、為自適應(yīng)律，η為自適應(yīng)律增益，p為正定對稱矩陣；
31、步驟4：根據(jù)重型運(yùn)載火箭姿態(tài)動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)模型和故障模型，建立執(zhí)行機(jī)構(gòu)偏置故障模型，設(shè)計(jì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)偏置故障下的自適應(yīng)容錯(cuò)控制律：
32、所述執(zhí)行機(jī)構(gòu)偏置故障模型為：
33、qbias(u)＝u+δ???????????????????????????(10)
34、其中：δ為執(zhí)行機(jī)構(gòu)偏置故障大??；
35、所述執(zhí)行機(jī)構(gòu)偏置故障自適應(yīng)容錯(cuò)控制律為：
36、ubias＝u+ud???????????????????????(11)
37、其中：u為步驟2設(shè)計(jì)的理想情況下的控制律，ud為控制律補(bǔ)償項(xiàng)；
38、所述控制律補(bǔ)償項(xiàng)
39、
40、其中：是δ的估計(jì)值，定義
41、
42、為自適應(yīng)律表達(dá)式，g為自適應(yīng)律增益，p為正定對稱矩陣；
43、步驟5：將步驟3設(shè)計(jì)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障下的自適應(yīng)容錯(cuò)控制律ugain，步驟4設(shè)計(jì)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)偏置故障自適應(yīng)容錯(cuò)控制律ubias，分別作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)生增益故障和偏置故障重型運(yùn)載火箭的控制器輸入，當(dāng)內(nèi)環(huán)跟蹤誤差趨于零且外環(huán)跟蹤誤差趨于零時(shí)，重型運(yùn)載火箭的姿態(tài)趨于穩(wěn)定。
44、所述步驟2中內(nèi)環(huán)子系統(tǒng)跟蹤誤差的動(dòng)態(tài)方程為：e1＝x1-yd，其中：yd為三通道期望角。
45、所述步驟2中外環(huán)子系統(tǒng)跟蹤誤差動(dòng)態(tài)方程為：e2＝x2-x2c，其中：e2為外環(huán)子系統(tǒng)跟蹤誤差；x2c為內(nèi)環(huán)虛擬控制律。
46、有益效果
47、本專利技術(shù)提出的一種重型運(yùn)載火箭的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆容錯(cuò)控制方法，包含對重型運(yùn)載火箭的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)建模，建立執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障和偏置故障的模型；簡化姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，得到面向控制的系統(tǒng)模型，基于動(dòng)態(tài)逆理論，設(shè)計(jì)理想情況下的控制律；針對發(fā)生執(zhí)行機(jī)構(gòu)增益故障和偏置故障的重型運(yùn)載火箭，設(shè)計(jì)自適應(yīng)容錯(cuò)控制律；基于李雅普諾夫穩(wěn)定性理論完成對所設(shè)計(jì)的自適應(yīng)容錯(cuò)控制律的穩(wěn)定性分析，實(shí)現(xiàn)了在發(fā)生非致命故障的情形下，重型運(yùn)載火箭可實(shí)現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定飛行。本專利技術(shù)對解決重型運(yùn)載火箭容錯(cuò)控制問題具有很好的改善效果，增強(qiáng)了重型運(yùn)載火箭飛行的安全性和魯棒性，在航空航天領(lǐng)域具有很好的應(yīng)用前景。
48、本專利技術(shù)面向執(zhí)行機(jī)構(gòu)具有增益故障和偏置故障的重型運(yùn)載火箭，設(shè)計(jì)了重型運(yùn)載火箭基于動(dòng)態(tài)逆的自適應(yīng)容錯(cuò)姿態(tài)控制器，該控制器能夠?qū)崿F(xiàn)準(zhǔn)確跟蹤的主要原因是執(zhí)行器采用了自適應(yīng)控制方法對可能發(fā)生的故障進(jìn)行處理：首先結(jié)合由增益故障和偏置故障引起的不確定性λ、δ，進(jìn)行了自適應(yīng)地估計(jì)和補(bǔ)償，然后使用額外的控制律迫使非線性項(xiàng)b2(λ-i)u、b2δ收斂到0，并讓到達(dá)它的期望值w＝λ本文檔來自技高網(wǎng)
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【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
1.一種重型運(yùn)載火箭的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆容錯(cuò)控制方法，其特征在于步驟如下：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述重型運(yùn)載火箭的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆容錯(cuò)控制方法，其特征在于：所述步驟2中內(nèi)環(huán)子系統(tǒng)跟蹤誤差的動(dòng)態(tài)方程為：e1＝x1-yd，其中：yd為三通道期望角。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述重型運(yùn)載火箭的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆容錯(cuò)控制方法，其特征在于：所述步驟2中外環(huán)子系統(tǒng)跟蹤誤差動(dòng)態(tài)方程為：e2＝x2-x2c，其中：e2為外環(huán)子系統(tǒng)跟蹤誤差；x2c為內(nèi)環(huán)虛擬控制律。
【技術(shù)特征摘要】
1.一種重型運(yùn)載火箭的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆容錯(cuò)控制方法，其特征在于步驟如下：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述重型運(yùn)載火箭的自適應(yīng)動(dòng)態(tài)逆容錯(cuò)控制方法，其特征在于：所述步驟2中內(nèi)環(huán)子系統(tǒng)跟蹤誤差的動(dòng)態(tài)方程為：e1＝x1-yd，其中：y...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：郭行，張瑞濤，符文星，閆天，楊韜，陳康，常曉飛，張通，
申請(專利權(quán))人：西北工業(yè)大學(xué)，
類型：發(fā)明
國別省市：
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