[发明专利]一种针对垂直起降重复使用运载器的模型参考自适应滑模控制方法

说明书

本发明涉及一种针对垂直起降重复使用运载器的模型参考自适应滑模控制方法，属于飞行器控制技术领域。将具有固定收敛特性的自适应滑模趋近律和二阶固定时间收敛扩张状态观测器引入到模型参考自适应滑模控制器设计中，从而提高了系统对复杂外部干扰抑制能力，同时也提高了模型跟踪的精度和跟踪速度。

技术领域

本发明涉及一种针对垂直起降重复使用运载器的模型参考自适应滑模控制方法，属于飞行器控制技术领域。

背景技术

自从美国商业航天公司SpaceX成功实现了其一子级的陆上着陆或海上着陆回收试验以来，垂直起降重复使用运载器因其多次重复使用、成本低、技术先进等优势，逐渐被国内外各研究机构广泛关注。在垂直起降重复使用运载器主动段飞行过程中，由于弹性振动、液体晃动、发动机振动、外部复杂飞行环境以及火箭质量参数不确定性较大等因素，使得其主动段姿态控制系统设计存在设计过程复杂、设计参数较多、难以进行参数调整以及无法保证飞行全程一致的控制性能指标(如超调量、响应时间和制导指令跟踪误差等)等缺点。为了保证主动段姿态制导指令的快速、精确跟踪，需要研究强鲁棒、自适应和高精度的姿态控制律，这对于垂直起降重复使用运载器的有效载荷入轨以及后续一子级回收定点软着陆过程具有重要的研究意义。

通过对已有技术文献进行检索分析，目前针对垂直起降重复使用运载器主动段飞行过程的姿态控制器设计尚未有专门的研究报告进行详细描述。参考传统火箭的设计思路，主动段飞行过程一般采用PID控制+数字校正网络的设计模式。这种设计模式需要在主动段飞行全程中选择特定的特征点，然后开展动力学模型小扰动线性化，从而获得线性化控制模型，进而搭建传递函数模型从时域和频域两个层面设计PID参数和数字校正网络系数。然而这种设计模式存在需要选择的特征点较多、参数设计复杂、依赖于较为精确的气动模型、数字校正网络设计复杂和控制精度不高等缺点，因而需要设计新型的控制器以提高其控制性能。

发明内容

本发明目的是为了解决现有的控制方法导致垂直起降重复使用运载器在主动段飞行时控制性能指标不一致的问题，提供了一种高精度、强鲁棒和自适应的模型参考自适应滑模控制方法。

一种针对垂直起降重复使用运载器的模型参考自适应滑模控制方法，所述方法包括：

步骤一：建立垂直起降重复使用运载器主动飞行段的摄动制导律，根据所述摄动制导律获得俯仰角、偏航角及滚转角的姿态制导指令；

步骤二：基于所述姿态制导指令建立具有二阶振荡环节特性的参考模型，并将所述参考模型转化为状态空间模型；

步骤三：利用小扰动线性化方程对主动段垂直起降重复使用运载器动力学模型开展小扰动线性化，进而获得三通道独立解耦的线性化方程，然后同参考模型一致转化为状态空间形式，获得实际飞行过程中的状态空间模型；

步骤四：将所述参考模型的和步骤三所述实际飞行过程中的状态空间模型作差，获得模型跟踪误差及所述模型跟踪误差的导数值，利用所述模型跟踪误差及所述模型跟踪误差的导数值建立滑模面；

步骤五：建立具有固定时间收敛特性的自适应滑模趋近律，将所述自适应滑模趋近律与滑模面求导结果进行比较即可获得模型参考自适应滑模控制律；

步骤六：针对所述小扰动线性化方程中存在的未建模干扰和外部扰动，采用固定时间收敛的扩张状态观测器进行估计，然后将其补偿到模型参考自适应滑模控制律中，获得最终的模型参考自适应滑模控制律，从而进一步提高其鲁棒性和自适应性。

进一步地，步骤一所述俯仰角、偏航角及滚转角的姿态制导指令如下：

γ_c＝0 (3)