[发明专利]基于鲁棒控制理论的火箭助推发射的控制方法

权利要求书

1.一种基于鲁棒伺服控制理论的角速率加融合爬升角补偿的火箭助推发射的控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：采用俯仰角速率的负反馈和基于鲁棒伺服控制理论的积分项链式控制结构设计俯仰角速率误差项的内环控制器，步骤1中内环控制器采用了俯仰角速率Q的负反馈结构，其数学表达式为：

其中δ_E1为升降舵控制指令，为内回路控制参数；

内环同时还采用了基于鲁棒伺服控制理论的积分项链式控制结构，其中积分器的输入量为俯仰角速率偏差项Q-Q_g，Q_g为俯仰角速率指令，则积分项链式结构的数学表达式为：

采用俯仰角速率的负反馈和基于鲁棒伺服控制理论的积分项链式控制结构设计的内环控制器数学表达式为：

其中，积分项的个数取决于控制系统跟踪的指令类型，若控制指令为常值信号，则引入一阶积分即可实现对控制指令的精确跟踪；若控制指令为斜坡信号，则引入二阶积分即可实现对控制指令的精确跟踪；以此类推，确定控制律中积分的最高阶数；

步骤2：基于步骤1的内环控制器设计融合爬升角的补偿控制内回路，爬升角γ的定义为飞行速度矢量与水平面之间的夹角，因此其满足下式：

其中，为爬升率，表示飞行速度矢量的模；

得到爬升角γ以及爬升角给定γ_g，分别如下：

通过数学恒等式变形得到爬升角信号，其中，为爬升率给定值，为了保证响应的快速性，引入爬升角的比例项控制，数学表达式如下：

步骤3：设计基于爬升率控制的外环主控制回路，外环的控制选取爬升率作为直接控制量，爬升率给定值为无人机发射起飞离地时期望的爬升速率，外环主控制回路采取比例控制结构，为则外回路控制参数，外环主控制回路数学表达式为：

步骤4：基于步骤3的爬升率控制的外环主控制回路设计外环边界保护控制辅助回路，即外回路还设计了对空速、俯仰角速率边界的保护，通过对空速ΔV_IAS、俯仰角速率ΔQ飞行边界的保护，进一步降低发射过程中的安全隐患，其具体数学表达式为：

其中，外回路空速保护参数为外回路俯仰角速率为外环主控制回路和边界保护辅助控制控制回路构成完整的外环控制回路，得到俯仰角速率指令；

步骤5：将步骤4得到的俯仰角速率指令，代入步骤2的补偿控制内回路，得到完整的火箭助推发射的内外环控制方法。