[发明专利]一种针对垂直起降可重复使用火箭返回飞行的固定时间收敛抗扰控制方法

权利要求书

1.一种针对垂直起降可重复使用火箭返回飞行的固定时间收敛抗扰控制方法，其特征在于：具体包括以下步骤：

步骤一：建立垂直起降可重复使用火箭返回姿态控制状态方程，为抗扰控制器的设计提供基础；

步骤二：针对姿态控制状态方程及对应的匹配扰动，设计固定时间收敛扰动观测器用于高精度快速估计扰动；

步骤三：针对控制输入的姿态角指令存在的突变问题，设计跟踪微分器；

步骤四：根据固定时间收敛扰动观测器的输出，设计基于固定时间收敛扰动观测器的抗扰控制器；

所述步骤一具体为：

考虑到垂直起降火箭在执行不同任务和发射剖面时无准确返回空域大气和风场数据，且返回时面临燃料消耗、一子级尾部不规则气动外形再入参数不确定性及其他未建模动态和内外扰动，建立如下的非线性系统模型：

式中，ω＝[ω_x ω_y ω_z]^T为箭体转动角速度矢量，ω_x，ω_y，ω_z分别为各轴转动角速度；为姿态角向量，ψ，γ分别为俯仰、偏航、滚转角；Δf和Δd表示系统各阶未建模的不确定性及内外干扰；U为控制向量，J表示箭体转动惯量；ω^×和R为

若垂直起降火箭一子级返回飞行的制导指令为定义x₁＝Ω-Ω_c，X＝[x₁ x₂]^T，有

式中，B＝RJ^-1；

简化式(3)可得

式中，视为系统的总扰动；假设系统的总扰动H连续可微，其本身及其导数未知但一致有界；

针对式(4)所示的姿态控制系统，将三通道进行解耦设计各通道独立的单输入单输出控制器，各通道之间耦合量视作各通道总扰动的一部分，显然各通道的扰动均满足上述关于扰动的假设，各通道的状态方程均可写为：

所述三通道为俯仰、偏航和滚转通道，认为扰动h满足|h|≤h₀，h₀和h₁为未知有限正常值；

所述步骤二具体为：

针对式(5)所示的2阶单输入单输出系统，假设系统输出y和控制输入bu均为已知量，且系统不确定干扰h满足|h|≤h₀，h₀和h₁为未知有限正常值，若采用如下观测器：

式中，z＝[z₁,z₂,z₃]^T为观测器的状态向量；ε为待设计的误差放大因子，满足ε∈(0,1)；k_i，i＝1,2,3，k_i为观测器设计增益，其对应的矩阵A和A_τ均满足Hurwitz条件，具体表示为

φ_i(·)，i＝1,2,3，φ_i(·)为设计的修正项，具体形式为：

式中，函数「·」^m＝|·|^msign(·)，sign(·)为符号函数；观测器输出的估计误差变量

将在固定时间内收敛到原点的邻域内；

所述固定时间收敛扰动观测器在确定k_i，α和β后，通过调节误差放大因子ε得到满意的估计值；

所述步骤三具体为：

针对火箭一子级返回过程中各飞行段制导律切换因素造成的姿态角指令突变，设计如下跟踪微分器对参考输入安排过渡过程，具体为

式中，v(t)为系统的期望输入值；为跟踪微分器的输出状态量；R＞0是跟踪微分器的整定参数；β₁,β₂,β₃是跟踪微分器的增益，其对应的矩阵K_β满足Hurwitz条件，具体表示为

所述步骤四具体为：

针对式(5)所示的2阶单输入单输出系统，设计经典的滑模面为

s＝kx₁+x₂ (13)

式中，滑模面增益k＞0；为补偿系统扰动影响并消除抖振，设计了基于固定时间收敛扰动观测器的抗扰控制器，具体控制律如下：

式中，参数η＞0，ζ＞0，0＜υ₁＜1，υ₂＞1；是观测器输出的扰动估计值；系统状态方程(5)将在固定时间内收敛到滑模面s＝0的邻域内，并将沿着滑模面有限时间内收敛到原点的邻域内，其控制的收敛域上界取决于观测器估计精度；

至此，即完成了具有固定时间收敛特性的自适应滑模控制律设计。