基于通用载荷的运载火箭姿态自适应控制方法.pdf
《基于通用载荷的运载火箭姿态自适应控制方法.pdf》由会员分享,可在线阅读,更多相关《基于通用载荷的运载火箭姿态自适应控制方法.pdf(6页珍藏版)》请在咨信网上搜索。
1、第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天(中英文)AEROSPACE SHANGHAI(CHINESE&ENGLISH)基于通用载荷的运载火箭姿态自适应控制方法朱蕾蕾,张桃源,张丹,陈祺,顾凯文,贺从园,刘思(上海航天控制技术研究所,上海 201109)摘要:国内外航天技术飞速发展,运载火箭发射的载荷任务变化多样,由于载荷的未知性,箭体特性复杂度较高。密集发射背景下经典控制方法效率低,无法应对箭体特性的较多变化。以某型号发射的各类载荷为设计背景,在经典比例积分微分(PID)控制法中,增加注入参考模型的自适应控制率,对 PID 增益系数进行补偿设计,进一步分析该自适应控制法的有效性。控制方
2、法经仿真验证,可以适应于该型号多套发射任务通用同一套控制参数策略,且具有在现有的控制方法的基础上,提升保证飞行的稳定性和鲁棒性。该分析结果可为自适应控制在型号上的应用提供参考。关键词:运载火箭;载荷;自适应中图分类号:V 448.1 文献标志码:A DOI:10.19328/ki.20968655.2023.s1.022Adaptive Control Method for Launch Vehicle Attitude Based on Universal LoadZHU Leilei,ZHANG Taoyuan,ZHANG Dan,CHEN Qi,GU Kaiwen,HE Congyuan
3、,LIU Si(Shanghai Aerospace Control Technology Institute,Shanghai 201109,China)Abstract:Aerospace science domestically and internationally has been developed rapidly,and the load missions transmit by launch vehicles become various.The rockets characteristics become more complex because of the uncerta
4、inty of the load.Under the multi-mission background,the PID design method is inefficient.Indicating that it cannot cope with the parameters uncertainty.This article has selected one certain Launch vehicle as the background and analyzed an adaptive control method under general loads,including designi
5、ng adaptive control algorithms of model reference and compensating for PID coefficients.In the simulation tests,the design method can adapt the same set of control parameters for multiple launch missions.It has been verified not only to inherit existing control methods but also to improve the flight
6、 systems robustness and stability.The analysis results provide a reference for the application of adaptive control in Launch vehicles.Key words:launch vehicle;load;adaptive0引言 航天技术代表一国之综合国力,航天技术中,最基础的就是运载火箭技术,运载能力增强可扩大该国发射任务的规模。如今全球航天竞争激烈,各国在提高运载能力的同时,不断追求降低发射成本、提高市场适应性、提升系统可靠性的方法。我国目前成功研制及发射的火箭种类较多
7、,航天技术在国际中属于一流水平。作为控制系统的组成元素,姿控系统必须具有高可靠性,才能确保发射成功1。火箭在飞行中动力学模型系数具有时变性,因此动力学建模时采用较多偏差,目前火箭姿控设计主要基于经典比例积分微分(Proportional Integral Derivative,PID)控制理论,每发任务需要重新设计参数以应对箭体的刚晃弹三类特性,优化参数过程使设计效率低下2。随着航天高密度发射新形势,某型号承担发射不同载荷,火箭特性变化多样,性能和精度要求逐步提升,传统的姿控设计方式及方收稿日期:20230430;修回日期:20230609作者简介:朱蕾蕾(1983),女,本科,高级工程师,主
8、要研究方向为运载火箭姿控系统自适应控制、运载火箭领域先进控制技术。153第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天(中英文)AEROSPACE SHANGHAI(CHINESE&ENGLISH)法较难应对火箭的新状态研制需求3-4,先进控制技术研究及应用迫在眉睫。为应对这一局面,本文以某型号为设计背景,进行通用载荷下的自适应方法的分析与研究,针对载荷变化的箭体新特性尝试调整控制算法,在确保飞行姿态稳定的同时,提升火箭跟踪精度,从而适应不同动力学参数对应的箭体姿态控制。1国内外自适应控制现状 自适应控制研究在国内外有很多,主要有模型参考或自校正自适应控制策略,还有一部分针对飞行器控制弹晃及滚
9、动扭转的自适应技术等。MICHAEL 等5介绍了应用于国外火箭的先进控制技术,主要是增加跟踪偏置陷波滤波器,构造相位敏感系统及某一种参考模型自适应系统。陈法扬等6分析火箭助飞鱼雷控制系统时,针对飞行随机干扰和较大差异的动力学参数,提出引入自适应控制方法。大型飞行器在较大空间域飞行时,均会有动力学参数范围广的特征,通常采用基于 Popov 的自适应控制器7,或者重新建模采用过载控制的自适应设计。对于有弹性振动的火箭,一般采用间接自适应控制法8、自适应陷波滤波器控制法9、自抗扰控制法10,设计陷波滤波器抑制未知的弹性振动11-12。这些方法都能有效抑制弹性模态和扰动,改善火箭系统性能。而应用方面,
10、国外自适应控制设计13-14在飞行器的应用较为广泛。某火箭采用新 PID 控制改进方法,主要在经典控制上增加控制增益系数,构造陷波滤波网络15,还有一类自适应增广控制算法,均能提高火箭鲁棒性及控制精度。国内运载火箭目前姿态控制方法实际仍采用经典 PID 控制,没有采用更多控制方法。2通用载荷特点 运载火箭动力学模型主要分刚体、晃动及弹性动力学方程。发射不同载荷的型号火箭任务时,整流罩直径分别有 2.9、3.35、3.8和 4 m,卫星安装方式有串联、并联及串并联等多种方式,方式不同,火箭长度也会相应变化。根据多年工作经验分析,对飞行中的稳定性影响较为明显的参数主要包括气动力矩系数b2、控制力矩
11、系数b3、d3及干扰力Fi和力矩Mi系数。对飞行中的稳定性影响较大的除了上述参数,还有弹道速度、晃动质量等。气动力矩系数b2是姿控设计人员较为关注的参数。从该型号箭体特性统计数据可以得出,每发状态的b2差异较大,其变化规律不明显,该数值反映的是火箭静不稳定性,对一级设计影响最大,部分火箭穿越大风片区数值会出现由负转正,再转负现象。二级仅起控时段b2有值,影响可忽略,后续飞行过程数值为 0,无影响。一级分析后可知,整流罩直径和火箭长度对数值影响较为多,|b2|会随着箭体长度加长而增大,数值的大小、正负、变化过程都对一级姿控设计有较大影响,时常成为姿态控制设计的瓶颈。俯仰(偏航)、滚动通道的控制力
12、矩系数b3、d3也是设计过程中至关重要的箭体参数,细微的差异会影响箭体刚体相位裕度稳定,刚体稳定是火箭系统稳定的最重要因素。而火箭发射不同的载荷,其控制力矩相差较多。载荷重,或载荷多导致的箭体长,b3、d3就会减小,控制力下降,给姿控刚体设计带来一定难度。作为柔性箭体,火箭弹性干扰的抑制非常重要,在火箭弹性动力学方程系数中,弹性频率i、i、弹性振型斜率W i(X)、i(X)、弹性交连系数D3i、d3i对箭体特性影响很大。火箭载荷种类不同,会决定整流罩尺寸,以及是否需要增加载荷舱。火箭舱段的加长对应的弹性参数变化较剧烈,弹性频率i会降低。载荷越重,弹性频率i也会减小。弹性的稳定性设计是姿控设计尤
13、其火箭一级设计中的难点之一。以上都是在分析通用载荷特点时不可忽视的几项重要因素,针对该型号统计几十发不同载荷任务的关键参数b2、b3、1,以某发任务为设计基线,得出整个飞行段过程中,不同载荷状态相比基线载荷任务的参数偏差特点有:1)相比基线任务,各发b2参数偏差量略有差异,一 级 段 偏 差 量 主 要 集 聚 在 大 风 区,范 围 为73%89%。2)相比基线任务,各发b3参数偏差量各级飞行段不同,不考虑各级起控段和关机段。一级段偏差量在 100 s 到关机时段逐步攀升,量级为19%48%,二级段和三级段偏差量基本全程稳定,分别在30%14%和46%50%。154第 40 卷 2023 年
14、第 s1 期朱蕾蕾,等:基于通用载荷的运载火箭姿态自适应控制方法3)相比基线任务,各发i参数偏差量随着飞行时间逐步增大,在火箭姿控设计中,一级弹性中一阶弹性控制最为困难,在考虑通用载荷边界时,一阶弹性频率需重点考虑。根据统计,一级段1偏差量在2%14%。3自适应控制分析 针对该型号参数存在较大不确定性,结合该型号火箭高可靠性要求,对比国内外自适应控制方法的效果16,选择李雅普诺夫方法,通过重新构造被控动力学模型和参考模型的误差方程,转变成状态方程,选取 Lyapunov 函数对其求导。通过数值0使得函数趋向于收敛。该函数存在未知参数的误差,收敛则表明该误差可以消除,从而达到箭体姿态稳定的目的。
15、然而采用这类方法设计参数较为繁琐,且在瞬态下系统会引入高频振荡17。结合自适应控制在火箭上的实际应用情况,重点对该型号通用载荷模式下选用注入参考模型的自适应控制设计分析。该自适应方法同样也是增加参考模型,区别在于是经典 PID 方法基础上,自动在线调整增益对传统增益进行补偿,结合补充高低通滤波器用于弹性滤波。控制基本结构如图 1所示。图 1中,常规 PID 控制输出的摆角i,通过高低通滤波器,可将提取的高频信号转换并过滤。系统过滤后的平滑信号i与参考模型的输出比对后形成偏差e。设计一种自适应控制律,引入将i和e,控制律解算后的数值可确定为自适应控制下的增益系数KA。该系数与经典 PID 控制系
16、数K相结合,即为自适应控制模式下的全新增益系数,KA可视为自适应回路后 PID 控制系数K的一种补偿。当外界干扰小时,模型输出误差不大,补偿增益系数作用可忽略,相当于传统 PID 控制模式,姿态稳定不受影响。而当外界干扰增大,传统 PID 控制无法有效控制时,参考模型与实际箭体输出误差增大,补偿增益系数随之增大,可以在线对 PID 控制系数进行干预调整,准确实现火箭新系统在扰动信号加大情况下的姿态稳定,系统稳定精度可以提升,鲁棒性更好。KA表示为KA=K0+Ka(1)式中:K0为最小增益,取常值;Ka为自适应计算增益。K?a=(1-KaKmax)ae2-Kai-(KA-1)(2)i=HLP()
- 配套讲稿:
如PPT文件的首页显示word图标,表示该PPT已包含配套word讲稿。双击word图标可打开word文档。
- 特殊限制:
部分文档作品中含有的国旗、国徽等图片,仅作为作品整体效果示例展示,禁止商用。设计者仅对作品中独创性部分享有著作权。
- 关 键 词:
- 基于 通用 载荷 运载火箭 姿态 自适应 控制 方法
1、咨信平台为文档C2C交易模式,即用户上传的文档直接被用户下载,收益归上传人(含作者)所有;本站仅是提供信息存储空间和展示预览,仅对用户上传内容的表现方式做保护处理,对上载内容不做任何修改或编辑。所展示的作品文档包括内容和图片全部来源于网络用户和作者上传投稿,我们不确定上传用户享有完全著作权,根据《信息网络传播权保护条例》,如果侵犯了您的版权、权益或隐私,请联系我们,核实后会尽快下架及时删除,并可随时和客服了解处理情况,尊重保护知识产权我们共同努力。
2、文档的总页数、文档格式和文档大小以系统显示为准(内容中显示的页数不一定正确),网站客服只以系统显示的页数、文件格式、文档大小作为仲裁依据,平台无法对文档的真实性、完整性、权威性、准确性、专业性及其观点立场做任何保证或承诺,下载前须认真查看,确认无误后再购买,务必慎重购买;若有违法违纪将进行移交司法处理,若涉侵权平台将进行基本处罚并下架。
3、本站所有内容均由用户上传,付费前请自行鉴别,如您付费,意味着您已接受本站规则且自行承担风险,本站不进行额外附加服务,虚拟产品一经售出概不退款(未进行购买下载可退充值款),文档一经付费(服务费)、不意味着购买了该文档的版权,仅供个人/单位学习、研究之用,不得用于商业用途,未经授权,严禁复制、发行、汇编、翻译或者网络传播等,侵权必究。
4、如你看到网页展示的文档有www.zixin.com.cn水印,是因预览和防盗链等技术需要对页面进行转换压缩成图而已,我们并不对上传的文档进行任何编辑或修改,文档下载后都不会有水印标识(原文档上传前个别存留的除外),下载后原文更清晰;试题试卷类文档,如果标题没有明确说明有答案则都视为没有答案,请知晓;PPT和DOC文档可被视为“模板”,允许上传人保留章节、目录结构的情况下删减部份的内容;PDF文档不管是原文档转换或图片扫描而得,本站不作要求视为允许,下载前自行私信或留言给上传者【自信****多点】。
5、本文档所展示的图片、画像、字体、音乐的版权可能需版权方额外授权,请谨慎使用;网站提供的党政主题相关内容(国旗、国徽、党徽--等)目的在于配合国家政策宣传,仅限个人学习分享使用,禁止用于任何广告和商用目的。
6、文档遇到问题,请及时私信或留言给本站上传会员【自信****多点】,需本站解决可联系【 微信客服】、【 QQ客服】,若有其他问题请点击或扫码反馈【 服务填表】;文档侵犯商业秘密、侵犯著作权、侵犯人身权等,请点击“【 版权申诉】”(推荐),意见反馈和侵权处理邮箱:1219186828@qq.com;也可以拔打客服电话:4008-655-100;投诉/维权电话:4009-655-100。