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可重复使用运载器再入姿态控制方法

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本发明公开了一种可重复使用运载器再入姿态控制方法，用于解决现有方法RCS指令分配效率低的技术问题。技术方案是首先设计RCS各个控制方向的所有推力器在各控制方向上的所有组合；在确定的需求力矩方向组合中，采用整数线性规划法实现实时指令分配，并利用遗传算法对整数规划问题进行求解。由于将RCS的控制指令分配转化为降维的整数线性规划问题，与背景技术相比，本发明结合RLV再入姿态控制的需求，既考虑推力器幅值和RCS燃耗，并且对于推力器故障情况不需要离线设计最优表，减少了离线设计最优表的复杂度，通过降维处理提高了RCS指令分配的实时效率，实现了RCS能量消耗以及指令力矩跟踪误差最小化的RCS故障重构。

著录项

公开/公告号CN104635741A

专利类型发明专利
公开/公告日2015-05-20

原文格式PDF
申请/专利权人西北工业大学;
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申请/专利号CN201510018225.4
发明设计人周军;常晶;呼卫军;卢青;
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申请日2015-01-14
分类号G05D1/08(20060101);
代理机构61204 西北工业大学专利中心;
代理人王鲜凯
地址 710072 陕西省西安市友谊西路127号
入库时间 2023-12-18 08:59:18

法律信息

法律状态公告日

法律状态信息

法律状态
2017-03-29

授权

授权
2015-06-17

实质审查的生效 IPC(主分类):G05D1/08 申请日:20150114

实质审查的生效
2015-05-20

公开

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说明书

技术领域

本发明涉及一种运载器再入姿态控制方法，特别是涉及一种可重复使用运载器再入姿态控制方法。

背景技术

参照图1。文献“考虑推力器推力上界及故障情况的航天器实时指令分配最优查表法，宇航学报，2010，vol31(6),P1540-1546”公开了一种航天器的实时指令最优查表法。该方法分别考虑了推力器幅值存在上界以及卫星在轨运行出现推力器故障情况，依据线性规划中的单纯型算法对原最优查表法进行补充，给出这两种情况下推力器指令分配的实时最优查表法。算法能在保持原始最优查表法解的最优性及求解的快速性等诸多优点的前提下，增强了推力器配置的控制能力，并有效解决了推力器故障情况下的指令分配问题。该方法的缺点是离线查询表列写困难，尤其是在考虑各种故障情况时，增加了最优表的维数，每个控制周期都要遍历查询表，耗散较长，受计算机运算速度和存储空间限制，且随着推力器数量的增加，查询表会迅速增长，由此带来的运算速度和存储空间问题会更加突出。针对可重复使用运载器(以下简称RLV)再入初期的姿态控制问题，包含推力器的RCS(反作用控制系统)作为RLV再入控制阶段的主要控制方式，相对于航天器需要更高效的RCS控制方法以满足飞行器的高超声速再入的姿态稳定要求。

发明内容

为了克服现有方法RCS指令分配效率低的不足，本发明提供一种可重复使用运载器再入姿态控制方法。该方法首先根据最优查表法存储设计RCS各个控制方向的所有推力器在各控制方向上的所有组合；然后，在确定的需求力矩方向的组合中，采用整数线性规划法实现实时指令分配，并利用遗传算法快速实现整数规划问题的求解。由于将RCS的控制指令分配转化为降维的整数线性规划问题，并利用遗传算法快速实现整数规划问题的求解。与背景技术相比，本发明结合RLV再入姿态控制的需求，既考虑推力器幅值和RCS燃耗，并且对于推力器故障情况不需要离线设计最优表，减少了离线设计最优表的复杂度，通过降维处理提高了RCS指令分配的实时效率，实现了 RCS能量消耗以及指令力矩跟踪误差最小化的RCS故障重构。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种可重复使用运载器再入姿态控制方法，其特点是采用以下步骤：

步骤一、忽略地球自转和哥氏力变化对倾角和偏角的影响，建立RLV再入过程的姿态运动模型

$\overset{\cdot}{θ} = [L \cos γ_{v} -Zsin γ_{v} - mg \cos θ] / mV$

$\overset{\cdot}{σ} = - [L \sin γ_{v} + Z \cos γ_{v}] / mV \cos θ$

$\overset{\cdot}{α} = ω_{z} - (ω_{x} \cos α + ω_{y} \sin α) \tan β + \frac{\overset{\cdot}{σ} \cos θ \sin γ_{v} - \overset{\cdot}{θ} \cos γ_{v}}{\cos β}$

$\overset{\cdot}{β} = ω_{x} \sin α {+ ω}_{y} \cos α - \overset{\cdot}{θ} \sin v - \overset{\cdot}{σ} \cos θ \cos γ_{v} - - - (1)$

${\overset{\cdot}{γ}}_{v} = \frac{ω_{x} \cos α - ω_{y} \sin α}{\cos β} - \overset{\cdot}{σ} (\sin θ + \tan β \cos θ \sin γ_{v}) + \overset{\cdot}{θ} \tan β \cos γ_{v}$

${\overset{\cdot}{ω}}_{x} = r_{1} ω_{x} ω_{z} + r_{2} ω_{y} ω_{z} + r_{3} M_{x} + r_{4} M_{y}$

${\overset{\cdot}{ω}}_{y} = q_{1} ω_{x} ω_{z} + q_{2} ω_{y} ω_{z} + r_{4} M_{x} + q_{3} M_{y}$

${\overset{\cdot}{ω}}_{z} = p_{1} ω_{x} ω_{y} + p_{2} ({ω_{x}}^{2} - {ω_{y}}^{2}) + p_{3} M_{z}$

其中,

$r_{1} = - \frac{J_{xy} (J_{x} + J_{y} - J_{z})}{J_{x} J_{y} - J_{xy}^{2}}, r_{2} = - \frac{J_{xy}^{2} + J_{y} (J_{z} - J_{y})}{J_{x} J_{y} - J_{xy}^{2}}, r_{3} = \frac{J_{y}}{J_{x} J_{y} - J_{xy}^{2}}, r_{4} = \frac{J_{xy}}{J_{x} J_{y} - J_{xy}^{2}},$

$q_{1} = - \frac{J_{xy}^{2} + J_{x}^{2} - J_{x} J_{z}}{J_{x} J_{y} - J_{xy}^{2}}, q_{2} = - \frac{J_{xy} (J_{x} - J_{y} + J_{z})}{J_{x} J_{y} - J_{xy}^{2}}, q_{3} = \frac{J_{x}}{J_{x} J_{y} - J_{xy}^{2}}, p_{1} = \frac{J_{x} - J_{y}}{J_{z}},$

$p_{2} = \frac{J_{xy}}{J_{z}}, p_{3} = \frac{1}{J_{z}} .$

式中，α表示飞行器的气动攻角，β表示气动侧滑角，γ_v表示速度滚转角；ω_x、ω_y、 ω_z分别为滚转、偏航、俯仰方向的姿态角速度；M_x,M_y,M_z为滚转、偏航、俯仰三通道力矩；L是作用在飞行器上的升力，Z是作用在飞行器上的侧向力，g表示重力加速度，m为飞行器质量，V为飞行器当前速度，θ为弹道倾角，σ为弹道偏角；J_i表示飞行器的转动惯量。

基于RLV再入过程的姿态运动模型设计退步控制器，得到RLV姿态控制系统的虚拟控制律。根据时标分离准则，RLV的运动写为：

${\overset{\cdot}{x}}_{1} = f_{1} (x_{1}, ξ) + G_{1} (x_{1}) x_{2}$

${\overset{\cdot}{x}}_{2} = f_{2} (x_{2}) + G_{2} M - - - (2)$

$\overset{\cdot}{ξ} = f_{3} (x_{1}, x_{2}, ξ)$

式中x₁＝[α,β,γ_v]，x₂＝[ω_x,ω_y,ω_z]和ξ＝[θ,σ]是状态变量，跟踪误差其中和分别为期望的姿态角和姿态角速度，f₁,G₁,f₂,G₂是描述非线性系统的状态方程的相关函数。

对姿态角回路误差向量求导，得

选择理想角速度指令为

$x_{2}^{d} = G_{1}^{- 1} (- Λ_{1} e_{1} - f_{1} + {\overset{\cdot}{x}}_{1}^{d}) - - - (5)$

式中Λ₁＞0为设计正定的参数矩阵，记矩阵Λ₁的最小特征值。

角速度回路控制是控制角速率x₂跟踪角速度指令值控制输入为控制力矩M。对求导，并代入式(2)得

${\overset{\cdot}{e}}_{2} = f_{2} + G_{2} M - {\overset{\cdot}{x}}_{2}^{d} - - - (7)$

选择虚拟控制力矩M为

$M = G_{2}^{- 1} (- Λ_{2} e_{2} - f_{2} - G_{1}^{T} e_{1} + {\hat{λ}}_{2}) - - - (8)$

式中：Λ₂＞0为设计正定的参数矩阵。记矩阵Λ₂的最小特征值，为的滤波向量。针对角速度回路，同时考虑姿态角误差方程，选择扩充的Lypunov方程， $V = V_{1} + 1 / 2 e_{2}^{T} e_{2} .$

步骤二、RCS点火逻辑方案：借鉴整最优查表法的思想，首先根据RCS配置方案和可能出现的虚拟力矩向量方向建立RCS开关指令的最优组合表，对实时整数规划问题进行降维。

控制分配方法由优化目标和约束条件组成，RCS控制分配算法的目标是实现量化误差在不增加推力器各轴力矩指令情况下最小，并能最小化在一定时间内推力器开启个数：

$\min_{u} Σ_{i = 1}^{3} w_{{axis}_{i}} | M_{i_{des}} - Σ_{k = 1}^{n} T_{i, k} u_{k} | + Σ_{k = 1}^{n} w_{k} u_{k}$

$s . t . 0 \leq Σ_{k = 1}^{n} T_{i, k} u_{k} \leq M_{i_{des}}, \forall M_{i_{des}} \geq 0 - - - (10)$

$0 \geq Σ_{k = 1}^{n} T_{i, k} u_{k} \geq M_{i_{des}}, \forall M_{i_{des}} \leq 0$

其中，是允许各轴力矩误差的罚系数权重；w_k为第k个推力器点燃的处罚权重；u_k 代表第k个推力器的开启状态，是二进制数；T_i,k表示第j个推力器点火时在i轴方向提供的力矩，是第i轴的期望力矩指令。

将控制指令的方向平均分为三维空间的8部分及其交界部分。

步骤三、基于改进遗传算法实现RCS开关指令分配。首先，定义松弛向量：

$u_{s} \overset{Δ}{=} M_{des} - Tu - - - (11)$

其中M_des是期望力矩向量，T是推力器力矩配置矩阵，u是推力器开关逻辑向量。式(9)描述的最优求解问题则转换为：

$J = \min_{u, u_{s}} (\begin{matrix} w_{1} & w_{2} & . . . & w_{p} | & w_{rool} & w_{pitch} & w_{yaw} \end{matrix}) (\begin{matrix} u \\ u_{s} \end{matrix})$

s.t.

$0 \leq Σ_{k = 1}^{p} T_{i, k} u_{k} \leq M_{i_{des}}, \forall M_{i_{des}} \geq 0 - - - (12) .$

$0 \geq Σ_{k = 1}^{p} T_{i, k} u_{k} \geq M_{i_{des}}, \forall M_{i_{des}} \leq 0$

本发明的有益效果是：首先根据最优查表法存储设计RCS各个控制方向的所有推力器在各控制方向上的所有组合；然后，在确定的需求力矩方向的组合中，采用整数线性规划法实现实时指令分配，并利用遗传算法快速实现整数规划问题的求解。由于将RCS的控制指令分配转化为降维的整数线性规划问题，并利用遗传算法快速实现整数规划问题的求解。与背景技术相比，本发明结合RLV再入姿态控制的需求，既考虑推力器幅值和RCS燃耗，并且对于推力器故障情况不需要离线设计最优表，减少了离线设计最优表的复杂度，通过降维处理提高了RCS指令分配的实时效率，实现了RCS 能量消耗以及指令力矩跟踪误差最小化的RCS故障重构，方法简单，有利于工程实际应用。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细说明。

附图说明

图1是背景技术文献中RCS的一般推力特性曲线图。

图2是本发明方法的RCS实时控制分配的仿真流程图。

图3是本发明方法具体实施方式中推力器故障情况下的RLV三通道姿态跟踪曲线。图3(a)是攻角指令跟踪曲线；图3(b)是侧滑角指令跟踪曲线；图3(c)是倾侧角指令跟踪曲线。

图4是本发明方法具体实施方式中推力器故障情况下的RLV推力器指令变化曲线。图4(a)是1～6号推力器开关指令变化曲线；图4(b)是7～12号推力器开关指令变化曲线。

具体实施方式

参照图2-4。本发明可重复使用运载器再入姿态控制方法具体步骤如下：

1、RLV的再入姿态控制器设计。

为了简化控制器的设计，忽略地球自传、哥氏力变化等小量给飞行器姿态变化带来的影响，RLV再入过程的非线性姿态运动模型为：