可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导系统及工作方法与流程

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及了可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导系统及工作方法。

背景技术：

可重复使用运载器(reusablelaunchvehicle,rlv)具有廉价、安全、速度快、强机动性等显著特点，因此在民用和军用领域具有广泛的应用前景，它不仅可以用作重复使用的天地载荷运输平台，而且还能作为空天作战武器平台，完成诸如高点侦察、精确打击等作战任务。然而，可重复使用运载器再入时存在飞行环境复杂、飞行包线大、飞行任务变更、强耦合和强非线性等特征，这增加了制导控制联合设计的难度，若采用离线轨迹规划将不能很好适应飞行任务变更的需求，采用经典的线性控制则会使系统控制精度下降甚至失稳。因此，设计一个良好的制导控制联合的鲁棒容错控制系统是飞行控制的一个研究热点。

许多基于现代控制理论的控制方法(例如动态逆、滑模控制、反馈线性化、非线性预测控制、反步法等)可以实现较大飞行包络的较高准确度控制，这能比较好解决飞行控制中的非线性问题。然而，由于再入滑翔段控制过程中飞行任务的要求和高超声速的飞行有可能造成控制舵面损坏和偏转饱和等问题。当舵面发生部分失效和饱和时，控制器的输出和实际系统的输入不能保持一致，这可导致控制器的输出信号进一步增大，而被控对象的实际输入信号却不能增大，因此，系统的控制性能将会降低，甚至失稳。

针对舵面抗饱和问题，挪威科技大学的jingzhou教授(wenc,zhouj,liuz,etal.robustadaptivecontrolofuncertainnonlinearsystemsinthepresenceofinputsaturation[j].ifacproceedingsvolumes,2006,39(1):149-154.)提出了一种适用于单输入单输出系统的抗饱和辅助系统，虽然具有良好的作用效果，然而并不能适用于可重复使用运载器这类多输入多输出的系统。为此，本发明的辅助抗饱和系统是在周教授的基础上进行了一定的拓展。此外，基于不同趋近理论(如超螺旋理论、微分跟随器理论等)的方法也被广泛应用于干扰观测器的设计之中，然而，超螺旋理论的设计参数多，程序调整困难。

再入制导方法一般分为标称轨迹跟踪制导和在线预测校正制导这两种方法。解析预测校正制导由于计算量小而在早期得到使用，虽然解析预测校正制导虽然能够对落点进行预报，然而精度上不如数值预测校正制导，随着计算机技术的发展，数值预测校正制导具有较大的应用潜力。然而，基于基本的准平衡滑翔条件的预测校正制导算法不能很好地保证航迹不突破约束。

在姿态控制系统设计过程中，给定的姿态角跟踪指令仅仅是为了测试姿态控制系统性能，而不具备完成具体飞行任务的物理意义，并且在制导子系统设计过程中采用的飞行器数学模型是简化的三自由度运动模型。针对以上问题假设姿态控制系统具有足够快速的响应速度，忽略了制导与姿态控制系统之间的耦合作用。

技术实现要素：

本发明提供了可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导系统及工作方法，能够避免可重复使用运载器再入滑翔过程中执行器舵面的部分失效、饱和以及不确定性问题，具有良好的鲁棒容错性能及控制精度。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导系统，包括制导环、反步法姿态控制器、力矩分配模块。

制导环包括预测校正制导环和反馈模块，反步法姿态控制器包括姿态角回路、角速率回路、辅助抗饱和系统、非线性干扰观测器。待控制运载器包含舵面和反作用控制系统，非线性干扰观测器包括姿态角回路tdndo(nonlineardisturbanceobserverbasedontrackingdifferentiator基于跟随微分器的非线性干扰观测器)和角速率回路tdndo。

反馈模块的输出端连接预测校正制导环、姿态角回路、角速率回路、姿态角回路tdndo、角速率回路tdndo的输入端。预测校正制导环的输出端也连接姿态角回路的输入端。姿态角回路的输出端连接角速率回路的输入端，角速率回路的输出端连接力矩分配模块的输入端，力矩分配模块的输出端连接待控制运载器的舵面和反作用控制系统。姿态角回路tdndo、角速率回路tdndo、控制力矩分配模块依次连接，力矩分配模块按照动压和马赫数来完成力矩和动压的直接分配。辅助抗饱和系统的输入端连接待控制运载器的舵面和力矩分配模块，输出端连接姿态角回路和角速率回路。

进一步的，所述反馈模块采集所述待控制运载器的十二状态方程，包括：

其中，h、θ、φ、v、γ和ψ分别表示飞行器高度、星下点经度、星下点纬度、速度、航迹倾角和航迹方位角，ω＝[αβσ]^t为姿态角，α、β、σ分别为姿态控制系统中的攻角、侧滑角和倾侧角，ω＝[pqr]^t为姿态角速率，p、q、r分别为滚转、俯仰和偏航角速率；re和ωe分别为地球的半径和角速率,l、d和y分别为升力、阻力和侧力，m为飞行器的质量；ixx、iyy和izz为三个坐标轴上的惯性量，ixz为惯性积。

进一步的，所述姿态角回路和角速率回路的仿射非线性方程为：

其中，fs表示姿态角回路系统向量，ff表示角速率回路系统向量，gs表示姿态角回路控制矩阵，gf表示角速率回路控制矩阵，urcs为反作用控制系统提供的力矩，ud为气动舵面偏转提供的力矩，ω＝[αβσ]^t为姿态角，α、β、σ分别为姿态控制系统中的攻角、侧滑角和倾侧角，ω＝[pqr]^t为姿态角速率，p、q、r分别为滚转、俯仰和偏航角速率，ds和dfa分别为姿态角回路和角速率回路的复合干扰,且ds＝δfs+δgsω+ds，dfa＝δff+δgfu+df，e＝diag(e1,e2,e3)为部分失效的3×3系数方阵,fs、ff、gs、gf分别为控制系统的参数矩阵，其中i＝s,f表示姿态角回路和角速率回路，sat(·)表示舵面饱和的符号，将所述部分失效的3×3系数方阵所对应的力矩部分归入到复合干扰df中，可得所述姿态角回路和角速率回路的仿射非线性方程

其中，df中包含了舵面的部分失效项。

进一步的，所述姿态角回路和角速率回路的控制律为：

其中，s表示姿态角回路，f表示角速率回路，fs表示姿态角回路系统向量，ff表示角速率回路系统向量，gs表示姿态角回路控制矩阵，gf表示角速率回路控制矩阵，ωr为虚拟控制量，uc为力矩控制量，ωr为制导环给出的跟踪信号，ks和kf为姿态角回路和角速率回路的带设计增益矩阵，c1和c2为辅助抗饱和系统中带设计的增益矩阵，和分别为姿态角回路和角速率回路复合干扰的估计值，es和ef分别为姿态角回路和角速率回路的误差，z3和z4为所述辅助抗饱和系统的状态向量，姿态角回路和角速率回路的偏差具体表现为

其中，ωr为制导环给出的跟踪信号，ωr为姿态角回路给出的虚拟控制量。

进一步的，基于跟随微分器理论的所述非线性干扰器观测器的表达式为：

其中,aj为增益调节因子，j＝1,2,3,4；δi为为tdndo的待设计参数，i＝s,f；b1、b2为终端因子，终端因子的数值小于1，且分子分母都为正奇数；和分别为姿态角回路和角速率回路的估计误差，fs、ff为系统向量；gs、gf为控制矩阵；和分别为姿态角回路和角速率回路复合干扰的估计值，urcs为反作用控制系统提供的力矩，ω是姿态角，ω是姿态角速率。

进一步的，所述辅助抗饱和系统为

其中，z3和z4为辅助抗饱和系统的状态向量，c1和c2为增益矩阵，gi为控制系统的参数矩阵，其中i＝s,f。

本发明还提供了可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导系统的工作方法，适用于如上述权利要求所述的可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导系统，包括：

s1、反馈模块采集被控制运载器的飞行器位置信息、姿态角反馈值、角速率反馈值；

s2、反馈模块将所述平动状态信息反馈至预测校正制导环，计算得到姿态角回路的参考输入值，输入姿态角回路；

s3、姿态角回路根据姿态角反馈值、姿态角回路的参考输入值、辅助抗饱和系统补偿状态量和姿态角回路tdndo的干扰估计值计算得到角速率回路的参考输入值；

s4、角速率回路将姿态角回路的输出值、角速率反馈值、辅助抗饱和系统补偿状态量和姿态角回路tdndo的干扰估计值作为真实的输入，计算得到控制信号，将控制信号传送至力矩分配模块，得到舵面和rcs所承担的力矩，由于力矩的作用运载器的角速率发生改变，从而改变其他的状态量，循环s1-s4。

本发明具有如下有益效果：

本发明提出了可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导系统，该系统的制导环节采用预测校正算法实现飞行器制导，可以满足可重复使用运载器再入段复杂的任务需求，同时考虑了飞行中的干扰不确定和执行器舵面故障问题，从而进一步加强联合系统的性能，提高了联合系统的控制精度，进一步保证了系统的任务需求。

为解决制导问题，本发明提出了一种满足多约束情况下的预测制导方法，通过在准平衡滑翔条件中引入增益补偿项和使用基于二次函数的倾侧角参数化模型来保证再入过程中不突破约束限制。准平衡滑翔条件中的引入增益保证了飞行航迹不突破再入走廊的约束。同时，为了减少再入过程中的高度振荡问题，倾侧角幅值用二次函数参数化模型来代替线性模型和常值模型。

本发明还提出了非线性干扰观测器，该观测器基于快速反正切跟随微分器理论，对系统的干扰不确定和舵面部分失效产生的干扰具有快速、良好的跟踪性能，增强了控制系统的鲁棒性和控制精度，而且设计结构简单，易于在工程中实现，有效解决了舵面部分失效和干扰不确定的问题。

除此之外，本发明还通过向控制变量误差中引入抗舵面饱和辅助系统变量的方法改善舵面的饱和特性，增加联合系统的稳定性，有效解决了舵面饱和问题问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1是控制系统的结构框图。

图2是有无抗饱和辅助系统的联合系统三维轨迹变化图。

图3是控制结果图，其中(a)、(b)、(c)分别是有无抗饱和系统的攻角、侧滑角和倾侧角的控制结果图。

图4(a)、4(b)为左右升降副翼舵在有无抗饱和辅助系统时的偏转结果。

图5是有无抗饱和辅助系统时rcs输出力矩,其右侧小图为0到50秒时的rcs力矩输出力矩情况。

图6(a)、6(b)是有无抗饱和辅助系统时,姿态角回路和姿态角速率回路的新型非线性干扰观测器的跟踪估计结果，其中图6(a)右侧小图为100s到110s处三个姿态角的干扰跟踪情况，图(6b)右侧小图为380s到430s处三个角角速率通道的干扰跟踪情况。

具体实施方式

为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合具体实施方式对本发明作进一步详细描述。

本发明实施例提供了可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导控制系统及工作系统，本实施例采用西德mbb公司的horus-2b模型为研究对象。

首先，建立圆球大地下可重复使用运载器的十二状态方程，其具体的表现形式如下：

其中，h、θ、φ、v、γ和ψ分别表示飞行器高度、星下点经度、星下点纬度、速度、航迹倾角和航迹方位角，ω＝[αβσ]^t为姿态角，α、β、σ分别为姿态控制系统中的攻角、侧滑角和倾侧角，ω＝[pqr]^t为姿态角速率，p、q、r分别为滚转、俯仰和偏航角速率；re和ωe分别为地球的半径和角速率,l、d和y分别为升力、阻力和侧力，m为飞行器的质量；ixx、iyy和izz为三个坐标轴上的惯性量，ixz为惯性积。

其中，前六个方程是可重复使用运载器的平动数学模型；后六个方程是可重复使用运载器的转动数学模型。

可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导系统，包括制导环、反步法姿态控制器、力矩分配模块。

制导环包括预测校正制导环和反馈模块，反步法姿态控制器包括姿态角回路、角速率回路、辅助抗饱和系统、非线性干扰观测器。待控制运载器包含舵面和反作用控制系统，非线性干扰观测器包括姿态角回路tdndo和角速率回路tdndo。

反馈模块的输出端连接预测校正制导环、姿态角回路、姿态角回路tdndo、角速率回路tdndo的输入端。预测校正制导环的输出端也连接姿态角回路的输入端。姿态角回路的输出端连接角速率回路的输入端，角速率回路的输出端连接力矩分配模块的输入端，力矩分配模块的输出端连接待控制运载器的舵面和反作用控制系统。姿态角回路tdndo和角速率回路tdndo的输出端分别连接姿态角回路和角速率回路。辅助抗饱和系统的输入端连接待控制运载器的舵面模块，输出端连接姿态角回路和角速率回路。

其中，制导环的主要任务是为反步法姿态控制器提供所需要的攻角、侧滑角和倾侧角指令，而反步法姿态控制器的控制律能够快速跟踪指令信号，并能够处理飞行过程中的舵面失效和饱和故障，增强系统的鲁棒性。本发明中的制导环采用预测校正算法，其设计过程如下：

为了设计制导精度和收敛速度更佳的制导律，先对大量级的变量进行无量纲处理。预测校正制导律中预测部分用能量方程作为积分函数，即对应十二状态中的前6个方程，在12个方程中的前六个方程是状态关于时间的导数，引入能量e后就变成了状态关于能量的导数。考虑到在制导的过程中，时间变量不需要严格限制，因此引入能量e后可得到关于能量的三自由度运动方程，能量e及其关于无量纲时间τ的导数为：

考虑到再入过程中的制导硬约束为热流、过载和动压约束，而准平衡滑翔条件为软约束，多约束制导律计算出来的倾侧角要在再入走廊对应的倾侧角范围之内，可以得到如下的再入走廊，即高度和速度的不等式为：

h为飞行高度，hqegc为准平衡滑翔条件下的高度，vc为海平面处圆球大地的圆周运动速率。为驻点处最大热流密度，kq为热流率模型系数，nmax为最大负载，qmax为最大动压。cl和cd分别为升力系数和阻力系数，ρ为指数大气密度，g0为海平面处重力加速度。

本发明的预测校正制导环分为纵向制导和侧向制导逻辑，纵向制导得到倾侧角的幅值，侧向制导得到倾侧角的符号。在考虑热流、过载、动压和准平衡滑翔条件的情况下，纵向制导律设计时根据当前的状态可查表得到攻角以及倾侧角的幅值和符号，通过积分无量纲以能量e为自变量的位置运动方程，然后判断待飞航程是否满足要求，如果不满足要求使用弦截法来校正倾侧角幅值参数化模型中的参数直到迭代次数超过容许阈值或待飞航程满足要求。

在纵向制导过程的每一个周期中，攻角-能量剖面给定再入过程中的攻角值，通过线性插值来获取当前时刻的攻角值，倾侧角幅值由预测校正制导算法确定，但是由于倾侧角的符号不影响再入航迹倾角而能影响航迹方位角，因此侧向制导逻辑的设计参考航天飞机的航迹方位角与视线角误差走廊来决定当前时刻的倾侧角符号是否需要发生改变。

针对预测校正制导环的每一个制导周期中实时倾侧角的校正问题，采用二次函数模型替代线性化参数模型，此二次函数模型在预测校正制导的纵向制导的每一个制导周期之内，根据当前时刻的能量e可以插值得到倾侧角的幅值，二次函数的形式如下所示：

|σ(e)|＝a(e-b)²+c

其中，

式中,a、b和c为二次函数的待校正的参数，由于该二次函数模型过当前点(e0,σ0)和终点(ef,σf)，所以一旦c的值确定，a和b的也唯一确定了，并且使b的值保持在当前制导周期的能量区间之内。当c在能量区间[e0,ef]外时，由于a、b和|σ(e)|为复数，此时取复数的实部即可。横向制导律通过设计航向角的再入走廊来决定倾侧角的符号，当航迹方向角与视线方位角的差值超过走廊边界时，倾侧角符号反转。预测制导算法从当前能量时刻开始进行积分运算，直到能量达到终端能量ef为止，得到预测的终端待飞航程sf，sf为二次函数参数化模型的顶点值c的函数。现在将倾侧角幅值参数化模型校正问题转化为了单值搜索问题，即确定顶点值c的大小，使得预测的终端待飞航程sf满足终端约束，即sf＝0，本文采用弦截法求取c值大小。

根据准平衡滑翔理论，可得到再入过程中的倾侧角为：

其中，为再入走廊下边界的半径，同理为下边界处对应的升力值。为了进一步保证轨迹不突破约束，向公式中引入了增益补偿项：

其中，σcmd为所求得的倾侧角指令值，ε为当前值与参考值之间的误差，k为增益值，如

或者ε＝r-rr，其中含有下标r的变量代表当前时刻的参考值。

并且rr＝max{r,rcrd}，其中下标crd表示过载约束段走廊下边界对应的斜率和半径。

非线性干扰观测器的设计为：

假设原系统具有干扰d，观测系统和原系统状态差值可表示为

ai为增益调节因子，i＝1,2,3,4；δi为tdndo的待设计参数，i＝s,f；b1、b2为终端因子，终端因子的数值小于1，且分子分母都为正奇数；es和ef分别为姿态角回路和角速率回路的误差，fs、ff为系统向量；gs、gf为控制矩阵；和分别为姿态角回路和角速率回路复合干扰的估计值，urcs为反作用控制系统提供的力矩，ud为舵面提供的力矩值，ω是姿态角，ω是姿态角速率。

基于快速反正切干扰观测器的理论，可以实现对d的渐进跟踪，因此估计误差满足以下式子：

该非线性干扰观测器在一组方程中仅有四个参数，这样方便对参数进行整定和对干扰进行有效的估计。

针对含有rcs执行机构的rlv再入过程中的舵面饱和问题，本发明设计抗舵面饱和的辅助系统如下：

其中z3和z4为辅助系统的三维状态变量，c1和c2为对角矩阵，gi为控制系统的参数矩阵，其中i＝s,f，δδ为饱和前后力矩差值。由前面的叙述可知姿态角非线性仿射方程可以表示为：

同理角速率回路的也可表示成如下的形式：

在引入非线性干扰观测器和抗饱和辅助系统之后，基于反步法的容错控制器的姿态角和角速率回路的误差变量的方程如下：

其中，ωr＝[αrβrσr]^t是姿态角的参考输入信号，es＝[eαeβeσ]^t为姿态角跟踪误差。ωr为角速率回路的虚拟控制量，ef＝[epeqer]^t为角速率跟踪误差。对上述误差公式中的第一项进行微分，可得如下方程：

代入公式表达式后得

因此，可以得到虚拟控制量为：

其中，ks为3×3的正定对角矩阵，将虚拟控制量代回误差公式，可得

设计姿态角回路的李雅普诺夫函数为可得：

上式展开后的第一项为负，第二项将在角速率回路的控制器设计时消除，令这一项为干扰观测器的估计误差。

对误差公式的第二项进行微分后可得

定义快回路李雅普诺夫函数为v1、v2为李雅普诺夫标量函数，

微分后代入姿态角速率方程后得：

设计快回路姿态控制量如下：

整理后得：

令并且定理成立，其中edo表示干扰估计时真实值与估计值的偏差，edof为姿态角回路的真是值与估计值的偏差，edos为姿态角回路真是值与估计值的偏差。所以，

其中i为单位矩阵，控制系统的lyaponov函数可以表示为

可知，v2≤v，将v微分得：

因为非线性干扰观测器收敛，所以上述公式中的第二项和第三项的和有界，假设其上界之和为c，可得

其中，i为3×3的单位矩阵。

将公式两边同乘e^κt，并在[0,t]上积分后得

因此

当选取的系数使κ＞0时，下式成立

其中，假设设计的辅助系统的状态量||z3||有界，构造如下的lyapunov函数

同理可得

所以公式可转换为

所以，通过选取合适的系数值，可以使误差收敛到任意小的一个值。

本发明还提供了可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导系统的工作方法，适用于如上述权利要求所述的可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导系统，包括：

s1、反馈模块采集被控制运载器的飞行器位置信息、姿态角反馈值、角速率反馈值；

s2、反馈模块将所述平动状态信息反馈至预测校正制导环，计算得到姿态角回路的参考输入值，输入姿态角回路；

s3、姿态角回路根据姿态角反馈值、姿态角回路的参考输入值、辅助抗饱和系统补偿状态量和姿态角回路tdndo的干扰估计值计算得到角速率回路的参考输入值；

s4、角速率回路将姿态角回路的输出值、角速率反馈值、辅助抗饱和系统补偿状态量和姿态角回路tdndo的干扰估计值作为真实的输入，计算得到控制信号，将控制信号传送至力矩分配模块，得到舵面和rcs所承受的力矩，由于力矩的作用运载器的角速率发生改变，从而改变其他的状态量，循环s1-s4。

仿真验证：

本发明在matlab2016a的环境下进行仿真，horus-2b的舵面执行机构有左右升降副翼舵，左右同一时间单方向外偏转的方向舵和用来平衡的体襟翼。姿态角回路所受的干扰为：ds1＝0.005sin(t+1)cos(2t)、ds2＝0.003cos(t+1)sin(2t+2)和ds3＝0.005sin(t+1)sin(2t)，姿态角速率所受的干扰为：df1＝0.02sin(t+1)、df2＝0.01cos(2t+2)和df3＝0.005sin(t+1)。在20s到100s的时候，左升降副翼舵发生舵面部分失效，失效因子为0.3，偏转幅值限定为±20°，在400s到500s右升降副翼舵发生部分失效，失效因子为0.2，偏转幅值限定为±20°，方向舵不发生失效。设置horus-2b再入再入段飞行的初始状态为：

控制器参数如下表所示：

本发明具有如下有益效果：

本发明的制导环节采用预测校正算法实现飞行器制导，这可以满足可重复使用运载器再入段复杂的任务需求，同时考虑了飞行中的干扰不确定和执行器舵面故障问题，从而进一步加强联合系统的性能，提高了联合系统的控制精度，进一步保证了系统的任务需求。

为了进一步保证飞行航迹不突破再入走廊的约束，通过向准平衡滑翔条件中引入增益来达到这个目的。同时，为了减少再入过程中的高度振荡问题，倾侧角幅值用二次函数参数化模型来代替线性模型和常值模型。

本发明提出了一种非线性干扰观测器，该观测器基于快速反正切微分跟随器理论，对系统的干扰不确定和舵面部分失效产生的干扰具有快速、良好的跟踪性能，而且设计结构简单，易于在工程中实现。

除此之外，通过向控制变量误差中引入抗舵面饱和辅助系统变量的方法改善舵面的饱和特性，增加联合系统的稳定性。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。