一种复合控制的喉栓式变推力火箭发动机压强控制方法

本发明涉及一种火箭发动机压强控制方法，特别是涉及一种基于单纯形法优化pid-fuzzy复合控制的喉栓式变推力火箭发动机压强控制方法。

背景技术：

1、与液体推进剂系统相比，固体火箭发动机推进装置，具有结构简单、完全性好、维护便捷、体积较小、可贮存时间长以及可靠性高的特点，被广泛应用于各种类型的火箭导弹、航天飞行助推器、卫星姿控发动机、弹射救生系统以及气象、防雹火箭中。而又因其便于机动部署、戒备率高、反应快与生存能力强的优点，已成为军用导弹的标准推进手段。

2、为了提高导弹的机动性和突防能力，要求发动机助推阶段推力大、启动大、飞行末段速度大，这就要求固体火箭发动机具备调节能力，特别是推力随即调控的能力。具备推力控制，尤其是推力随机控制能力的固体火箭发动机，因其能量分配方式更加合理，能使导弹获得更大的射程，并显著提高其机动和突防能力。

3、固体火箭发动机推力可调方案很多，从原理上大致分为五种：控制推进剂质量燃速方案；质量加入型方案；脉冲发动机方案；熄火发动机方案；调节喷管喉部面积方案。对比上述推力调控方案，喉栓式固体火箭发动机由于其推理可调范围大、可随即调节、响应速度快的特点成为非常有前景的技术方向。将喉栓式喷管技术应用于固体火箭发动机上，不仅可以保留固体发动机在生产、储存、操作及工作响应上固有的优势，还能使固体火箭发动机具有像液体火箭发动机一样的推力调节能力提供减少导弹飞向目标时间或增加最大射程的能力，并且具有补偿烧蚀、增强对燃烧室压强的控制等好处。因此，喉栓式喷管技术的研究在国内外受到了相当的关注，具有重要的研究意义。

4、经分析，目前喉栓式变推力火箭发动机压强控制的概况如下：

5、1.通过气动、液压驱动系统控制喉栓运动，从而达到控制燃烧室内压强的目的。但是气泵和液压泵体积大，并且其机构特性使得大多数使用它的发动机为非同轴结构，从而为控制带来更多的不确定性，并且使用其不能精确控制喉栓位置，只能够控制喉栓进行简单的前进或者后退，因此只能控制压强的趋势(增加或减少)，但是不能精准控制压强的再一次改变到目标值。

6、2.通过电机驱动系统进行开环控制。但是发动机的烧蚀反应以及系统本身的时变特性导致控制不稳定且无法调控。

7、3.闭环pid控制&模糊控制。由于喉栓式变推力火箭发动机的模型具有非线性、时变性等特点，普通的pid控制器闭环控制并不具备良好的控制效果，随着时间的增长，控制效果越来越趋近于不稳定，但是传统的fuzzy控制器存在盲区，导致静态误差，控制精度不够。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种复合控制的喉栓式变推力火箭发动机压强控制方法，本发明将pid与fuzzy进行结合，对控制系统作复合控制，该控制方法结合了两种控制方法，通过单纯性优化控制器得到最合适的pid与fuzzy的比例因子，既能够快速相应、鲁棒性强、稳定性高，又可以保证精度调节。

2、本发明技术方案如下：

3、一种复合控制的喉栓式变推力火箭发动机压强控制方法，所述方法包括以下步骤：

4、s1，建立喉栓式变推力火箭发动机燃烧室内压强与喉栓位移之间的关系模型；

5、s2，设计模型更新计算器，根据输入的压强标定值以及火箭发动机运行的时间来更新模型中的参数；

6、s3，设计pid-fuzzy复合控制器，使用单纯性优化控制器更新pid与fuzzy两个控制器的占比因子；

7、s4，使用matlab/simulink对整个喉栓式变推力火箭发动机进行建模，并且对压力控制过程进行仿真，来验证该方法的可行性和有效性。

8、所述的一种复合控制的喉栓式变推力火箭发动机压强控制方法，所述步骤s1中建立喉栓式变推力火箭发动机燃烧室内压强与喉栓位移之间的关系模型，包括如下步骤：

9、s11，建立喉栓式变推力火箭发动机燃烧室内压强与等效喉部面积的内弹道模型；

10、

11、vc是燃烧室自由容积，pc是燃烧室压强，ρp是推进剂密度，ab是推进剂燃烧面积，α是燃速系数，c*是推进剂特征速度，a是有喉栓介入后喉栓与喷管形成的等效喉部面积，n代表推进剂压强指数，γ是比热比k的函数，

12、当调节达到平衡状态时，因此可以推导出稳态后的燃烧室内压强公式：

13、

14、s12，对s11的公式进行线性化

15、

16、推导出喉栓式变推力火箭发动机燃烧室内压强与等效喉部面积的传递函数模型；

17、

18、

19、pc0是工作点处燃烧室压强，vc0是工作点处燃烧室自由容积，at0是工作点处等效喉部面积；

20、s13，设计发动机的锥形阀喷管-喉栓型面图，并且建立等效喉部面积与喉栓位移量之间的数学关系；

21、

22、r1是喷管壁最小直径，s是喉栓位移距离，θ是锥形阀角度；

23、s14，推导出等效喉部面积与喉栓位移的传递函数

24、

25、综上所述，整个系统的传递函数模型为：

26、

27、

28、所述的一种复合控制的喉栓式变推力火箭发动机压强控制方法，所述步骤2中设计模型更新计算器，根据输入的压强标定值以及火箭发动机运行的时间来更新模型中的参数，包括如下步骤：

29、s21，根据改变的燃烧室内压强pc0来更新等效喉部面积at0；

30、at0＝pc0n-1ρpc*αab

31、s22，更新燃烧室内自由容积vc0；

32、vc0＝vc+abαpc0nt

33、其中，vc是初始燃烧室内自由容积，t是控制系统的运行时间；

34、s23,更新传递函数的参数k、t、k2；

35、

36、所述的一种复合控制的喉栓式变推力火箭发动机压强控制方法，所述步骤s3中设计pid-fuzzy复合控制器，使用单纯性优化控制器更新pid与fuzzy两个控制器的占比因子，包括如下步骤：

37、s31，设计模糊控制器；

38、s311，确定输入输出变量；

39、该模糊控制器为多输入多输出，选用设定燃烧室内压强pc0与实际燃烧室内压强pc的误差e以及误差的变化量ec作为输入变量，将pid控制器的系数变化量δkp、δkd、δki作为输出变量构成二维输入、三维输出的mamdani型模糊控制器；

40、s312，确定模糊控制器的控制规则；

41、s313，确定除模糊控制器的控制规则以外的其他内容；

42、输入输出的模糊论域均为：{-3,-2,-1,0,1,2,3}；

43、语言变量的模糊子集为：{nb,nm,ns,zo,ps,pm,pb}；

44、输入输出变量的隶属函数：三角形分布；

45、解模糊化方法：面积重心法；

46、s32，设计单纯形法优化复合控制器；

47、s321，确定设计变量；

48、复合控制器结合fuzzy控制器与pid控制器，将两者的输出呈比例的输入到喉栓式变推力火箭发动机的模型中，来达到最佳控制；而fuzzy控制器与pid控制器的占比因子a、b则是通过单纯形法优化复合控制器得出；

49、u＝a·f_u+b·p_u

50、s322，设计目标函数；

51、minf(x)＝a·f_u+b·p_u-pc0n-1ρpc*αab

52、s323，设计终止条件

53、

54、

55、s324，选取初始单纯形{x0＝(0,1.5)，x1＝(2,0)，x2＝(2,2)}，反映系数α＝1.2，紧缩系数θ＝0.5，扩展系数γ＝2，紧缩系数β＝0.5以及精度ε。

56、5.根据权利要求1所述的一种复合控制的喉栓式变推力火箭发动机压强控制方法，其特征在于，所述步骤s4中使用matlab/simulink对整个喉栓式变推力火箭发动机进行建模，并且对压力控制过程进行仿真，来验证该方法的可行性和有效性，包括如下步骤：

57、s41，搭建simulink仿真平台；

58、s42，系统在pid控制与复合控制两种方法下对燃烧室内压强调节对比；

59、s43，系统在pid控制与复合控制两种方法下对燃烧室内压强误差对比；

60、s44，系统在pid控制与复合控制两种方法下对燃烧室内压强增加扰动后调节对比；

61、s45,系统在pid控制与复合控制两种方法下对燃烧室内自由容积大幅度改变后对比。

62、本发明具有如下有益效果：

63、1.相对于气动、液压驱动机构以及电机开环的控制方法，能够有效控制喉栓式变推力火箭发动机在运行过程中产生的烧蚀反应，使压强控制趋于精准稳定；

64、2.针对药柱在发动机运行过程中，燃烧室内自由容积随着工作时间不断变化导致系统的时变性以及系统本身的非线性，设计模型计算器，实时更新精确的系统模型；

65、3.该控制方法结合了pid与fuzzy两种控制方法的优点，既能够快速相应、鲁棒性强、稳定性高，又可以保证精度调节。再通过单纯性优化控制器得到最合适的pid与fuzzy的比例因子，从而构成完整的控制器。