基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法

王 勇，张 艳，薛 辉，李延军，檀朋硕



基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法

王 勇，张 艳，薛 辉，李延军，檀朋硕

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

弹道式航天飞行器末修闭路制导飞行段通常采用具有非线性特性的固定姿控喷管进行姿态跟踪和稳定控制，此时姿态控制精度直接影响闭路制导效果。传统斜线开关线控制方法存在系统性姿态角偏差，导致末修推力方向与待增速度方向始终存在差异，进而影响到飞行器落点精度。提出的基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法，通过干扰力矩在线辨识，实时设计姿控喷管开关线，将极限环调整至环绕原点，从而提高姿控精度。基于某型飞行器的仿真结果表明，与传统设计方法相比，基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法可将闭路制导段姿态控制精度提高约90%，减小姿态偏差对闭路制导的影响，飞行器落点精度提高约25%。

干扰力矩辨识；高精度；非线性；极限环

0 引 言

弹道式航天飞行器主动段飞行结束后，为提高落点精度，往往设计末速修正飞行段，通过闭路制导方法修正飞行器速度。其中，末速修正往往采用固定安装的正推喷管[1]。末速修正过程中，通过姿态控制系统使正推喷管推力方向处于闭路制导给出的待增速度方向，此时，姿态控制精度直接影响到推力方向与待增速度方向的一致性，进而影响到飞行器落点精度。弹道式飞行器往往采用姿控喷管，通过电磁阀实现断续姿态控制[2]，此时系统存在非线性特性。姿控喷管常采用经典的斜线开关线设计非线性控制律[3]，在存在干扰力矩的情况下，始终存在系统性姿态角偏差，影响到末修闭路制导效果，使飞行器落点精度变差。

本文针对末修闭路制导飞行段非线性姿态控制设计问题，提出了基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法。首先，分析了姿态控制精度对末修闭路制导的重要性，介绍了传统斜线开关线控制方法，推导了斜线开关线极限环模型，提出了一种干扰力矩在线辨识方案，并基于该方案提出了极限环环绕原点的开关线设计方法。针对某型飞行器开展了仿真，结果表明，与传统设计方法相比，本文提出的方法可有效改善末修闭路制导飞行段姿态控制精度，减小姿态偏差对闭路制导的影响，提高飞行器落点精度。

1 姿态控制精度对飞行器闭路制导的影响

2 传统斜线开关线控制方法

姿控喷管非线性特性包括过零的非线性特性和不过零的非线性特性[14]。两种非线性特性及设计方法均无本质区别，不失一般性，本文针对具有过零非线性特性的姿控喷管开展研究。传统姿控喷管采用经典的比例-微分控制律，即在姿态角-姿态角速度相平面上，喷管开关线设计为斜线。在不考虑延迟情况下：

喷管正向理论开关线为

负向理论开关线为

采用传统的斜线开关线控制的稳态结果无法到达原点，而是收敛于一个固定极限环。假定某型飞行器三通道已实现解耦控制，以俯仰单通道为例，无干扰力矩情况下，系统相轨迹如图1所示。由图1可以看出，系统相点轨迹为稳定的环绕原点的闭合曲线，即极限环，其大小与电磁阀的开关门限和磁滞特性有关。

实际上，弹道式飞行器末速修正飞行段会受到干扰力矩作用，包括常值干扰和随机干扰。在干扰力矩作用下，系统相轨迹如图2所示。当系统相点趋于稳定时，存在固定姿态角偏差。在图2所示的极限环情况下，飞行器闭路制导过程中，飞行器姿态角与闭路制导给出的姿态角程序角之间始终存在一定的差异，导致推力方向与待增速度方向始终存在一定差异，从而影响闭路制导末速修正效果，进而影响落点精度。从闭路制导需求而言，极限环越小，极限环中心越靠近原点，推力方向与待增速度方向最接近，则对闭路制导效果影响越小。

图1 无干扰力矩时斜线开关线控制极限环情况

图2 有干扰力矩时斜线开关线控制极限环情况

3 基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法

传统开关线设计时，仅依据姿态控制精度需求进行开关门限和微分环节参数设计，未考虑存在干扰力矩情况下系统极限环情况，以及系统极限环对闭路制导过程的影响。本文提出基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法，在系统开关线设计时综合考虑极限环位置，降低姿态控制偏差对末修闭路制导的影响。

3.1 斜线开关线极限环模型

考虑延迟情况，开关线控制的理论极限环如图3所示。

图3 开关线控制理论极限环

点—极限环与横轴的左侧交点，其坐标为；点—极限环与横轴的右侧交点，其坐标为；点—极限环中心，其坐标为

3.2 飞行器干扰力矩在线辨识模型

3.3 极限环环绕原点的开关线设计方法

在线辨识得到飞行器干扰力矩系数后，此时式（5）至式（8）中所有量均为已知量。为降低姿态偏差对末修闭路制导的影响，在控制律设计时，开关线可按使系统稳态情况下的极限环环绕原点进行设计。根据干扰力矩情况下系统相轨迹运行规律，在干扰力矩系数已知时，通过将传统开关线进行平移，可以调整稳态情况下系统稳定极限环。平移量可依据有干扰力矩情况下极限环原点位置进行确定。此时，喷管正向理论开关线设计为

喷管负向理论开关线设计为

将该设计方法应用于某型飞行器，则俯仰通道极限环情况如图4所示。

图4 极限环环绕原点的斜线开关控制相轨迹

4 仿真分析

以某型飞行器为例，分别采用传统开关线设计方法和本文提出的高精度非线性姿态控制方法开展三通道控制律设计，并基于两种控制律开展了典型工况下的六自由度仿真。

采用传统开关设计方法时，飞行器落点纵向偏差为0.59 m，横向偏差为0.16 m。图5、图6给出了末修过程中俯仰和偏航姿态角跟踪程序角情况。

图5 末修过程中俯仰角和俯仰程序角

图6 末修过程中偏航角和偏航程序角

图7、图8给出了末修过程中俯仰和偏航通道姿态相轨迹运行情况。由图中曲线可以看出，姿态角与姿态程序角间存在系统性偏差。

图7 俯仰通道相轨迹运行情况

图8 偏航通道相轨迹运行情况

采用基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法时，飞行器落点纵向偏差为0.30 m，横向偏差为0.20 m。图9、图10给出了末修过程中俯仰和偏航姿态角跟踪程序角情况。

图9 末修过程中俯仰姿态角与俯仰程序角

图10 末修过程中偏航姿态角和偏航程序角

图11和图12给出了末修过程中俯仰和偏航通道姿态相轨迹运行情况。

图11 俯仰通道相轨迹运行情况

图12 偏航通道相轨迹运行情况

由图9至图12可以看出，末修过程中，俯仰和偏航姿态角跟踪程序角比较准确，姿态角偏差较小，且极限环环绕原点。

采用两种控制律对应的仿真结果对比如表1所示。由表1可见，在喷管开启次数和开启时间基本保持不变的情况下，通过采用基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法，可有效改善姿态角跟踪程序角情况，降低姿态角偏差对闭路制导过程的影响，提高飞行器落点精度。

表1 典型工况仿真结果对比

为进一步确定基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法的有效性。以某型号为例，分别按传统开关线设计方法和基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法进行制导方法误差评估。采用模拟打靶法，按照统计的均值加2.7σ取值，两种控制律下分别仿真计算1 000条弹道，统计结果比较如表2所示。由表2可以看出，采用基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法后，可将制导方法误差降低25%。

表2 制导方法误差模拟打靶结果对比

5 结 论

本文针对飞行器末修闭路制导飞行段姿控系统非线性设计问题，基于传统开关线控制情况下极限环特性，分析了传统开关非线性设计方法的不足，推导了存在干扰力矩时开关非线性控制系统极限环模型和飞行器干扰力矩在线辨识模型，提出了基于干扰力矩辨识的高精度非线性姿态控制方法。仿真结果表明，采用本文提出的设计方法后，在喷管开启次数和开启时间基本保持不变的情况下，可有效改善姿态角跟踪程序角情况，降低姿态角偏差对闭路制导过程的影响，提高飞行器落点精度。

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High Precision Nonlinear Attitude Control Method Based on Identification of Disturbing Torque

Wang Yong, Zhang Yan, Xue Hui, Li Yan-jun, Tan Peng-shuo

(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)

During the terminal correction segment of ballistic vehicle, attitude control nozzle is often used for attitude tracking and stabilization, thus the accuracy of attitude control system directly affects the fall point accuracy. Because of the disturbing torques, systemic errors exist when using traditional diagonal on-off control method, which will influence the terminal correction of ballistic vehicle. In order to solve this problem, this article proposes a high precision nonlinear attitude control method based on the limit cycle model and disturbing torque identification model. Simulation results illustrate that when using this nonlinear attitude control method, the accuracy of attitude control can improve almost ninety percent and the fall point accuracy can improve almost twenty five percent comparing to traditional method.

Ballistic vehicle; Nonlinear attitude control; Limit cycle; Identification of disturbing torque

1004-7182(2017)06-0042-06

10.7654/j.issn.1004-7182.20170610

V433

A

2016-12-15；

2017-01-19

王 勇（1987-），男，工程师，主要研究方向为飞行控制