基于通用载荷的运载火箭姿态自适应控制方法.pdf

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，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 uncertainty 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 designing 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 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，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，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。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()s(HHP()si)2（3）式中：Kmax为自适应控制系数的限幅值，设为常规控制增益经验最大值；a为输出比对偏差静态放大参数，、均为阻尼系数。HHP()s、HLP()s分别为高低通滤波器的传递函数；i为经过高低通滤波器平滑后的输出。偏航通道导引时段较长，特性更为恶劣，在此以偏航通道为例进行参考模型的选取，将运载火箭控制动力学模型简化为?+b1?+b2(-)=b3（4）式中：?、?、分别为偏航通道姿态角相关变量；b1、b2、b3分别为控制相关系数；为控制摆角；为弹道偏角。设计过程中均是任务书提供，而实际飞行时是时变的参数，有不确定性。传统控制器是根据理论控制系数得到，因此无法准确根据实际情况在线调整控制器系数。对理论的指令信号再拟定一个参考模型时，简单处理，阶次可与被控对象保持一致。?m+bm1?m+bm2m=bm3c（5）式 中：?m、?m、m分 别 为 姿 态 角 的 相 关 变 量；bm1、bm2、bm3分别为参考模型的控制相关系数，通过自适应算法可知，其与系统b1、b2、b3存在一个增益比例关系；c为控制量。同样以偏航通道为例，火箭整个控制回路表示为=KP(cx-)+KD(y-)（6）式中：cx、为偏航通道程序角及姿态角；y、为偏图 1自适应控制基本结构Fig 1Basic structure diagram of adaptive control155第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）航程序角速度和偏航角速度；KP、KD为偏航通道PD控制放大系数。上述模型可以转换为?+KD?+KP=KPcx+KDy（7）通过线性化处理，动力学参考模型可以分俯仰、偏航、滚动三通道各自的二阶微分方程。在程序角速度是时变的情况下，偏航通道模型经过拉氏变换可得：(s)cx(s)=KDs+KPs2+KDs+KP（8）根据该型号历发火箭数据统计，结合上述分析，选取偏航通道参考模型Gm_表示为Gm_=1.4s+1.9s2+1.4s+1.9（9）同理，选取其余通道参考模型，该型号某任务仿真结果可以得出，在该策略的自适应控制方法下，箭体姿态角偏差有效减小，最大减少 1.5左右，发动机摆角在系统变参数时刻未出现抖振现象，滤波效果显著。其余参数仿真结果与 PID 控制下的仿真结果相当，可以看出，在系统无干扰情况下，PID 控制起主要作用，可靠性高，这也是该套算法的优势之一。以下进一步验证上述自适应控制方法对于该型号在通用载荷背景下的姿态控制的有效性和适应性。4通用载荷模式仿真验证及评估 结合此前统计的关键参数最大偏差量，将上述参数对设计基线任务进行几种模式拉偏稳定性数学仿真试验。单独进行 b2参数和 b3参数的拉偏量大于型号历发不同载荷的b2、b3参数上下边界时，系统均能稳定。模式一偏恶劣考虑选取同时拉偏 b2参数和 b3参数，选择基线火箭 b2参数拉偏 100%，b3参数拉偏 18%。火箭飞行至大风区域时，两种控制方法下，俯 仰 通 道 关 键 参 数 仿 真 结 果 比 对 如 图 2所示。经过拉偏仿真试验可以看出，在该拉偏量的量级模式下，采用经典控制时，系统在起飞 75 s后，发动机摆角开始振荡，随后姿态角偏差开始发散，系统出现不稳定现象；相比之下，采用设定的参考模型自适应控制技术后，控制算法可以在线计算箭体输出与参考模型的输出误差，及时调整补偿增益系数，有效确保了系统在大干扰情况下的系统稳定性。结合拉偏的量级，该方法能有效控制该型号的绝大多数箭体刚体稳定。采用模式 2 时，火箭弹性稳定性中难度最大是一级弹性，而一级弹性设计难点主要在一阶弹性相位稳定，因此选择研究基线任务的一阶弹性频率拉偏仿真 15%。两种控制方法俯仰通道关键参数仿真结果比对如图 3所示。由拉偏仿真试验看出，大干扰情况下，经典 PID控制下的系统振荡发散严重，相比之下，采用设定的参考模型自适应控制技术后系统较稳定，进一步验证该方法能有效保证该型号一阶弹性稳定。解决了这一难点，意味着该自适应控制方法可以适用于该型号绝大多数箭体弹性稳定性控制，能有效控制箭体姿态，控制效果明显。根据多次仿真，得到该型号不同载荷对应的历发火箭特性偏差量及自适应方法的有效控制范围，见表 1。图 2偏航通道姿态仿真结果对比（模式 1）Fig.2Yaw channel attitude simulation results comparison chartmode one156第 40 卷 2023 年第 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由表 1 可知，历次箭体关键参数偏差量包络线在自适应方法有效控制范围内，该方法适应性较强。根据设计经验，实际火箭发射各类载荷情况下，关键参数特性变化量均在此包络内，有效控制包络线量级下的箭体姿态稳定，也就意味着可以适用于型号后续发射不同载荷的稳定设计需求。为了全面验证该方法的控制有效性和适应性，选用近期型号发射不同载荷状态的四发任务进行全级段仿真，时域仿真验证，系统在该自适应控制方法控制下，各级各项参数结果满足指标，火箭稳定性有效保证。设计中可以看出该方法优势如下：1）经典 PID 控制每发任务需要 24 套不同校正网络、58 个不同增益系数；自适应控制针对该型号各类任务，仅需一套设计参数，校正网络和增益系数可固定，无需针对不同任务重新设计，可以满足型号后续任务发射不同载荷的姿控设计需求；也可以在型号任务密集发射时，有效缩短姿控设计的优化过程，提升设计效率；2）系统干扰小的情况下，箭体姿态角偏差可以减小 2左右，能解决型号箭体特性复杂时姿控设计裕量较小的难题；3）在继承现有经典控制的基础上，加强控制系统结构，鲁棒性更强，可以应对在真实飞行中箭体参数实际值与理论值差异较大的箭体稳定性。综上，采用模型参考注入的自适应控制方法对于该型号箭体特性适应范围广，适用于该型号后续发射各类载荷状态的全级段姿控设计，在提升控制精度的同时，还具有较强的适应性和鲁棒性。5结束语 本文以某型号不同载荷任务为设计背景，总结出该型号发射不同载荷时箭体关键参数数据包络线，在此基础上，时域分析并验证该型号采用注入模型参考的自适应控制法控制的有效性和适应性。经验证，该方法在较大干扰情况下控制精度高且控制范围广，可有效提升高密度发射下姿控设计效率和效果，并且能达到通用载荷任务下采用同一套设计参数的策略。该分析结果可为其他型号的自适应姿控应用提供参考。参考文献1 王子瑞.大推力运载火箭姿态控制的研究 D.武汉：华中科技大学，2013.2 赵小平.基于自适应 H的重型运载火箭姿态控制方法研究 D.哈尔滨：哈尔滨工业大学，2012.3 谭述君，周文雅，吴志刚，等.运载火箭姿态控制系统的自适应控制设计 C/第九届全国动力学与控制学术会议.2012，（5）：14 王晓东.导弹和运载火箭姿态稳定与控制技术发展的图 3偏航通道姿态仿真结果对（模式 2）Fig.3Yaw channel attitude simulation results comparison chart mode two表 1火箭关键参数偏差量包络线Tab.1Statistical tab for envelope of deviation between the rocket s key parameters关键参数气动力矩系数 b2偏差控制力矩系数 b3偏差一阶弹性频率 w1偏差参数偏差量包络线73%89%19%48%2%14%出现时间主要出现在 50100 s主要出现在 100 s关机主要出现在 70140 s自适应方法有效控制范围单 b2偏差不超过150%；单 b3偏差不超过50%；b2偏差 100%时，可适应 b3偏差20%。单 w1偏差不超过15%157第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）回顾和展望 J.导弹与航天运载，2003，263（3）：25-30.5 MICHAEL T，BORELLI，CARROLLSTANLEY N.Advance control system for the Saturn V Launch vehicleC.AIAA 67-951.6 陈法扬，康凤举，赵晓东.火箭助飞鱼雷程序弹道自适应控制系统设计 J.火力与指挥控制，2010，35（10）：78-80.7 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