重型运载火箭可重构控制系统设计

(4)
y [x y z ]T
根据系统的求逆方法，对输出变量求关于时间变量的导数，直到控制量
u [ M cx
M cy
M cz ]T 的出现，得
x y =Ak ( x) Bk u ( x, u ) y z
(5)
得到快回路系统的逆系统如下
Reconfigurable Control System Design of Heavy Launch Vehicle
HUANG PanXing Dept. of Astronautics Engineering, Harbin Institute of Technology Abstract： The attitude control of new generation heavy launch vehicle is executed by the joint swing of both core and booster engines. According to this characteristic, the method to design launcher’s attitude control system and to reconfigure when actuators fail using allocation is proposed. The design of heavy launch vehicle’s basic control law is divided into a fast and a slow loop for the design of nonlinear dynamic inverse control law. A hybrid allocation control optimization strategy, based on pseudo-inverse and fixed-point method, with minor calculation and consideration of the restraints of actuators is introduced. And the strategies of reconfiguration under different fault scenarios are proposed. It is proved that reconfigurable control system of heavy launch vehicle based on allocation can solve the problem of the allocation of multiple actuators well and improve the safety and reliability when faults occurs by the results of Matlab/Simulink simulation。 Keywords: Heavy Launch Vehicle, Control Allocation, Dynamic Inversion, Reconfigurable Control
其中， v 为伪控制量， u 为控制量， B 为控制效率矩阵， . p 是范数，可以 选择 p 1 或 p 2 ，umin 和 umax 为执行机构的约束。 控制分配算法即构造计算 u 的 算法，使其满足式 (1)。
2.2 非线性动态逆控制律设计
新一代重型运载火箭是一个复杂的非线性耦合系统，传统基于“小扰动” 线性化的设计方法难以适用。这里采用一种对解耦有效、结构简单、适用范围 广的反馈线性化方法——非线性动态逆进行重型运载火箭基本控制器的设计 重型运载火箭为非最小相位系统，会产生零动态导致系统不稳定，因而不 能直接应用动态逆控制，可以根据奇异摄动理论和时标分离原则将系统动力学 方程分成快慢两控制回路进行设计。系统结构如下：
(10)
tan cos 1 sin Bm 1
tan sin cos tan sin
tan cos 1 0
1
(11)
在非线性对消后，构成的线性慢反馈回路为
d c G m c d d c
)百度文库u 1 ( x, y
(6)
xd d [ 设定逆系统输入控制量 y
yd zd ]T ，可得
xd M xc 1 u M yc Bk yd Ak ( x) M zc zd
(8)
2.2.2 慢回路动态逆控制律设计
设计过程与快回路相同，有
d xc B 1 m d Am ( x ) yc zc d
(9)
其中
1 A mV cos ( P sin C y qS m mg cos cos v ) 1 ( P sin cos C z qS m mg cos sin v ) A mV A 0
重型运载火箭可重构控制系统设计
黄盘兴 哈尔滨工业大学航天工程与力学系 摘要：针对新一代重型火箭由芯级发动机、助推器发动机联合摆动参与姿态控 制问题，提出采用控制分配技术设计火箭姿态控制系统以及伺服机构故障情况 下进行重构控制的方法。将重型运载火箭基本控制律的设计分成快慢两回路进 行非线性动态逆控制律设计，采用一种计算量小、考虑作动器约束的基于伪逆 法和不动点法的混合控制分配优化策略，并提出了不同故障情况下的重构控制 策略。Matlab/Simulink 仿真结果表明，基于控制分配的重型运载火箭可重构控 制系统能够很好的解决多伺服机构的协调分配问题，并有效提高伺服机构故障 情况下的飞行安全性和可靠性。 关键词： 重型运载火箭；控制分配；动态逆；重构控制
1 引言
为了提高进入太空的活动能力，拓展航天产业发展空间，提高航天科技整 体水平，促进国民经济发展和加强我国航天优势，加快推动新一代重型运载火 箭的研制工作，有着非常重要的战略意义。相关研究表明，新一代重型运载火 箭的一级助推段需由芯级发动机、助推器发动机联合摆动参与姿态控制。 国外的大型运载火箭，如前苏联的东方号、日本的 H2A、欧空局阿里安 5 、 美国宇宙神 LV23B0 均摆动助推器发动机参与姿态控制，但是摆助推发动机控 制技术在我国还是一个空白。 伺服机构的增加增强了重型运载火箭的控制能力， 同时也增加了重型运载火箭的控制复杂度，以及故障的几率。 对冗余控制系统进行设计，可以采用传统的线性二次最优控制、H2 最优控 制等基于最优控制理论的方法，但其设计过程较为复杂。若采用基于控制分配 的设计方法，可以大大降低冗余控制系统设计的复杂度，可以分别进行系统基 本控制律、控制分配模块的设计，处理执行机构的位置、速率约束问题，结合 故障诊断与隔离系统，可通过控制分配对伺服机构故障进行重构控制，提高重 型运载火箭的飞行安全性和可靠性。 本文以基于大推力液氧煤油发动机方案的重型运载火箭为研究对象，提出 火箭一级助推段的基于控制分配技术的控制系统设计及故障重构控制方法。
kim kdm s 。 s
(12)
为了确保系统输出稳定的跟踪指令信号，外回路设置控制器，采用 PID 控 制方法， Gm 为比例积分 +微分的反馈形式， Gk k pm
为了保证两回路控制律设计的有效性， 必须要求快慢回路带宽相差足够大， 一般要求相差 3-5 倍。
2.3 混合控制分配优化策略

c c c
Gm
d
d
d
xc yc zc
Gk
xd yd zd
M xc M yc M zc
C E



图 2 重型运载火箭飞线性动态逆控制结构
快慢回路的控制模型如下：
k (, , ω) Bk (, , ω) M c A (, ) B (, )ω
Bk (, , ω) 为控制矩阵。火箭芯一级发动机及助推发动机均采用“ +”字型布局
方案，发动机摆动方向及布局如下图 3 所示。
图 3 一级发动机布局示意图（尾视图）
2.2.1 快回路动态逆设计
快回路模型为
x 2 1/ J x mdx qSmlk x /(VJ x ) ( J y J z )yz / J x 0 0 Mcx x M y 2 y my qSmlk mdy qSmlk y /(VJ y ) ( J z J x )zx / J y 0 1/ J y 0 cy 0 2 z 0 1/ J z Mcz z mz qSmlk mdz qSmlk z /(VJ z ) ( J x J y )xy / J z
m m
(2) (3)
其中， M c [ M cx
[V
M cy
为 参
M cz ]T 、 [ C
数 变 量
E ]T 分别为快慢回路的控制变量；
；
v ]T
A y
Am (, ) [ A
A
A ]T
、
k (, , ω) [ A
x
A z ]T 为 非 线 性 微 分 函 数 ； Bm (, ) 、 Bm (, ) 、
现有的控制分配算法主要有链式递增法、直接分配法和基于数学规划的优 化方法。链式递增法结构简单，但容易产生作动器饱和现象，直接分配方法的 几何意义直观，但其求解运算量随着控制维数的增加呈指数增长。基于数学规 划的优化方法一般考虑作动器的约束，并能获得最优指标，控制分配算法的研 究热点。基于优化的控制分配法一般计算量较大，这里采用一种计算量小、考 虑作动器约束的基于伪逆法和不动点法的混合控制分配优化策略，既利用伪逆 法实时性好，易于实现的优点，又解决了伪逆法无饱和约束限制的缺点。
在非线性对消后，构成的线性快反馈回路为
xc x y yc z zc 其中 Gk ——快回路的线性反馈，采用比例反馈， Gk k pk 。 xd yd Gk zd
(7)
2 基于控制分配的重型运载火箭控制系统
2.1 系统结构
重型运载火箭一级助推段跟踪程序角飞行进行程序转弯。系统以程序俯仰 角、偏航角、滚转角为参考输入变量，以控制力矩为伪控制量。基于控制分配 的重型运载火箭控制系统结构如图 1 所示。
图 1 基于控制分配的重型运载火箭控制系统结构
进行基于控制分配的重型运载火箭控制系统的设计，可以对基本控制律和 控制分配算法分别设计，两者互不影响。 1. 基本控制律设计 以三轴控制力矩为伪控制变量，进行达到参考姿态角指令所需的控制力矩 的控制器设计，而不考虑伺服机构的影响，考虑系统的稳定性、稳态误差、超 调、响应速度等，可采用成熟或先进的控制律进行设计。 2. 控制分配 进行各台发动机摆角指令的分配设计，通过控制分配算法解算出满足需求 控制力的执行机构指令，且满足发动机偏转的位置和速率约束。 控制分配的具体数学描述为 Bu v p min u s.t. umin u umax (1)