針對(duì)剛體運(yùn)載火箭助推飛行段的姿態(tài)控制問(wèn)題,提出了一種基于干擾觀(guān)測(cè)器的自適應(yīng)滑�？刂品椒āＪ紫�,根據(jù)姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型建立了面向姿態(tài)控制的通用模型。其次,針對(duì)通用模型中參數(shù)不確定性和外界干擾,設(shè)計(jì)了干擾觀(guān)測(cè)器實(shí)時(shí)觀(guān)測(cè)后補(bǔ)償?shù)阶赃m應(yīng)滑模控制器中,并結(jié)合Lyapunov穩(wěn)定性理論分析了控制器的穩(wěn)定性。最后,對(duì)比傳統(tǒng)的PD控制器,在模擬大氣環(huán)境中進(jìn)行了姿態(tài)控制系統(tǒng)仿真。仿真結(jié)果表明,該方法與傳統(tǒng)控制方法相比,控制精度和魯棒性顯著提高。

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圖1發(fā)動(dòng)機(jī)布局示意Fig.1SchematicLayoutoftheEngine

?16動(dòng)和箭體彈性振動(dòng)，剛體運(yùn)載火箭姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型如下[12]：123,2w123,2w13,iibziibyiibxbbbMbbbbMbbbM（1）式中，，分別為俯仰角、偏航角和滾動(dòng)角；w和w分別為風(fēng)攻角和風(fēng)側(cè)滑角；i為第i臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)擺角；bzM，byM和bxM為推力和結(jié)構(gòu)的附加....

圖2參數(shù)正拉偏情況姿態(tài)角變化Fig.2ChangeofAttitudeAngleinCaseofPositiveParameterDeviation

導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)2020年18火箭需要保持姿態(tài)穩(wěn)定，即俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角均要從偏差回到零。仿真步長(zhǎng)為0.01s，PD控制器比例系數(shù)為pkdiag10103，微分系數(shù)為dkdiag10103.5。干擾觀(guān)測(cè)器參數(shù)為：1Λdiag666，2Λdiag666�；？刂破鲄�(shù)為：1c....

圖3參數(shù)負(fù)拉偏情況姿態(tài)角變化Fig.3ChangeofAttitudeAngleintheCaseofNegativeParameterDeviation

導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)2020年18火箭需要保持姿態(tài)穩(wěn)定，即俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角均要從偏差回到零。仿真步長(zhǎng)為0.01s，PD控制器比例系數(shù)為pkdiag10103，微分系數(shù)為dkdiag10103.5。干擾觀(guān)測(cè)器參數(shù)為：1Λdiag666，2Λdiag666�；？刂破鲄�(shù)為：1c....

圖4助推段俯仰角對(duì)比Fig.4PitchAngleComparisoninBoost-phase

導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)2020年18火箭需要保持姿態(tài)穩(wěn)定，即俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角均要從偏差回到零。仿真步長(zhǎng)為0.01s，PD控制器比例系數(shù)為pkdiag10103，微分系數(shù)為dkdiag10103.5。干擾觀(guān)測(cè)器參數(shù)為：1Λdiag666，2Λdiag666�；？刂破鲄�(shù)為：1c....

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