一种可重复使用飞行器控制方法及其可视化平台

本发明涉及可重复使用飞行器，具体涉及一种可重复使用飞行器控制方法及其可视化平台。

背景技术：

1、可复用运载器的特点是其全部或大部分部件可在发射后回收，经检修翻新后可以重新投入使用，通过多次发射任务分摊设计制造和测试等环节的成本。按照发射与回收方式不同，常见rlv可被分为垂直起降(vtvl)、水平起降(hthl)和垂直起飞水平降落(vthl)三种。

2、其中，垂直起降可重复使用运载火箭(vertical takeoff vertical landingreusable launch vehicle，vtvl-rlv)是一种在传统运载火箭上进行小幅改进(一子级加装栅格舵或空气舵等)，使其具备垂直着陆返回功能的新型运载工具，具有对着陆场地需求低、技术跨度小和研发成本相对较低等优点。

3、可回收使用运载火箭从发射到垂直着陆共历经7个阶段，包括主动段、姿态调整段、修航段、高空无动力下降段、动力减速下降段、大气层内飞行段和垂直着陆段。在这7个飞行过程中存在摆动发动机、栅格舵、喷射反作用系统等多种执行机构，发动机也需要在不同的飞行段，进行多次工作状态的转变，且整个飞行过程的空域广、速域大，存在诸多内外扰动，这为高精度安全起降带来了极大挑战。因此对于可重复使用运载火箭的起降过程进行建模仿真，并伺服机构作用下对姿态控制系统进行优化设计，对于运载火箭的起降过程尤为重要。

技术实现思路

1、为此，本发明提供一种可重复使用飞行器控制方法及其可视化平台，以解决背景技术中提出的问题。

2、为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种可重复使用飞行器控制可视化平台，对可重复使用飞行器进行模块化建模，整体模型基于箭体六自由度模型，至少包括：

3、气动力模块，大气层划分为对流层、平流层和高层大气，气动力模块结合对应大气层的特性，分别表示出温度、大气压强以及空气密度，在得到大气环境模型提供的大气环境数据后，对气动力与气动力力矩进行推算，为箭体六自由度模型提供气动力与气动力矩；

4、发动机模块，至少包括主发动机模型和姿态发动机模型，主发动机模型为箭体六自由度模型提供推力，姿态发动机模型为箭体六自由度模型提供推力和推力矩；结合可重复使用飞行器各阶段飞行特点，分别定义了不同飞行阶段发动机的工作状态，并在matlab/simulink中搭建发动机模型，通过调节推力与推力矩以实现不同飞行阶段的性能要求；

5、重力模块，根据发动机地面实验中的发动机推力和油耗参数,并结合可重复使用飞行器的实际发射情况，定义出箭体质量、燃料质量流量，生成数据；在读取数据至matlab后，对这些离散数据进行插值，拟合出连续的曲线，为箭体六自由度模型提供箭体的质量变化情况与重力数据；

6、控制器模块，控制器模块通过测量机构的反馈信号，实时计算箭体的姿态偏差，并生成相应的控制指令信号，伺服机构模块以及姿态发动机模型根据相应的控制信号进行动作，对箭体六自由度模型施加控制力矩，以实现对箭体姿态的精确控制；控制器模块内部采用模糊控制器对pid控制器的控制参数进行实时调整，整体上构成模糊pid控制器，以进一步提升控制性能。

7、优选的，箭体六自由度模型的箭体动力学方程为：

8、

9、式中，m为火箭的总质量；m0为火箭的初始质量；为发动机总秒耗量；t为火箭飞行时间；vx、vy、vz为火箭发射坐标系下的速度分量，其合速度为v；x、y、z分别为发射坐标系下的位置；p为推力；y1c和z1c为发动机控制力；γ、ψ、分别为滚转角、偏航角和俯仰角；γv、σ、θ分别为倾侧角、弹道偏角和弹道倾角；ax、ay、az为气动力分量；为火箭重力分量；ωe是地球自转角速度；r为发射坐标系下的地心距矢量；h为角动量；ω为火箭的角速度；mδ为姿态发动机推力矩；ms为伺服机构力矩；mb为气动力矩。

10、优选的，主发动机模型根据发动机地面实验中的发动机推力和油耗参数,并结合发动机的实际工作情况，至少得出发动机推力、箭体质量以及燃料质量流量数据，数据导入至matlab后，需要对此类离散数据进行插值处理，拟合出连续的曲线，在将推力数据拟合结束后，将数据导入matlab/simulink中。

11、优选的，重力模块和主发动机模型均利用三次样条插值对离散数据进行处理。

12、优选的，模糊pid控制器是模糊控制器和pid控制器相结合的新型控制器；其中模糊控制器为双输入三输出系统，以姿态角偏差e和姿态角偏差变化率ec为输入量，以pid参数的修正值为输出量；模糊pid控制器通过接收箭体姿态的反馈信号，实时计算出箭体的姿态偏差，并经微分器计算得出姿态角偏差变化率ec，之后将姿态角偏差e和姿态角偏差变化率ec输入至模糊控制器，模糊控制器按照一定的隶属度对输入变量进行模糊化处理，使得精确值变换为模糊域上的模糊值，然后根据设定好的模糊规则进行模糊推理与模糊决策，得出模糊控制量，在进行去模糊化处理后得到pid参数的具体修正值，模糊pid控制器以修正后的pid参数，生成相应的控制信号并传输至各伺服机构与姿态发动机模型，伺服机构模型与姿态发动机模型依照控制信号进行动作，对箭体六自由度模型施加控制力矩，以实现对于箭体姿态的控制。

13、优选的，将输入量模糊化时，将模糊论域选为n挡，即取变量的模糊论域c为{-n,-n+1,…,0,…,n-1,n}；变量从物理论域[a,b]到模糊论域c的转换,公式为：

14、

15、模糊变量论域设置为[-6,6]，为确保每个实时输入变量的清晰值都能模糊化，需要保证整个论域都要有覆盖在模糊论域上的模糊子集相匹配，用7个模糊子集描述：负大、负中、负小、零值、正小、正中、正大，即nb、nm、ns、zo、ps、pm、pb；输入变量和输出变量的隶属函数采用高斯型隶属函数；高斯隶属函数的具体定义为：

16、

17、式中：σ为模糊集合的宽度；μ为模糊集合的中心；在matlab中利用自带函数来定义高斯隶属函数。

18、优选的，在模糊pid控制器中，三个pid参数kp、ki、kd均有相应的模糊规则；根据模糊规则中构建的模糊关系进行模糊推理，得到输出量的模糊变量；采用mamdani模糊推理法进行模糊推理，设a，b为输入量模糊量的模糊集合，c为输出模糊量的模糊集合，根据模糊控制规则进行近似推理，得出输出模糊量z(用模糊集合c表示)为：

19、

20、

21、ri＝(aandb)×c

22、式中:×为模糊直积运算；为模糊合成运算。

23、优选的，得到输出模糊量之后进行去模糊化处理，将输出模糊量转化为清晰的具体量，得到的具体量即为pid参数的修正值；去模糊化处理的方法采用最大隶属法、重心法以及加权平均法中任意一种。

24、本发明还公开了一种可重复使用飞行器控制方法，该控制方法应用于上述的可视化平台。

25、本发明具有如下优点：

26、1、本发明通过matlab与flightgear联合仿真，搭建基于数字孪生的飞行器起降过程可视化仿真平台，以实现各类飞行器起降过程姿态与轨迹的可视化，为飞行器起降系统设计与故障诊断提供辅助，重点针对可回收运载火箭起降过程进行建模，优化设计运载火箭姿态控制系统；

27、2、本发明通过采用模糊pid控制对火箭姿态进行控制，系统超调量更小、响应速度更快，兼具准确性、快速性、稳定性，对于外界干扰也具有较强的鲁棒性，满足实际工程中对于火箭姿态的控制的要求。