基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的小型固體火箭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證①

李 彤，張士峰，楊華波，張銀輝

(國防科技大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長沙 410073)

基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的小型固體火箭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證①

李 彤，張士峰，楊華波，張銀輝

(國防科技大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長沙 410073)

以自研小型固體火箭為對象，基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，對三通道姿態(tài)控制器進(jìn)行了設(shè)計(jì)及驗(yàn)證。建立了以攻角、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角為控制目標(biāo)的積分鏈狀態(tài)空間模型;結(jié)合擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，應(yīng)用極點(diǎn)配置法對三通道姿態(tài)控制器進(jìn)行了魯棒設(shè)計(jì);通過數(shù)值仿真和半實(shí)物仿真，結(jié)合拉偏分析，對控制器設(shè)計(jì)進(jìn)行校核，證明了設(shè)計(jì)的有效性和魯棒性;通過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了控制器性能，跟蹤結(jié)果符合仿真分析，基本無延時(shí)、無靜差，證明了該方法的可行性和工程應(yīng)用價(jià)值。

小型固體火箭;姿態(tài)控制器;擴(kuò)張狀態(tài)觀測器;半實(shí)物仿真;飛行試驗(yàn)

0 引言

固體火箭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)是一個(gè)傳統(tǒng)難題。經(jīng)典的線性設(shè)計(jì)方法［1］以其簡易性和工程可行性已應(yīng)用至今，通過對飛行包線特征點(diǎn)控制器設(shè)計(jì)，并進(jìn)行增益調(diào)度而實(shí)現(xiàn)全局性能，但控制器參數(shù)人工整定需耗費(fèi)一定時(shí)間和人力資源。隨著固體火箭機(jī)動(dòng)性不斷提高，非線性對火箭動(dòng)力學(xué)特性影響愈加明顯，傳統(tǒng)線性方法已難以滿足要求，非線性設(shè)計(jì)方法應(yīng)運(yùn)而生，如動(dòng)態(tài)逆、滑模變結(jié)構(gòu)、魯棒 H∞設(shè)計(jì)等［2－4］，在仿真中得到了令人滿意的性能。然而，由于模型和環(huán)境參數(shù)以及擾動(dòng)的不確定性，非線性設(shè)計(jì)方法往往難以保證魯棒性要求，因此在實(shí)際工程應(yīng)用中受到了較強(qiáng)制約。

由韓京清［5］最早提出的擴(kuò)張狀態(tài)觀測器技術(shù)很好地解決了這一問題，通過擴(kuò)張狀態(tài)觀測器對內(nèi)外擾動(dòng)和不確定性實(shí)時(shí)估計(jì)和補(bǔ)償，保證系統(tǒng)魯棒性。同時(shí)，結(jié)合線性設(shè)計(jì)方法，可大大簡化控制器設(shè)計(jì)復(fù)雜度，有效利用了經(jīng)典方法和現(xiàn)代控制理論的優(yōu)勢。Talole S E及其團(tuán)隊(duì)［6－7］基于擴(kuò)張觀狀態(tài)測器分別對戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)通道和俯仰通道進(jìn)行了控制器設(shè)計(jì)，在考慮干擾和不確定因素下對比了該方法與傳統(tǒng)PID控制、最優(yōu)控制、反饋線性化控制、滑?？刂埔约邦A(yù)測控制等控制設(shè)計(jì)方法，驗(yàn)證了該方法的可行性和優(yōu)越性。然而，該方法目前的應(yīng)用多基于非線性模型反饋線性化，這在一定程度上增加了實(shí)現(xiàn)難度，且該方法尚停留在理論研究和仿真階段，在飛行器工程應(yīng)用中并無先例。

目前，國內(nèi)外很多大學(xué)積極進(jìn)行小型火箭的研究，如美國普渡大學(xué)的SHLV［8］、北京航空航天大學(xué)的“北航2號(hào)”［9］等?！疤旌健毕盗行⌒凸腆w火箭由國防科技大學(xué)自主研發(fā)，由動(dòng)力、氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、回收、GNC等系統(tǒng)組成，研制過程包含火箭設(shè)計(jì)、制造、測試和飛行試驗(yàn)的完整生命周期，具有研制耗時(shí)短、成本低、功能多樣化等特點(diǎn)。

本文將以“天航二號(hào)”小型固體火箭為對象，基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，對三通道姿態(tài)控制器進(jìn)行設(shè)計(jì)，在給出工程實(shí)現(xiàn)途徑的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步對控制器性能進(jìn)行驗(yàn)證。首先建立三通道數(shù)學(xué)模型，其次結(jié)合擴(kuò)張狀態(tài)觀測器對三通道姿態(tài)控制器進(jìn)行魯棒設(shè)計(jì)，而后通過數(shù)值仿真和半實(shí)物仿真校驗(yàn)控制器性能，最后通過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證控制器設(shè)計(jì)效果。

1 數(shù)學(xué)模型

擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的應(yīng)用需建立積分鏈型數(shù)學(xué)模型［5］，而以往的研究［7］多基于非線性模型的反饋線性化，由于非線性模型的獲取及反饋線性化的計(jì)算過程較為復(fù)雜，如將高階氣動(dòng)數(shù)組進(jìn)行非線性擬合、計(jì)算系統(tǒng)狀態(tài)高階微分量等，這都將極大增加方法的實(shí)現(xiàn)難度。為此，本文結(jié)合傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法，在獲取簡化三通道傳遞函數(shù)基礎(chǔ)上，建立積分鏈形式的狀態(tài)空間模型，可極大簡化設(shè)計(jì)復(fù)雜度。

1.1 姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型及線性化

“天航二號(hào)”小火箭采用“×·－”布局軸對稱氣動(dòng)外形，外形如圖1所示。

圖1“天航二號(hào)”小型固體火箭Fig.1 Physical map of“SkyFly II”small solid rocket

小火箭飛行高度不超過1 km，飛行速度為亞聲速，因此根據(jù)文獻(xiàn)［10］，為簡化模型以實(shí)現(xiàn)線性化，可作如下假設(shè):

(1)只考慮彈體姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程，忽略質(zhì)心運(yùn)動(dòng)和長周期運(yùn)動(dòng)參數(shù)如速度、重力等對姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的影響。

(2)側(cè)向運(yùn)動(dòng)姿態(tài)參數(shù)、側(cè)向操縱機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)角以及縱向姿態(tài)參數(shù)(俯仰角和速度傾角除外)為小量，略去它們之間的乘積以及這些參數(shù)與其他小量的乘積，將它們的三角函數(shù)關(guān)系式用近似式表示。

(3)忽略洗流延遲及馬格努斯力矩作用，只考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)的偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生力矩對彈體姿態(tài)的影響，忽略所產(chǎn)生氣動(dòng)力對質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的影響。

(4)忽略偏航和滾轉(zhuǎn)的交叉耦合作用。

由此，采用小擾動(dòng)線性化和固化系數(shù)法，可得三通道解耦的小擾動(dòng)線性化姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程。

縱向姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程:

式中 α、β、γ分別為攻角、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角;ωx1、ωy1、ωz1為彈體角速度在彈體系內(nèi)三軸上的分量;δx、δy、δz分別為俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道的舵偏指令;ɑij、bij為氣動(dòng)相關(guān)動(dòng)力學(xué)系數(shù)。

式中 Y、Z分別為升力和側(cè)力;Jx、Jy、Jz分別為三軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;Mx1、My1、Mz1為氣動(dòng)力矩在彈體系三軸上的分量;m為質(zhì)量;V為速度;上標(biāo)代表對相應(yīng)變量的偏導(dǎo)數(shù)。

1.2 狀態(tài)空間的建立

“天航二號(hào)”小火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)采用三通道控制策略。俯仰通道采用攻角跟蹤控制，偏航通道和滾轉(zhuǎn)通道分別采用側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角穩(wěn)定控制。由式(1)和式(2)，通過拉氏變換，可得三通道傳遞函數(shù)如下。

俯仰通道:

可見，在不考慮舵機(jī)系統(tǒng)的情況下，三通道傳遞函數(shù)均為二階，為方便擴(kuò)張狀態(tài)觀測器設(shè)計(jì)，可將其轉(zhuǎn)化為積分鏈形式的狀態(tài)空間實(shí)現(xiàn)。

由此，三通道建立了積分鏈型狀態(tài)空間模型。下文將針上述系統(tǒng)，進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)。

2 姿態(tài)控制器的設(shè)計(jì)

2.1 擴(kuò)張狀態(tài)觀測器

擴(kuò)張狀態(tài)觀測器是在狀態(tài)觀測器的基礎(chǔ)上，將影響系統(tǒng)的外部擾動(dòng)、模型不確定性、非線性等作用因素視為一個(gè)總的等效擾動(dòng)，并將其擴(kuò)展成一個(gè)新的狀態(tài)變量，利用觀測器對等效擾動(dòng)進(jìn)行估計(jì)，從而便于實(shí)現(xiàn)擾動(dòng)的實(shí)時(shí)補(bǔ)償。

對于一個(gè)n階單輸入單輸出積分鏈系統(tǒng)如下:

式中 fo(·)為已知的系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)關(guān)于狀態(tài)變量的線性主干部分;Δf(·)為未知的非線性和擾動(dòng)部分;bo為輸入增益的最優(yōu)有效估值;Δb為輸入增益的不確定性。

定義總的擾動(dòng)為d·Δf+Δbu，并將其擴(kuò)張為系統(tǒng)一個(gè)新狀態(tài)變量xn+1，則系統(tǒng)狀態(tài)方程可寫為

2.2 控制器綜合設(shè)計(jì)

基于簡化的小火箭三通道二階積分鏈系統(tǒng)模型，控制器的設(shè)計(jì)可采用統(tǒng)一方法，具有一致性。穩(wěn)定控制可視為參考輸入為0的跟蹤控制，在小擾動(dòng)方程基礎(chǔ)上，將跟蹤偏差作為狀態(tài)量，并將由此產(chǎn)生的模型偏差視為擾動(dòng)的一部分。針對如下狀態(tài)空間模型:

式中 Bd為擾動(dòng)輸入矩陣;d為總的等效擾動(dòng)。

控制器可應(yīng)用極點(diǎn)配置法進(jìn)行設(shè)計(jì)，以保證控制器的收斂性，則狀態(tài)反饋為

由此，同樣應(yīng)用極點(diǎn)配置可設(shè)計(jì)線性擴(kuò)張狀態(tài)觀測器如下:

通常情況下，系統(tǒng)(12)并不能保證是全狀態(tài)可用的。因此，擴(kuò)張狀態(tài)觀測器不僅為狀態(tài)反饋提供了狀態(tài)觀測量，同時(shí)也對擾動(dòng)進(jìn)行了實(shí)時(shí)估計(jì)，可通過控制輸入在線補(bǔ)償。故綜合控制律可設(shè)計(jì)如下:

控制器結(jié)構(gòu)圖如圖2所示。其中，r(t)為參考指令信號(hào)，λ(t)為相應(yīng)的受控姿態(tài)角信號(hào)?？梢?，控制器設(shè)計(jì)同時(shí)保證了性能和魯棒性，且僅需要單一測量觀測量。

圖2 控制器設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Configuration of the designed controller

2.3 穩(wěn)定性分析

針對上述控制器設(shè)計(jì)，可定義擴(kuò)張狀態(tài)觀測器觀測誤差向量為

3 數(shù)值仿真

3.1 仿真模型及彈道設(shè)計(jì)

仿真模型基于MATLAB/SIMULINK搭建，根據(jù)文獻(xiàn)［10］中發(fā)射系下質(zhì)心動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程和彈體系下姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程及轉(zhuǎn)換關(guān)系，建立了小火箭六自由度仿真模型。

可見，舵機(jī)帶寬為10 Hz。根據(jù)舵機(jī)性能指標(biāo)，其死區(qū)為 0.1°，轉(zhuǎn)速限制為 200°/s，最大偏轉(zhuǎn)角度為 20°。

氣動(dòng)模型采用基于氣動(dòng)計(jì)算和工程估算的以攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)和4個(gè)舵偏角為變量的7維數(shù)據(jù)插值表。

推力模型采用基于單室雙推力固體發(fā)動(dòng)機(jī)地面實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)插值，由于小火箭飛行高度較低，可保證其推力變化與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)基本一致。

敏感裝置采用高精度MEMS慣組和GPS組合導(dǎo)航，姿態(tài)和位置信息由導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)時(shí)解算。

彈道設(shè)計(jì)攻角指令采用先下壓后上拉方案，并按如下正弦平滑處理:

式中 αm為攻角最大絕對值;t1、t2為信號(hào)起始和結(jié)束時(shí)間;tm1、tm2為信號(hào)達(dá)到最大絕對值的時(shí)間。

這里分別取 αm為－5°和 5°，t1為 3 s和 13 s，t2為11 s和 21 s，tm1為 6 s和 16 s，tm2為 8 s和 18 s。

圖3給出了設(shè)計(jì)彈道的主要參數(shù)。可見，小火箭發(fā)射角為75°，最大高度約為600 m，射程約為1 000 m，最大馬赫數(shù)約為 0.35。

三通道姿態(tài)控制器結(jié)構(gòu)參考圖2設(shè)計(jì)，根據(jù)舵機(jī)性能和控制要求，結(jié)合工程經(jīng)驗(yàn)，為保證攻角跟蹤精度，令攻角控制器系統(tǒng)極點(diǎn)均配置在1 Hz(2π rad/s)。為克服偏航和滾轉(zhuǎn)通道間耦合作用影響，可設(shè)計(jì)滾轉(zhuǎn)角控制系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性快于側(cè)滑角控制系統(tǒng)，因此側(cè)滑角控制極點(diǎn)均配置在0.5 Hz，滾轉(zhuǎn)角控制均配置在0.75 Hz。同時(shí)，為保證穩(wěn)定性要求，將相應(yīng)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器極點(diǎn)配置在8倍于閉環(huán)系統(tǒng)極點(diǎn)，即8、4、6 Hz。攻角、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角觀測量可由導(dǎo)航解算實(shí)時(shí)獲取。

圖3 設(shè)計(jì)彈道主要參數(shù)圖Fig.3 Variation of the main parameters in designed trajectory

3.2 控制器參數(shù)選擇

三通道控制器設(shè)計(jì)性能要求滿足調(diào)整時(shí)間不大于1 s，超調(diào)量小于5%，穩(wěn)態(tài)誤差小于1%。根據(jù)設(shè)計(jì)彈道，可選取1.66 s發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)刻各參數(shù)值作為控制器設(shè)計(jì)模型參數(shù)。表1給出了控制器設(shè)計(jì)所需的動(dòng)力學(xué)系數(shù)。

表1 1.66 s時(shí)刻相關(guān)動(dòng)力學(xué)系數(shù)參數(shù)值Table 1 Values of the dynamic parameters at 1.66 s

3.3 數(shù)值仿真結(jié)果

數(shù)值仿真步長設(shè)為1 ms，積分算法設(shè)為4階龍格庫塔法。額定狀態(tài)無擾條件下仿真結(jié)果如圖4所示。等效擾動(dòng)實(shí)際值可根據(jù)系統(tǒng)(12)按下式求取:

由圖4可看出，在無擾條件下，三通道姿態(tài)跟蹤誤差幾乎為0，控制器控制精度高，響應(yīng)迅速無超調(diào)，擴(kuò)張狀態(tài)觀測器對擾動(dòng)進(jìn)行了較為精確的估計(jì)，成功補(bǔ)償了模型非線性和未建模動(dòng)態(tài)特性(如舵機(jī)環(huán)節(jié)等)的影響，控制指令和舵偏角均在10°以內(nèi)，仿真結(jié)果令人滿意，驗(yàn)證了控制器的可行性。

圖4 無擾條件下數(shù)值仿真結(jié)果Fig.4 Result of the numerical simulation without uncertainty

圖5給出了一組極限拉偏條件下數(shù)值仿真結(jié)果，考慮氣動(dòng)力+20%，氣動(dòng)力矩－20%，密度－10%，三軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量+10%，質(zhì)量+10%;舵機(jī)阻尼和自然頻率－20%的偏差;翼安裝偏差引起俯仰力矩系數(shù)+0.01偏差;尾舵安裝偏差引起滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)附加+0.02偏差，初始發(fā)射角+3°偏差，初始滾轉(zhuǎn)角速度+5°/s偏差;GPS單點(diǎn)定位噪聲－0.5～0.5 m，加表噪聲均值為 0，零偏穩(wěn)定性 0.002 g;陀螺儀噪聲均值為 0，零偏穩(wěn)定性 0.005°/s，水平風(fēng)10 m/s與射向135°夾角。由圖5可知，在拉偏條件下，控制器控制效果較好，抑制了擾動(dòng)和模型偏差以及噪聲影響，具有較強(qiáng)魯棒性，滿足基本要求。攻角跟蹤仍較為精確，滾轉(zhuǎn)角控制克服了尾舵安裝偏差影響，控制效果無靜差。側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角受耦合作用影響，出現(xiàn)了較小振蕩，但總體結(jié)果仍令人滿意，控制指令滿足舵機(jī)性能要求，控制器設(shè)計(jì)滿足要求，進(jìn)一步驗(yàn)證了控制器有效性。

圖5 拉偏條件下數(shù)值仿真結(jié)果圖Fig.5 Result of the numerical simulation with uncertainties considered

4 半實(shí)物仿真

小火箭半實(shí)物仿真平臺(tái)在文獻(xiàn)［12］基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)搭建，如圖6所示。彈載計(jì)算機(jī)采用TMS320F28335型DSP控制器，平臺(tái)基于 dSPACE實(shí)時(shí)仿真機(jī)的RS4201S串口板卡，其中3個(gè)通道采用RS422方式與轉(zhuǎn)臺(tái)控制串口相連，實(shí)現(xiàn)對轉(zhuǎn)臺(tái)的控制;一個(gè)通道采用RS232串口方式與DSP相連，傳送DSP接收的舵機(jī)控制反饋信號(hào)。另外，MEMS慣組和DSP安裝在轉(zhuǎn)臺(tái)上，DSP采用RS232串口方式與舵機(jī)控制器相連，以實(shí)現(xiàn)對舵機(jī)的控制以及對舵機(jī)反饋信號(hào)的接收;MEMS慣組與DSP相連，DSP通過A/D模塊進(jìn)行采集，實(shí)時(shí)測量轉(zhuǎn)臺(tái)角度。

半實(shí)物仿真SIMULINK模型設(shè)置與數(shù)值仿真基本一致，除去舵機(jī)與陀螺儀仿真模型，DSP控制周期為5 mm。圖7給出了一組極限拉偏條件下半實(shí)物仿真結(jié)果，考慮氣動(dòng)力－20%，氣動(dòng)力矩+20%，密度+10%，三軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量－10%，質(zhì)量－10%;翼安裝偏差引起俯仰力矩系數(shù)+0.01偏差;尾舵安裝偏差引起滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)附加+0.02偏差，初始發(fā)射角－3°偏差，初始滾轉(zhuǎn)角速度－5°/s偏差;GPS 單點(diǎn)定位噪聲－0.5～0.5 m，加表噪聲均值為0，零偏穩(wěn)定性0.002 g，水平風(fēng)10 m/s與射向45°夾角。

圖6 小火箭半實(shí)物仿真平臺(tái)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Structure diagram of hardware-in-the-loop simulation platform of small rocket

圖7 拉偏條件下半實(shí)物仿真結(jié)果圖Fig.7 Result of the hardware-in-the-loop simulation with uncertainties considered

如圖7所示，拉偏條件下控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真結(jié)果基本滿足要求。攻角跟蹤在上拉過程中出現(xiàn)了一定抖動(dòng)，但整體跟蹤效果良好，側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角均能快速克服擾動(dòng)，在較小范圍內(nèi)保持穩(wěn)定?？刂浦噶顫M足舵機(jī)性能要求，由于舵機(jī)反饋信號(hào)存在噪聲，對控制器性能有一定影響。整體而言，姿態(tài)控制系統(tǒng)性能滿足要求，具有較好魯棒性。

5 飛行試驗(yàn)

在仿真驗(yàn)證基礎(chǔ)上，成功進(jìn)行了“天航二號(hào)”飛行試驗(yàn)。小火箭經(jīng)現(xiàn)場組裝測試后，應(yīng)用發(fā)射架進(jìn)行發(fā)射，在22 s時(shí)實(shí)施程序開傘并回收，成功對相關(guān)各項(xiàng)技術(shù)進(jìn)行了驗(yàn)證。飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)由彈載電臺(tái)發(fā)送，遙測電臺(tái)實(shí)時(shí)接收。圖8給出了飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)經(jīng)分析處理后的三通道姿態(tài)控制結(jié)果。

圖8 飛行試驗(yàn)姿態(tài)控制結(jié)果Fig.8 Performance of the attitude controllerin the flight-test

根據(jù)圖8可知，飛行試驗(yàn)得到了令人滿意的結(jié)果，與數(shù)值仿真和半實(shí)物仿真基本一致，驗(yàn)證了仿真分析的有效性。攻角基本無延時(shí)無差跟蹤，由圖8(b)中側(cè)滑角曲線可知，側(cè)向存在一定初始擾動(dòng)，由圖8(c)中滾轉(zhuǎn)角曲線可知，尾舵存在與拉偏分析中相反的安裝誤差。飛行試驗(yàn)充分驗(yàn)證了控制器性能，控制器設(shè)計(jì)滿足要求，實(shí)現(xiàn)了預(yù)定的控制效果，具有工程可行性。

6 結(jié)論

(1)仿真與飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，所設(shè)計(jì)控制器在無擾、拉偏和實(shí)際飛行中均能達(dá)到令人滿意的效果，跟蹤無靜差、無延時(shí)、無超調(diào)，對各種擾動(dòng)具有較強(qiáng)的魯棒性。該方法建立在傳遞函數(shù)基礎(chǔ)上，并應(yīng)用線性設(shè)計(jì)方法，充分結(jié)合了傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法和現(xiàn)代控制理論;三通道設(shè)計(jì)統(tǒng)一一致，且控制器本身僅需要單一觀測量，對模型和擾動(dòng)信息依賴較小，單點(diǎn)控制器設(shè)計(jì)即可滿足全局控制跟蹤性能，極大簡化了控制器設(shè)計(jì)的復(fù)雜度和應(yīng)用限制條件。

(2)本文通過小型固體火箭三通道姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)、仿真和飛行試驗(yàn)的完整周期，驗(yàn)證了本文設(shè)計(jì)方法的可行性和魯棒性，提供了工程實(shí)現(xiàn)途徑和工程應(yīng)用先例，進(jìn)一步說明該方法在工程領(lǐng)域具有較高應(yīng)用價(jià)值，也為相關(guān)控制器設(shè)計(jì)提供了借鑒，具有廣泛的應(yīng)用前景與一定實(shí)踐意義。

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(編輯:呂耀輝)

Extended state observer based small solid rocket control system design and validation

LI Tong，ZHANG Shi-feng，YANG Hua-bo，ZHANG Yin-hui
(College of Aerospace Science and Technology，National University of Defense Technology，Changsha 410073，China)

The design and validation for the three-channel attitude controller of a self-developed small solid rocket based on the extended state observer approach were presented.The integral-chain state space model was established for the control design of the angle of attack，angle of sideslip and roll angle;Combined with the extended state observer，the pole placement was applied to the robust design of the three-channel attitude controller;Through numerical and hardware-in-the-loop simulation with uncertainties considered，the effectiveness and robustness of the controller were illustrated and verified.The performance of the controller was validated by flight-test with results of nearly no time delay or state error conforming to the simulation，which illustrates the feasibility and the engineering application value.

small solid rocket;attitude controller;extended state observer;hardware-in-the-loop simulation;flight-test

V448

A

1006-2793(2014)06-0749-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2014.06.003

2014-07-29;

2014-09-25。

國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)研究生創(chuàng)新資助項(xiàng)目(S140104)。

李彤(1989—)，男，碩士生，研究方向?yàn)轱w行器動(dòng)力學(xué)與控制。E-mail:li.tong.1202@gmail.com