火箭入軌的大偏航非線性魯棒自適應控制方法①

劉新建，葉成敏，張立佳，盧亮亮，張利賓

(1.國防科技大學 航天與材料工程學院，長沙 410073;2.北京宇航系統與工程研究所，北京 100076)

火箭入軌的大偏航非線性魯棒自適應控制方法①

劉新建1，葉成敏2，張立佳2，盧亮亮2，張利賓2

(1.國防科技大學 航天與材料工程學院，長沙 410073;2.北京宇航系統與工程研究所，北京 100076)

火箭入軌通常是沿標準軌道面的飛行控制，常規發射任務只需側向小偏航角校正，但當今一些特殊的入軌任務要求火箭制導控制能側向大偏航角飛行，以克服較大初始側向偏差對末級火箭入軌的影響。文中提出了一種末級火箭的側向大偏航非線性自適應組合制導控制方法，結合土星-5火箭IMG方法和航天飛機LTG方法各自的優點，進行了大偏航角的非線性耦合補償修正，并對動力飛行過程的迭代算法進行了魯棒穩定性改造。基于姿態噴嘴開關控制的六自由度數值仿真表明，提出的控制策略和算法簡單可靠、穩定性好、精度高，在火箭入軌控制和空間飛行器變軌控制中具有參考和應用價值。

火箭入軌;制導與控制;自適應控制;大偏航非線性控制;空間快速響應

0 引言

未來空間運輸和空間應急救援等快速響應任務，對火箭大偏航控制方法提出了特殊需求，如空間飛行器末級火箭如果具有一次性直接入軌控制能力，可大大縮短入軌時間，幾小時內可實現從200 km低軌到上萬公里高軌的直接快軌運輸，但200 km基礎級火箭分離的初始偏差，經過幾個小時的滑行，速度誤差對位置具有累計放大效應，尤其是側向偏差需大偏航角的控制才能校正軌道平面。……