CN106200664B - 一种适应长时间失控的姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

一种适应长时间失控的姿态控制方法，属于运载火箭控制技术领域。该方法在起控后，采用角速度控制来减小角速度，为保证三通道角速度快速减小，采用喷管连续开启工作模式，三通道根据角速度方向开启相应喷管，直到角速度减小至0，并在三通道最后一个角速度下降到0附近时，三通道再同时切换至基于姿态角偏差的控制。在姿态角偏差的控制过程中，依据程序四元数和实际四元数，计算箭体系下姿态控制的角偏差。本发明能够快速抑制轨道转移飞行器偏离标准弹道的姿态，保证在全空间姿态指向下飞行器平稳可靠飞行。

Description

一种适应长时间失控的姿态控制方法

技术领域：

本发明涉及一种适应长时间失控的姿态控制方法，属于运载火箭控制技术领域。

背景技术：

轨道转移飞行器与基础级火箭分离后，需要进行长时间失控飞行，并在起控后完成载荷分离任务，之后仍要沿标准弹道程序角飞行。常规手段是采用欧拉角解算模式对姿态角进行结算，但是由于初始姿态角速度存在，在长时间失控飞行过程中，姿态角变化范围大，欧拉角解算模式易因姿态解算奇异而导致姿态控制发散，导致飞行器姿态偏离标准弹道，影响飞行器的平稳可靠飞行。

发明内容：

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种适应长时间失控的姿态控制方法，能够快速抑制轨道转移飞行器偏离标准弹道的姿态，保证在全空间姿态指向下飞行器平稳可靠飞行。

本发明的技术解决方案是：一种适应长时间失控的姿态控制方法，包括如下步骤：

(1)在起控后的每个控制计算周期T内，根据飞行器惯组给出的姿态角增量信息，计算飞行器箭体系三通道的角速度

其中，Δθ_x1、Δθ_y1、Δθ_z1分别为T时间内飞行器箭体系x1、y1、z1通道的角增量,ω_x1GZ、ω_y1GZ、ω_z1GZ分别为T时间内飞行器绕箭体系x1、y1、z1轴的角速度；

(2)根据飞行器转动惯量理论值J_α、喷管推力理论值P_α、喷管到旋转轴距离理论值L_α，计算其中，α＝x1,y1或z1。

(3)将中的最大值记为m_xx，如果Δθ_α≤-m_xx，则开启α通道使负向角速度减小的喷管；如果Δθ_α≥m_xx，则开启α通道使正向角速度减小的喷管；如果|Δθ_α|＜m_xx或Δθ_αΔθ_α,-1＜0，则关闭α通道的喷管，该通道角速度控制结束，不再根据角增量大小Δθ_α控制喷管开启或关闭，其中Δθ_α,-1为前一控制计算周期的角速度；

(4)在x1、y1、z1通道的喷管全部关闭的时刻t_q，根据程序四元数和实际四元数实时计算飞行器箭体系x1、y1、z1通道的姿态角偏差，利用姿态角偏差对飞行器进行控制，使飞行器运行到标准弹道姿态上。

所述步骤(4)中计算姿态角偏差的方法为：

(2.1)利用公式ΔQ＝[Δq₀ Δq₁ Δq₂ Δq₃]^T＝Q^-1οQ_cx计算程序四元数和实际四元数的偏差，其中，Q-¹＝[q₀ -q₁ -q₂ -q₃]^T；

(2.2)如果Δq₀＜0，则令ΔQ＝-ΔQ，否则ΔQ不变；

(2.3)利用公式δθ＝2arccos(Δq₀)计算δθ，如果δθ＜10^-4弧度，则飞行器箭体系x1、y1、z1通道的姿态角偏差Δγ₁、Δψ₁、分别为

如果δθ≥10^-4弧度，则

所述步骤(4)中，利用公式

计算t时刻的实际四元数其中 由t-T时刻实际四元数确定,起飞时刻的实际四元数由初始对准测量得到。

所述步骤(4)中利用四元数固定目标的调姿方法，在线实时计算生成程序四元数其中程序四元数初值设置为全部喷管关闭时刻t_q对应的实际四元数终值为调姿结束时刻t_e对应的程序四元数

其中，为调姿结束时刻t_e对应的弹道程序角，为已知量。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

(1)本发明通过控制通道喷管，能够快速实现角速度减小，从而有效抑制姿态漂离，在角速度控制结束后，采用基于四元数的姿态角偏差计算方法计算箭体系下的角偏差，实现姿态角调姿。从而在起控后，可快速抑制运载器姿态继续偏离标准弹道，并可保证在调姿角度不确定情况下的平稳可靠高精度控制，从而提高运载器飞行适应性。

(2)本发明在姿态角调姿过程中采用基于四元数的在线规划方式实时产生程序四元数，并根据导航不断更新的实时四元数，从而依据程序四元数和实时四元数，利用角速度匀速转动模式，计算箭体系下的姿态角偏差，从而有效避免了采用传统欧拉角解算模式可能会出现解算奇异现象的问题，能够快速抑制轨道转移飞行器偏离标准弹道的姿态，保证了在全空间姿态指向下飞行器平稳可靠飞行。

附图说明：

图1为本发明方法流程图；

图2为飞行器绕箭体系x1、y1、z1轴的角速度曲线；

图3为飞行器箭体系x1、y1、z1通道的姿态角偏差曲线。

具体实施方式：

本发明提出一种适应长时间失控的姿态控制方法，能够快速抑制轨道转移飞行器偏离标准弹道的姿态，保证在全空间姿态指向下飞行器平稳可靠飞行。设计思路如下：

(1)基于姿控喷管的三轴角速度控制方法

轨道转移飞行器失控飞行结束后，姿控喷管开始接收控制指令正常工作，起控后，为尽快抑制姿态角继续漂离，采用角速度控制来减小角速度，为保证三通道角速度快速减小，采用喷管连续开启工作模式，三通道根据角速度方向开启相应喷管，直到角速度减小至0，并在三通道角速度最后一个下降到0附近时，三通道再同时切换至基于角偏差的控制。

(2)调姿过程基于四元数的姿态角偏差计算方法

角速度控制结束后，需要将飞行器快速平稳调整到弹道程序角，采用传统欧拉角解算模式，由于长时间失控影响，欧拉角大小不确定，可能会出现欧拉角解算奇异现象。为此，在姿态角调姿过程中采用基于四元数的在线规划方式实时产生程序四元数，并根据导航不断更新的实时四元数，从而依据程序四元数和实时四元数，利用角速度匀速转动模式，计算箭体系下的姿态角偏差，用于姿态控制。

依据上述思路，本发明的具体步骤如图1所示，内容如下：

(1)在起控后的每个控制计算周期T内，根据飞行器惯组给出的姿态角增量信息，计算飞行器箭体系三通道的角速度

箭体系是以Ox1、0y1、0z1轴表示的直角坐标系，原点0为箭体质心，0x1沿箭体纵轴指向前，0y1轴与0x1垂直并在箭体纵向对称平面内向上，0z1轴由右手法则确定。

其中，Δθ_x1、Δθ_y1、Δθ_z1分别为T时间内飞行器箭体系x1、y1、z1通道的角增量,ω_x1GZ、ω_y1GZ、ω_z1GZ分别为飞行器绕箭体系x1、y1、z1轴的角速度。

(2)根据运载器理论计算的转动惯量J_α、喷管推力P_α、喷管到旋转轴距离L_α，计算其中，α＝x1,y1,z1。

(3)将中的最大值记为m_xx，

(4)如果Δθ_α≤-m_xx，则开启α通道使负向角速度减小的喷管；

(5)如果Δθ_α≥m_xx，则开启α通道使正向角速度减小的喷管；

(6)如果|Δθ_α|＜m_xx或Δθ_αΔθ_α,-1＜0(Δθ_α,-1为前一控制计算周期的角速度)，则关闭相应α通道的喷管，该通道角速度控制结束，不再根据角速度大小Δθ_α控制喷管开启或关闭；

(7)在三组通道的喷管全部关闭的时刻t_q，进入基于姿态角偏差的控制模式，角偏差计算需要根据程序四元数和四元数来计算；

其中，四元数根据(1)中角增量，不断递推计算得到，递推初值为起飞时刻四元数，由初始对准测量得到；相应递推公式为

其中，t表示当前时刻，t-T表示前一计算时刻。为t时刻的实际四元数，由t-T时刻实际四元数确定。

程序四元数根据基于四元数固定目标的调姿方法，在线实时计算生成，该方法是该领域成熟技术，只需要配置初值、终值，以及调姿起始、结束时刻即可，这里初值为全部喷管关闭时刻t_q对应的实际四元数终值为调姿结束时刻t_e对应的程序四元数

其中，为调姿结束时刻t_e对应弹道程序角(转序为)。

根据程序四元数和四元数按照如下公式计算姿态角偏差：

ΔQ＝[Δq₀ Δq₁ Δq₂ Δq₃]^T＝Q^-1οQ_cx

其中，Q^-1＝[q₀ -q₁ -q₂ -q₃]^T。

在上式中，如果Δq₀＜0，则令ΔQ＝-ΔQ，否则ΔQ不变，然后按照如下方式计算姿态角偏差：

首先，计算δθ，有

δθ＝2arccos(Δq₀)

如果δθ＝2arccos(Δq₀)＜0.001°/57.3，则取

否则，

这里，Δψ₁,Δγ₁为姿态角偏差。

利用本发明方法对某飞行器进行长时间失控后的姿态控制仿真，得到飞行器绕箭体系x1、y1、z1轴的角速度曲线如图2所示，飞行器箭体系x1、y1、z1通道的姿态角偏差曲线如图3所示。从图2中角速度ω_x1GZ、ω_y1GZ、ω_z1GZ曲线，可以看出，本发明方法能够快速实现角速度减小，从而有效抑制姿态漂离；从图3中姿态角偏差曲线Δγ₁,Δψ₁,可以看出沿着向弹道姿态规划的路径，姿态角偏差较小，即姿态角平缓过渡到弹道姿态上，控制稳定。说明本发明方法有效可行，可保证飞行器平稳可靠飞行。

实际上，该方法已成功应用于某飞行器实际飞行中长时间失控情形下的姿态控制，并取得圆满成功。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (3)

1.一种适应长时间失控的姿态控制方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)在开始控制后的每个控制计算周期T内，根据飞行器惯组给出的姿态角增量信息，计算飞行器箭体系三通道的角速度

${\mathrm{\ω}}_{z1GZ}=\frac{{\mathrm{\Δ\θ}}_{z1}}{T}$

${\mathrm{\ω}}_{y1GZ}=\frac{{\mathrm{\Δ\θ}}_{y1}}{T}$

${\mathrm{\ω}}_{x1GZ}=\frac{{\mathrm{\Δ\θ}}_{x1}}{T}$

其中，Δθ_x1、Δθ_y1、Δθ_z1分别为T时间内飞行器箭体系x1、y1、z1通道的角增量,ω_x1GZ、ω_y1GZ、ω_z1GZ分别为T时间内飞行器绕箭体系x1、y1、z1通道的角速度；

(2)根据飞行器转动惯量理论值J_α、喷管推力理论值P_α、喷管到旋转轴距离理论值L_α，计算其中，α＝x1,y1或z1。

(3)将中的最大值记为m_xx，如果Δθ_α≤-m_xx，则开启α通道使负向角速度减小的喷管；如果Δθ_α≥m_xx，则开启α通道使正向角速度减小的喷管；如果|Δθ_α|<m_xx或Δθ_αΔθ_α,-1<0，则关闭α通道的喷管，该通道角速度控制结束，不再根据角增量大小Δθ_α控制喷管开启或关闭，其中Δθ_α,-1为前一控制计算周期的角速度；

(4)在x1、y1、z1通道的喷管全部关闭的时刻t_q，根据程序四元数和实际四元数实时计算飞行器箭体系x1、y1、z1通道的姿态角偏差，利用姿态角偏差对飞行器进行控制，使飞行器运行到标准弹道姿态上；

其中，所述步骤(4)中计算姿态角偏差的方法为：

(2.1)利用公式计算程序四元数和实际四元数的偏差，其中，Q^-1＝[q₀ -q₁ -q₂ -q₃]^T；

(2.2)如果Δq₀<0，则令ΔQ＝-ΔQ，否则ΔQ不变；

(2.3)利用公式δθ＝2arccos(Δq₀)计算δθ，如果δθ<10^-4弧度，则飞行器箭体系x1通道的姿态角偏差Δγ₁、y1通道的姿态角偏差Δψ₁、z1通道的姿态角偏差分别为：

如果δθ≥10^-4弧度，则

2.根据权利要求1所述的一种适应长时间失控的姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(4)中，利用公式

${\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ q_1\\ q_2\\ q_3\end{array}\right]}_t={\left[\begin{array}{cccc}{q}_0& -q_1& -q_2& -q_3\\ q_1& q_0& -q_3& q_2\\ q_2& q_3& q_0& -q_1\\ q_3& -q_2& q_1& q_0\end{array}\right]}_{t-T}\&CenterDot;\left[\begin{array}{c}\cos \frac{\mathrm{\&Delta;}\mathrm{\&theta;}}{2}\\ \frac{{\mathrm{\&Delta;\&theta;}}_{x1}}{\mathrm{\&Delta;}\mathrm{\&theta;}}\&CenterDot;\sin \frac{\mathrm{\&Delta;}\mathrm{\&theta;}}{2}\\ \frac{{\mathrm{\&Delta;\&theta;}}_{y1}}{\mathrm{\&Delta;}\mathrm{\&theta;}}\&CenterDot;\sin \frac{\mathrm{\&Delta;}\mathrm{\&theta;}}{2}\\ \frac{{\mathrm{\&Delta;\&theta;}}_{z1}}{\mathrm{\&Delta;}\mathrm{\&theta;}}\&CenterDot;\sin \frac{\mathrm{\&Delta;}\mathrm{\&theta;}}{2}\end{array}\right]$

计算t时刻的实际四元数其中 由t-T时刻实际四元数确定,起飞时刻的实际四元数由初始对准测量得到。

3.根据权利要求1所述的一种适应长时间失控的姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(4)中利用四元数固定目标的调姿方法，在线实时计算生成程序四元数其中程序四元数初值设置为全部喷管关闭时刻t_q对应的实际四元数终值为调姿结束时刻t_e对应的程序四元数

其中，为调姿结束时刻t_e对应的弹道程序角，为已知量。