CN106444807B - 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法，包括以下步骤：S1、对原始气动数据进行插值计算得到气动导数；S2、根据所述气动导数计算弹体动力系数，并分析得到弹体稳定性指标和操纵性指标；S3、在上述气动性能分析的基础上，分别进行基于侧喷流、栅格舵的校正网络设计，并设计相应的陷波滤波器，以减小弹性振动的影响，设计时考虑弹体稳定性指标和操纵性指标。S4、在校正网络设计、陷波滤波器设计的基础上，按控制效率对栅格舵与侧喷流这两种执行机构进行复合控制分配策略设计。本发明方法通过对栅格舵与侧喷流复合控制，实现了对运载火箭姿态的稳定控制。
Description
技术领域
本发明属于航天飞行器姿态控制技术领域，更具体地，涉及一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法。
背景技术
近年来应急空间技术得到了很大的发展，这对低成本固体运载火箭提出了更多的需求。为了减小起飞重量，达到运载火箭小型化的目的，在运载火箭一级可采用栅格舵作为全动舵面进行姿态稳定控制。栅格舵具有控制效率高，控制铰链力矩小的优点。但是在运载火箭起飞初始段，由于动压很小，栅格舵控制效率很低，无法克服干扰力矩的影响使运载火箭稳定飞行，因此在起飞初始段，采用栅格舵+侧喷流复合控制的方式，既增强控制能力达到控制效果，又能节省能量。
栅格舵技术起源于俄罗斯，已在俄罗斯R-77空空导弹等众多型号上成功应用，优势明显，具有广阔的应用前景。在国内，神舟飞船逃逸塔也采用了栅格翼稳定控制方案。相对于平面舵，栅格翼阻力稍大，但具有外廓尺寸小、承载性能好、易于实现折叠的优点，可以较好的满足小型固体运载火箭的稳定控制要求。侧喷流(RCS)控制通过高速喷射质量，来获得控制力矩，具有直接产生控制力、响应速度快、使用不受环境限制等优势。目前在国内多个运载火箭上得到成功应用。
目前，对于固体运载火箭的姿态稳定控制，国内尚无应用栅格舵与侧喷流复合姿态控制的先例。由栅格舵和侧喷流的原理可知，一套是离散控制机构，另一套是连续控制机构，如何对这个混合的控制系统进行设计是需要解决的问题。
因此需提出一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法，以满足固体运载火箭姿态控制的需求。
发明内容
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法，以实现对运载火箭姿态的稳定控制。
为实现上述目的，按照本发明，提供了一种栅格舵与侧喷流姿态控制方法，所述方法包括以下步骤：
S1、对原始气动数据进行插值计算得到气动导数；
S2、根据所述气动导数计算弹体动力系数，进而获得到弹体稳定性指标和操纵性指标；
S3、在上述弹体稳定性指标和操纵性指标的基础上，分别进行基于侧喷流、栅格舵的校正网络设计，并设计相应的陷波滤波器，以减小弹性振动的影响，
S4、在校正网络设计、陷波滤波器设计的基础上，按控制效率分别对栅格舵执行机构与侧喷流执行机构进行复合控制分配策略设计。
作为进一步优选地，所述步骤S1中，所述原始气动数据包括：阻尼力矩系数、俯仰力矩系数对攻角的导数、俯仰力矩系数对舵偏角的导数、偏航力矩系数对侧滑角的导数、偏航力矩系数对舵偏角的导数、侧力系数对侧滑角的导数以及侧力系数对舵偏角的导数。
作为进一步优选地，所述步骤S2中，根据动力系数分析稳定性和操纵性具体为，根据俯仰力矩系数对攻角的导数和俯仰力矩系数对舵偏角的导数及相应的弹道参量，计算弹体的动力系数b2和b3，其中，b2表征弹体的静稳定性，b3表征导弹执行机构控制效率。
作为进一步优选地，所述步骤S3中的陷波结构滤波器为：
其中，所述Δψ为俯仰姿态角偏差，Δψlb为经俯仰通道陷波滤波器输出的俯仰通道姿态角偏差，当参数K分别取0、1和2时，参数A0、A1、A2、B1、B2为滤波器网络参数，参数A0、A1、A2、B1、B2在考虑频率特性的基础上进行选择,z为通用的离散化因子。
作为进一步优选地，所述步骤S4中，所述校正网络包括俯仰、偏航校正网络和滚动通道校正网络，
所述俯仰、偏航校正网络输出为：其中，为俯仰、偏航校正网络输出，所述Δψlb为经俯仰通道陷波滤波器网络输出的俯仰通道的姿态角偏差，Δψ为俯仰、偏航姿态角偏差，当参数K分别取0、1、2以及3时，参数C0、C1、C2、C3、D1、D2、D3为俯仰通道校正网络参数，z为通用的离散化因子；
所述滚动通道校正网络输出为：其中，Uγ为滚动通道校正网络输出，Δγ为滚动通道的姿态角偏差，z为通用的离散化因子，当参数K分别取0、1、2以及3时，参数E0、E1、E2、E3、F1、F2、F3均为滚动通道校正网络参数。
作为进一步的优选，所述步骤S4中，在校正网络设计、陷波滤波器设计的基础上，根据控制效率对栅格舵与侧喷流这两种执行机构进行复合控制分配策略设计，主要包括时间分配与控制分配，
其中，时间分配为：设栅格舵与侧喷流复合姿态控制开始时间为0秒，将整个控制过程分为三段，第一段为侧喷流控制(0～t1)，第二段为侧喷流与栅格舵复合控制(t1～t2)，第三段为栅格舵控制(t2～t3)，其中，t1、t2以及t3分别表示不同的控制时刻。
控制分配为：将栅格舵系统与侧喷流两者作为一套执行机构，控制量分别进入栅格舵控制网络与侧喷流控制网络，分别输出控制力矩，共同完成姿态控制。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，主要具备以下的技术优点：
本发明栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法通过将栅格舵和侧喷流组合为一套执行机构，合理进行控制策略分配，并设计相应的陷波滤波器(结构滤波器)和校正网络，使得控制效率得到大大增强。应用本发明方法，解决了复合控制分配策略设计的问题，可实现栅格舵与侧喷流对运载火箭姿态实施复合控制，满足了姿态稳定的指标要求，并具有良好的稳定品质。
附图说明
图1是本发明实施例的栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法流程图；
图2为本发明栅格舵与侧喷流控制分配策略原理图；
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
图1为本发明栅格舵姿态控制方法流程图。如图1所示，本发明方法包括以下步骤：
S1、对原始气动数据进行插值计算得到气动导数；
S2、根据所述气动导数计算获得弹体动力系数，由所述弹体动力学参数获得弹体稳定性指标和操纵性指标；
S3、在上述气动性能分析的基础上，分别进行基于侧喷流、栅格舵的校正网络设计，并设计相应的陷波滤波器，以减小弹性振动的影响，设计时考虑弹体稳定性指标和操纵性指标。
S4、在校正网络设计、陷波滤波器设计的基础上，按控制效率对栅格舵与侧喷流这两种执行机构进行复合控制分配策略设计。
图1是本发明实施例的栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法流程图，图1中，1为输入的总体数据，包括弹道数据、气动数据、弹性弹体数据以及发动机数据，2为输入的气动数据，3为气动数据经过插值计算得到的动力系数，4为计算输出的动力系数，5为建立的弹性弹体动力学模型(包括弹体传递函数、弹性振动传递函数模型)，6为设计的陷波滤波器，7为设计的校正网络，5、6、7过程构成闭环控制网络，8为栅格舵和侧喷流控制策略设计，9为数学仿真结果输出，进行数据判读，10为进行判断，如果数据正确，则设计过程结束，如果数据错误，则进行过程11，进行改进设计，直到仿真结果满足指标要求。
上述步骤S 1中，栅格舵原始气动数据由总体部门提供，本发明一个优选实施例中，对气动数据采用四维差值，插值算法如下：
X＝[X1,X2,X3…Xm]；
Y＝[Y1,Y2,Y3…Yn]；
Z＝[Z1,Z2,Z3…Zk]；
W＝[W1,W2,W3…Wl]；
B＝reshape(A,m,n,k,l)；
其中，A为原始气动导数，X、Y、Z、W为参与插值的变量，X、Y、Z、W通常从总攻角、马赫数、舵偏角、攻角和侧滑角中选取，m、n、k、l分别为变量X、Y、Z、W长度，根据气动专业提供数据得到，A通过插值计算后即得到B。
上述步骤S2中，根据所述插值后气动导数计算弹体动力系数，并分析得到弹体稳定性指标和操纵性指标。对俯仰、偏航、滚动三通道分别进行弹体动力系数计算。
其中，动力系数b2表征弹体的静稳定性，它是火箭攻角变化一个单位时所引起的绕弹体Z轴转动的角加速度的增量，b3表征舵效率系数，它是操纵面偏转一单位增量时所引起的导弹角加速度的增量。通过对b2、b3的分析，可得到弹体稳定性和操纵性，弹体的操纵性满足b3＞b2。
上述步骤S3中，用频域分析法进行结构滤波器参数与校正网络参数设计。滤波器网络参数与校正网络参数运用经典控制理论中的频域分析法选取，根据俯仰通道的特性及偏航通道动力系数，使得栅格舵姿态控制系统满足幅值域度大于6dB,相角域度大于45°。
在校正网络设计时，需要将设计好的校正网络参数代入栅格舵姿态仿真控制系统进行数学仿真验证，在数学仿真中可查看姿态角、姿态角偏差、姿态角速率随时间变化的曲线图，总体部门对这三个变量的正常范围提出了具体指标。
如果仿真结果显示变量在指标范围内，则说明设计是正确的；如果仿真结果显示变量超出指标范围内，则说明设计需要改进的，需要重新设计步骤S3中的网络参数等，直到仿真结果满足总体提的指标要求为止。
上述步骤S4中，在校正网络设计、陷波滤波器设计的基础上，根据控制效率对栅格舵与侧喷流这两种执行机构进行复合控制分配策略设计。主要包括时间分配与控制分配。
其中时间分配为：设栅格舵与侧喷流复合姿态控制开始时间为0秒，将整个控制过程分为三段，第一段为侧喷流控制(0～t1)，第二段为侧喷流与栅格舵复合控制(t1～t2)，第三段为侧喷流与侧喷流复合控制(t2～t3)。控制分配为：将栅格舵系统与侧喷流两者作为一套执行机构，控制量分别进入栅格舵控制网络与侧喷流控制网络，分别输出控制力矩，共同完成姿态控制。
通过数学仿真试验和半实物仿真试验，可验证姿态控制方法网络参数设计的正确性，在仿真试验中设置各种拉偏条件，可检验姿态控制系统的鲁棒性以及稳定品质。
图2为栅格舵与侧喷流控制分配策略原理图，在该原理图中，参数的含义分别为：为标准程序角，为俯仰姿态角偏差，为姿态角。在运载火箭起飞初始段，速度低，空气密度小，气动力将对运载火箭产生重要影响。在初期阶段栅格舵控制效率低，因此侧喷流会在控制中起到主导作用，当空气密度增加，栅格舵的控制能力逐渐增强，于是栅格舵逐渐放开权限，两者一起对飞行器进行控制，逐渐过渡直至侧喷流退出控制。
由侧喷流和栅格舵的控制原理可知，一套是离散控制机构，另一套是连续控制机构，按照图2设计的控制结构主要是对这个混合的控制系统进行设计。将栅格舵系统与侧喷流两者作为一套执行机构，控制量分别进入栅格舵控制网络与侧喷流控制网络，分别输出控制力矩，共同完成姿态控制。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
S1、对原始气动数据进行插值计算得到气动导数；
S2、根据所述气动导数计算弹体动力系数，进而获得到弹体稳定性指标和操纵性指标；
S3、在上述弹体稳定性指标和操纵性指标的基础上，分别进行基于侧喷流、栅格舵的校正网络设计，并设计相应的陷波滤波器，以减小弹性振动的影响，
S4、在校正网络设计、陷波滤波器设计的基础上，按控制效率分别对栅格舵执行机构与侧喷流执行机构进行复合控制分配策略设计，复合控制分配策略设计包括时间分配与控制分配，
其中，时间分配为：设栅格舵与侧喷流复合姿态控制开始时间为0秒，将整个控制过程分为三段，0～t1为第一段，第一段为侧喷流控制，t1～t2为第二段，第二段为侧喷流与栅格舵复合控制，t2～t3为第三段，第三段为栅格舵控制，其中，t1、t2以及t3分别表示不同的控制时刻，
控制分配为：将栅格舵系统与侧喷流两者作为一套执行机构，控制量分别进入栅格舵控制网络与侧喷流控制网络，分别输出控制力矩，共同完成姿态控制。
2.如权利要求1所述的一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S3中的陷波结构滤波器为：
其中，所述Δψ为俯仰姿态角偏差，Δψlb为经俯仰通道陷波滤波器输出的俯仰通道姿态角偏差，当参数K分别取0、1和2时，参数A0、A1、A2、B1、B2为滤波器网络参数，参数A0、A1、A2、B1、B2在考虑频率特性的基础上进行选择,z为通用的离散化因子。
3.如权利要求2所述的一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S4中，所述校正网络包括俯仰、偏航校正网络和滚动通道校正网络，
所述俯仰、偏航校正网络输出为：其中，为俯仰、偏航校正网络输出，所述Δψlb为经俯仰通道陷波滤波器网络输出的俯仰通道的姿态角偏差，Δψ为俯仰、偏航姿态角偏差，当参数K分别取0、1、2以及3时，参数C0、C1、C2、C3、D1、D2、D3为俯仰通道校正网络参数，z为通用的离散化因子；
所述滚动通道校正网络输出为：其中，Uγ为滚动通道校正网络输出，Δγ为滚动通道的姿态角偏差，z为通用的离散化因子，当参数K分别取0、1、2以及3时，参数E0、E1、E2、E3、F1、F2、F3均为滚动通道校正网络参数。
4.如权利要求3所述的一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S1中，所述原始气动数据包括：阻尼力矩系数、俯仰力矩系数对攻角的导数、俯仰力矩系数对舵偏角的导数、偏航力矩系数对侧滑角的导数、偏航力矩系数对舵偏角的导数、侧力系数对侧滑角的导数以及侧力系数对舵偏角的导数。
5.如权利要求4所述的一种栅格舵与侧喷流复合姿态控制方法，其特征在于，所述步骤S2中，根据所述气动导数计算弹体动力系数，进而获得到弹体稳定性指标和操纵性指标具体为：
根据俯仰力矩系数对攻角的导数和俯仰力矩系数对舵偏角的导数及相应的弹道参量，计算弹体的动力系数b2和b3，其中，b2表征弹体的静稳定性，b3表征导弹执行机构控制效率。
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