CN107977008A - 基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统。其中，该方法包括以下步骤：步骤一：确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；步骤二：通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态；步骤三：利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数。本发明解决了运载火箭一子级分离后不同飞行阶段的姿态控制问题，满足运载火箭子级垂直返回方案要求。
Description
技术领域
本发明属于飞行器控制领域，尤其涉及一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法。
背景技术
运载火箭子级垂直返回是指火箭子级在完成飞行任务进行级间分离后，通过控制系统和动力装置，按照设定的轨迹自主飞回着陆场，并以垂直的箭体姿态稳定的降落到着陆场指定位置。
在火箭子级分离后返回地面过程中，要经历姿态调整段、再入段、落点调整段、垂直着陆段等不同的飞行段，空域跨度大，飞行环境复杂。不同飞行段有不同的姿态控制需求，单靠一种执行机构很难满足运载火箭子级返回全程飞行姿态控制的要求。利用多执行机构联合控制能解决火箭子级返回过程各飞行段的姿态控制问题，也是实现火箭子级垂直返回的关键技术。
根据国内外有关文献检索情况，国内外已公开发表的非专利文献和专利文献中，均未发现与本技术研究内容完全相同的文献报道。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统，解决了运载火箭一子级分离后飞行过程的姿态控制问题。
本发明的技术方案是：根据本发明的一个方面，提供了一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，所述方法包括以下步骤：步骤一：确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；步骤二：通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态；步骤三：利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数。
上述基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法中，在步骤一中，运载火箭一子级箭体上安装使用的执行机构包括：一子级主发动机、反作用推力器和栅格翼，其中，一子级主发动机设置于一子级箭体的尾部，反作用推力器设置于一子级箭体级间段位置，栅格翼设置于一子级箭体级间段位置。
上述基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法中，步骤二具体包括：(1)首先采用栅格翼作为运载火箭一子级箭体的控制执行机构，如果栅格翼产生的最大控制力矩小于将一子级箭体当前时刻所需的控制力矩即若则进入步骤(2)；如果转入步骤(4)；(2)开启主发动机产生最大控制力矩为如果则进入步骤(3)；如果则使用栅格翼和主发动机联合进行姿态控制，进入步骤(5)；(3)开启反作用推力器产生固定的正向控制力矩为Mr，如果则重新调整一子级主发动机、反作用推力器和栅格翼的各项技术指标、安装位置和布局；如果且则重新调整一子级主发动机、反作用推力器和栅格翼的各项技术指标、安装位置和布局；如果且则使用栅格翼、主发动机和反作用推力器联合进行姿态控制，进入步骤(6)；(4)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf，其中，Mf为栅格翼在当前时刻实际产生的控制力矩；(5)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf+Mδ，Mδ为主发动机在当前时刻实际产生的控制力矩；(6)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf+Mδ+yrMr，其中为yr为反作用推力器在当前时刻的开关指令，Mr为反作用推力器在当前时刻实际产生的控制力矩。
上述基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法中，步骤三具体包括：(7)将当前时刻控制力矩MC、一子级箭体转动的初始角速度ω0带入箭体绕质心动力学方程组，求解后得到当前时刻一子级箭体转动的角速度ω(t)；(8)使用四元数法表示姿态运动学方程，求解该方程得到四元数q；(9)根据姿态角、本体坐标系和发射坐标系，得到本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵A和四元数表示的本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵B，将俯仰角变化区域划分为4部分，根据转换矩阵A和转换矩阵B，按照俯仰角数值所属的区域，用四元数q计算出箭体当前时刻的姿态角。
上述基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法中，在步骤(9)中，姿态运动学方程如下：
其中，ωx(t),ωy(t),ωz(t)分别为当前时刻箭体转动的角速度ω(t)在本体坐标系中沿x,y,z方向的分量，q为四元数，为四元数的导数。
上述基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法中，在步骤二中，通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构包括：首先使用栅格翼进行姿态控制，如果栅格翼最大控制力矩小于姿态调整所需的控制力矩，则使用栅格翼和主发动机提供姿态控制力矩；如果栅格翼和主发动机联合做能提供的最大控制力矩小于姿态调整所需的控制力矩，则使用栅格翼、主发动机和反作用推力器联合进行姿态控制。
上述基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法中，在步骤9)中，根据姿态角、本体坐标系和发射坐标系，得到本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵A和四元数表示的本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵B包括：根据姿态角的定义，将本体坐标系Ob-XbYbZb按顺序分别绕其Xb,Yb,Zb轴转动，使得和发射坐标系Oo-XoYoZo重合，对应的姿态角分别为俯仰角偏航角ψ和滚转角γ，对应的转换矩阵分别为[ψ]y、[γ]x；本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵用四元数表示的转序，得到本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵B。
上述基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法中，转换矩阵为转换矩阵转换矩阵[γ]x为
上述基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法中，本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵B的表达式为：
其中，q0,q1,q2,q3为四元数q的四个分量。
根据本发明的另一个方面，还提供了一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制系统，所述系统包括：第一模块，用于确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；第二模块，用于通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态；第三模块，用于利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明提出的基于一子级主发动机、栅格翼和反作用推力器的多执行机构的控制方法，能解决运载火箭一子级分离后不同飞行阶段的姿态控制问题，满足运载火箭子级垂直返回方案要求。
(2)本发明提出的基于角度区域划分的姿态角解算方法，能解算运载火箭一子级返回飞行过程中大范围变化的姿态角，有效的解决了传统姿态角解算方法遇到的奇异问题，精度损失小，且计算过程简单。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是本发明实施例提供的本体坐标系和发射坐标系转换的示意图；
图2是本发明实施例提供的俯仰角姿态区域划分的示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
方法实施例：
根据运载火箭一子级返回过程中不同飞行段的外部环境特点，以及不同飞行段的姿态控制要求，综合考虑反作用推力器、栅格翼、主发动机的特点，提出了一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，本方案能解决一子级返回飞行过程的姿态控制问题，能满足一子级垂直返回总体方案要求。
步骤(一)、确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构：
(1)运载火箭一子级箭体上安装使用的执行机构包括：一子级主发动机、反作用推力器和栅格翼，其中，一子级主发动机设置于一子级箭体的尾部，反作用推力器设置于一子级箭体级间段附近，栅格翼设置于一子级箭体级间段附近。
(2)按照运载火箭总体方案以及控制需求确定一子级主发动机、反作用推力器和栅格翼的各项技术指标，确定反作用推力器和栅格翼在运载火箭一子级箭体上的具体安装位置和布局。
步骤(二)、通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态，步骤(二)中，考虑主发动机、栅格翼和反作用推力器的特性，制定了执行机构的使用原则。该原则是：优先使用栅格翼进行姿态控制，如果栅格翼最大控制力矩小于姿态调整所需的控制力矩，则使用栅格翼和主发动机提供姿态控制力矩；如果栅格翼和主发动机联合做能提供的最大控制力矩小于姿态调整所需的控制力矩，则使用栅格翼、主发动机和反作用推力器联合进行姿态控制。步骤如下：
(3)首先采用栅格翼作为运载火箭一子级箭体的控制执行机构，如果栅格翼产生的最大控制力矩小于将一子级箭体当前时刻姿态调整到期望姿态所需的控制力矩即若则进入步骤(4)；如果转入步骤(6)；
(4)开启主发动机产生最大控制力矩为如果则进入步骤(5)；如果则使用栅格翼和主发动机联合进行姿态控制，进入步骤(7)；
(5)开启反作用推力器产生固定的正向控制力矩为Mr>0，如果则回到步骤(2)，重新调整一子级主发动机、反作用推力器和栅格翼的各项技术指标、安装位置和布局；如果且执行机构总共产生的实际控制力矩MC在区间内无法连续取值，则回到步骤(2)，重新调整一子级主发动机、反作用推力器和栅格翼的各项技术指标、安装位置和布局；如果且执行机构总共产生的实际控制力矩MC在区间内可以连续取值，则使用栅格翼、主发动机和反作用推力器联合进行姿态控制，进入步骤(8)；
(6)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf，Mf为栅格翼在当前时刻实际产生的控制力矩。
(7)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf+Mδ，Mδ为主发动机在当前时刻实际产生的控制力矩。
(8)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf+Mδ+yrMr，其中为yr为反作用推力器在当前时刻的开关指令，Mr为反作用推力器在当前时刻实际产生的控制力矩。
步骤(三)，利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数
(7)当前时刻实际产生的控制力矩Mc和一子级箭体转动的初始角速度ω0带入箭体绕质心动力学方程组，求解当前时刻箭体转动的角速度ω在本体坐标系的分量ωx,ωy,ωz，ωx为ω沿本体坐标系x轴的分量；ωy为ω沿本体坐标系y轴的分量；ωz为ω沿本体坐标系z轴的分量。
(8)使用四元数法表示姿态运动学方程，记为
其中，
求解该微分方程得到当前时刻的四元数q。式(1)中，为四元数的导数，q0,q1,q2,q3分别为四元数的四个分量，ωx为ω沿本体坐标系x轴的分量；ωy为ω沿本体坐标系y轴的分量；ωz为ω沿本体坐标系z轴的分量。
(9)根据姿态角的定义，将本体坐标系Ob-XbYbZb按顺序分别绕其Xb,Yb,Zb轴转动三次，即3-2-1的转序，和发射坐标系Oo-XoYoZo重合，如附图1所示。对应的姿态角分别为俯仰角偏航角ψ和滚转角γ，对应的转换矩阵分别为：
(10)本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵将式(2)-(4)带入得到转换矩阵A的表达式为：
用四元数表示的按3-2-1转序，本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵B的表达式为：
其中，q0,q1,q2,q3为四元数q的四个分量。
(11)将俯仰角变化区域[-π,π]划分为4部分，如附图2所示。
如果俯仰角数值处于区域Ⅰ中，根据式(5)和式(6)，由等式A＝B得出：
如果俯仰角数值处于区域Ⅱ和Ⅳ中，根据等式可以得到：
由式(8)，可以得到在区域Ⅱ和Ⅳ中：
如果俯仰角数值处于区域Ⅲ中，根据式(5)和式(6)，由等式A＝B得出：
(12)根据式(6)、式(8)和式(9)算出当前时刻的姿态角俯仰角偏航角ψ,滚转角γ。
(13)将当前时刻一子级箭体转动的角速度ω作为下一时刻的初始角速度ω0，转入步骤二，直至运载火箭一子级完成垂直返回过程中的姿态控制。
本实施例将俯仰角变化区域划分为4部分，在每个区域中分别计算姿态角，能姿态角解算时出现的奇异问题。该方法计算中不存在奇异点，没有精度损失，且计算简单。
本实施例提出的基于一子级主发动机、栅格翼和反作用推力器的多执行机构的控制方法，能解决运载火箭一子级分离后不同飞行阶段的姿态控制问题，满足运载火箭子级垂直返回方案要求。本实施例提出的基于角度区域划分的姿态角解算方法，能解算一子级返回段大范围变化的姿态角，有效的解决了传统姿态角解算方法遇到的奇异问题，精度损失小，且计算过程简单。
装置实施例：
本实施例还提供了一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制系统，该系统包括：第一模块、第二模块和第三模块。其中，
第一模块，用于确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；第二模块，用于通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态；第三模块，用于利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数。
运载火箭一子级箭体上安装使用的执行机构包括：一子级主发动机、反作用推力器和栅格翼，其中，一子级主发动机、反作用推力器设置于一子级箭体的内部，栅格翼设置于一子级箭体的外壁。
本实施例提出的基于一子级主发动机、栅格翼和反作用推力器的多执行机构的复合控制策略，能解决运载火箭一子级分离后不同飞行阶段的姿态控制问题，满足运载火箭子级垂直返回方案要求。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤一：确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；
步骤二：通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态；
步骤三：利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数。
2.根据权利要求1所述的基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于：在步骤一中，运载火箭一子级箭体上安装使用的执行机构包括：一子级主发动机、反作用推力器和栅格翼，其中，一子级主发动机设置于一子级箭体的尾部，反作用推力器设置于一子级箭体级间段位置，栅格翼设置于一子级箭体级间段位置。
3.根据权利要求2所述的基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于：步骤二具体包括：
(1)首先采用栅格翼作为运载火箭一子级箭体的控制执行机构，如果栅格翼产生的最大控制力矩小于将一子级箭体当前时刻所需的控制力矩即若则进入步骤(2)；如果转入步骤(4)；
(2)开启主发动机产生最大控制力矩为如果则进入步骤(3)；如果则使用栅格翼和主发动机联合进行姿态控制，进入步骤(5)；
(3)开启反作用推力器产生固定的正向控制力矩为Mr，如果且则使用栅格翼、主发动机和反作用推力器联合进行姿态控制，进入步骤(6)；
(4)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf，其中，Mf为栅格翼在当前时刻实际产生的控制力矩；
(5)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf+Mδ，Mδ为主发动机在当前时刻实际产生的控制力矩；
(6)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf+Mδ+yrMr，其中为yr为反作用推力器在当前时刻的开关指令，Mr为反作用推力器在当前时刻实际产生的控制力矩。
4.根据权利要求3所述的基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于：步骤三具体包括：
(7)将当前时刻控制力矩MC、一子级箭体转动的初始角速度ω0带入箭体绕质心动力学方程组，求解后得到当前时刻一子级箭体转动的角速度ω；
(8)使用四元数法表示姿态运动学方程，求解该方程得到四元数q；
(9)根据姿态角、本体坐标系和发射坐标系，得到本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵A和四元数表示的本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵B，将俯仰角变化区域划分为4部分，根据转换矩阵A和转换矩阵B，按照俯仰角数值所属的区域，用四元数q计算出箭体当前时刻的姿态角。
5.根据权利要求4所述的基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于：在步骤(9)中，姿态运动学方程如下：
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其中，ωx(t),ωy(t),ωz(t)分别为当前时刻箭体转动的角速度ω(t)在本体坐标系中沿x,y,z方向的分量，q为四元数，为四元数的导数。
6.根据权利要求2所述的基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于：在步骤二中，通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构包括：首先使用栅格翼进行姿态控制，如果栅格翼最大控制力矩小于姿态调整所需的控制力矩，则使用栅格翼和主发动机提供姿态控制力矩；如果栅格翼和主发动机联合做能提供的最大控制力矩小于姿态调整所需的控制力矩，则使用栅格翼、主发动机和反作用推力器联合进行姿态控制。
7.根据权利要求4所述的基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于：在步骤(9)中，根据姿态角、本体坐标系和发射坐标系，得到本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵A和四元数表示的本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵B包括：
根据姿态角的定义，将本体坐标系Ob-XbYbZb按顺序分别绕其Xb,Yb,Zb轴转动，使得和发射坐标系Oo-XoYoZo重合，对应的姿态角分别为俯仰角偏航角ψ和滚转角γ，对应的转换矩阵分别为[ψ]y、[γ]x；
本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵用四元数表示的转序，得到本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵B。
8.根据权利要求7所述的基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于：转换矩阵为转换矩阵[ψ]y为转换矩阵[γ]x为
9.根据权利要求7所述的基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于：本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵B的表达式为：
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其中，q0,q1,q2,q3为四元数q的四个分量。
10.一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制系统，其特征在于，所述系统包括：
第一模块，用于确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；
第二模块，用于通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态；
第三模块，用于利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数。
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