CN108681329A - 基于可控舵面的火箭及其姿态自主矫正控制方法 - Google Patents

Abstract

基于可控舵面的火箭及其姿态自主矫正控制方法，属于航天技术领域。为了解火箭起飞时的姿态不稳定问题以及在火箭空中运行过程中自旋的问题。火箭包括可控舵面和用于控制可控舵面的电控板；每个可控舵面通过对应的舵机和所述箭体连接；电控板包括用于测量火箭三轴角速度和姿态角的陀螺仪、用于测量火箭飞行高度的气压计和处理器。用陀螺仪和气压计获取当前的实测姿态数据，利用卡尔曼滤波对输入到D控制器的三轴角速度进行滤波；将最终获得的飞行高度、三轴角速度和姿态角输入给PID控制器；PID控制器将读取的实测姿态数据与理想姿态数据进行对比，经处理器运算给出合理的PID控制量；PID控制量驱动舵机的摇臂动作，最实现控制火箭姿态的目的。

Description

基于可控舵面的火箭及其姿态自主矫正控制方法

技术领域

本发明涉及火箭及其姿态控制，属于航天技术领域。

背景技术

火箭起飞时的姿态不稳定问题严重影响着模型火箭的设计与发展。在起飞时，火箭常会受到各种因素的干扰，包括火箭重心偏离弹体纵轴、发动机推力不均衡、重力转弯、侧风等。这些因素往往会导致火箭在起飞时姿态严重偏离预定的姿态，以较大的倾角飞行，最终造成火箭的飞行高度大打折扣，火箭落点离发射点较远。

现有技术中对火箭起飞时的姿态不稳定问题没有很好地解决。目前解决火箭起飞时的姿态不稳定这一问题通常都是采用延长发射导轨高度的方法，但这一方法并不能真正解决姿态偏离的问题。

发明内容

本发明为了解火箭起飞时的姿态不稳定问题以及在火箭空中运行过程中自旋的问题，进而提出了基于可控舵面的火箭及其姿态自主矫正控制方法。

基于这一问题，本发明提出了利用可控的舵面自动控制火箭的方案，使火箭能够自主校正当前的飞行姿态，消除火箭的自旋，彻底解决飞行姿态不稳定这一问题。对真实的巡航导弹与运载火箭的姿态控制都有很大的应用价值。

本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是：

一种基于可控舵面的火箭，所述火箭包括可拆卸的三部分：弹头、箭体以及发动机舱；在发动机舱的外侧装有多个对称的不可控尾翼；所述火箭还包括安置在箭体上半部分的偶数个对称的可控舵面和用于控制可控舵面的电控板；每个可控舵面通过对应的舵机和所述箭体连接；电控板包括用于测量火箭三轴角速度和姿态角的陀螺仪、用于测量火箭飞行高度的气压计和处理器；所述三轴角速度包括火箭的偏航角速度(X轴)、俯仰角速度(Y轴)、滚转角速度(Z轴)；三轴姿态角包括火箭的偏航角(X轴)、俯仰角(Y轴)、滚转角(Z轴)。

所述处理器采用STM32F103c8t6芯片。

一种上述火箭的姿态自主矫正控制方法，所述方法通过控制可控舵面实现火箭的姿态自主矫正，其过程如下：

步骤一、用陀螺仪和气压计获取当前的实测姿态数据，所述姿态数据包括三轴角加速度和气压值，三轴角加速度经运算获得稳定的三轴角速度和姿态角；利用卡尔曼滤波对输入到D控制器的三轴角速度进行滤波，通过气压值获得火箭飞行高度；将最终获得的飞行高度、三轴角速度和姿态角输入给PID控制器；

步骤二、将火箭理想飞行状态下的不同时刻的姿态数据(飞行高度、三轴角速度和姿态角)预设值输入给PID控制器，PID控制器将读取的实测姿态数据与理想姿态数据进行对比，经处理器运算给出合理的PID控制量；

步骤三、PID控制量驱动舵机的摇臂动作，从而舵机带动可控舵面摆动，最实现控制火箭姿态的目的。

进一步地，PID控制量的计算公式为：

PID控制量包括偏航角θ_x、俯仰角θ_y

其中：

k_p——可调比例系数，

k_D——可调微分系数，

α_x——偏航角速度，

α_y——俯仰角速度，

α_z——滚转角速度

t表示时间；

m_x、m_y——无量纲比例系数，为俯仰力矩系数和偏航力矩系数

l——特征长度，为可控舵面平均气动力弦长，

s——特征面积，为可控舵面面积

q表示与火箭重心和压心有关的常数，取值范围为1至100。

进一步地，利用卡尔曼滤波对输入到D控制器的三轴角速度进行滤波的过程为：

设火箭系统的陀螺仪的理想的姿态模型由如下随机差分方程表示：

X(k)＝Aw(k-1)+BU(k)+w(k) (14)

Z(k)＝HX(k)+V(k) (15)

其中X(k)为k时刻火箭姿态，A、B为火箭系统经验参数矩阵，U(k)为PID控制量，w(k)、v(k)分别为火箭运行过程噪声和火箭固有噪声，H为火箭测量系统的参数矩阵；Z(k)为测量值；

Kalman滤波分为两个部分:状态估计和时间更新：

在状态估计中，由上一时刻经过卡尔曼滤波得到的最优的三轴角速度和陀螺仪自身测量得到的三轴角速度来估计当前时刻的三轴角速度；

在时间更新过程中得到估测值，并根据当前的测量值和估测值，可以求出当前时刻的状态的最优估计值，即三轴角速度。

本发明的有益效果是：

本发明提出了利用可控的舵面自动控制火箭的方案，使火箭能够自主校正当前的飞行姿态，消除火箭的自旋，彻底解决飞行姿态不稳定这一问题。

火箭采用鸭式布局，压心在重心之后，具有很好的飞行稳定性。同时前置的小舵面能够输出较大的力矩，在姿态发生偏离时又具有很好的机动性。

火箭可通过软件输入预定的姿态，用陀螺仪获取当前的姿态数据，经卡尔曼滤波获得稳定的三轴角速度和姿态角。后将数据输入PID控制器，与预定的姿态进行对比，输出合理的控制量，并传给控制器进行控制，最终达到控制火箭姿态的目的。火箭开伞采用气压计控制，相比于定时控制的火箭，无需中断线，简化了外部线路和发射流程。

附图说明

图1是本发明所述火箭的结构示意图，图中：1-弹头，2-箭体，3-发动机舱，4-不可控尾翼，5-可控舵面，6-电控板；图2是火箭组装前的各舱段模块的分解图；图3火箭组装后的实物图；

图4是对高频振动的滤波结果图(图中:虚线是在高频抖动下下经过卡尔曼滤波后角速度随时间变化的曲线图，实线是在高频抖动下下未经滤波的原始角速度值随时间变化的曲线图)，图5是对正常旋转的滤波结果图(图中：虚线是在正常旋转下经过卡尔曼滤波后角速度随时间变化的曲线图，实线是在正常旋转下未经滤波的原始角速度值随时间变化的曲线图)；图6火箭发射前的状态图，图7是发射过程中火箭姿自主矫正示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：如图1所示，本实施方式对所述基于可控舵面的火箭、及火箭姿态自主矫正控制方法进行如下说明：

一、技术方案的描述：

本实施方式所述的一种基于可控舵面的火箭包括可拆卸的三部分：弹头、箭体以及发动机舱；在发动机舱的外侧装有多个对称的不可控尾翼；其特征在于，所述火箭还包括安置在箭体上半部分的偶数个对称的可控舵面和用于控制可控舵面的电控板；每个可控舵面通过对应的舵机和所述箭体连接；电控板包括用于测量火箭三轴角速度和姿态角的陀螺仪、用于测量火箭飞行高度的气压计和处理器；所述三轴角速度包括火箭的偏航角速度(X轴)、俯仰角速度(Y轴)、滚转角速度(Z轴)；三轴姿态角包括火箭的偏航角(X轴)、俯仰角(Y轴)、滚转角(Z轴)。所述处理器采用STM32F103c8t6芯片。

上述火箭的姿态自主矫正控制方法，所述方法通过控制可控舵面实现火箭的姿态自主矫正，其过程如下：

步骤一、用陀螺仪和气压计获取当前的实测姿态数据，所述姿态数据包括三轴角加速度和气压值，三轴角加速度经运算获得稳定的三轴角速度和姿态角；利用卡尔曼滤波对输入到D控制器的三轴角速度进行滤波，通过气压值获得火箭飞行高度；将最终获得的飞行高度、三轴角速度和姿态角输入给PID控制器；

步骤二、将火箭理想飞行状态下的不同时刻的姿态数据(飞行高度、三轴角速度和姿态角)预设值输入给PID控制器，PID控制器将读取的实测姿态数据与理想姿态数据进行对比，经处理器运算给出合理的PID控制量；

步骤三、PID控制量驱动舵机的摇臂动作，从而舵机带动可控舵面摆动，最实现控制火箭姿态的目的。

二、本发明在设计过程中采用具体技术手段的描述：

1.气动设计

为了让系统在空中受到气流扰动而平衡受到破坏后能自主回复到平衡状态，需要火箭平台具有良好的飞行性能和稳定性。安装在平台尾部的尾翼为平台提供了气动稳定性。而对于整体的稳定性，则需要配置好火箭平台的重心和压心的位置与距离。

火箭纵轴方向与飞行过程中气流方向形成攻角α，由攻角α引起的力矩是俯仰力矩中最重要的一项，是作用在压心的升力Y_z对重心的力矩。即

式中，x_F、x_g分别为火箭的压心、重心至头锥顶点的距离，其余代数为正常数。令

式中，L为特征长度，是正常数。

在稳定平衡中，火箭由于某一小扰动的瞬时作用而破坏了它的平衡之后，经过某一过渡过程仍能恢复到原来的平衡状态。判别火箭纵向静稳定性的方法是看的性质。当即x_g<x_F时，火箭是纵向静稳定的。

2.气动力分析

假定火箭进行匀速飞行并且攻角为零，，则火箭受到的空气动力矩如下

式中

m_x、m_y——无量纲比例系数，为俯仰力矩系数和偏航力矩系数

θ——舵面与弹体纵轴方向的夹角。

L——特征长度，为弹翼平均气动力弦长，

s——特征面积，为弹翼面积

3.PID控制器

比例微分控制器简称PID控制器，是指输出信号m(t)与输入信号e(t)及其导数成比例关系，它最大的优点是能减少最大超调和振荡，改善动态性能。由于舵面的偏角与气动力矩并不是线性关系，直接将舵面偏角对应到姿态偏角会造成非线性的响应，这对于PID控制器的控制带来了很大的难度。因此本款火箭的PID控制器将输出力矩与俯仰角、偏航角滚转角速度对应起来。以偏航方向为例，输出力矩与角度及角速度满足如下关系：

其中——空气动力矩

k_p——可调比例系数

k_D——可调微分系数

α_x——偏航角

将(3)、(4)代入(5)、(6)式中，得到舵面偏角与偏航角、偏航角速度关系：

同理俯仰角满足：

滚转角满足：

PID控制器是P、I、D控制器的线性叠加，因此输出量为：

经计算及实验取：k_D＝0.01，k_p＝0.0192，k_s＝0.60

4.数据融合kalman滤波

在本系统中，D控制器具响应速度快，灵敏度高的特点。模型火箭在发射过程中常伴有剧烈的振动，惯性器件直接测得的角速度量包含了振动、噪声等高频信号，若直接将数据输入D控制器，会造成系统失真，舵面抖动等异常现象，最终导致系统失控。为了消除这一影响，需要对角速度进行滤波，得到最优的系统姿态，Kalman滤波正可以解决这一问题。

陀螺仪的理想的姿态随机差分方程如下：

X(k)＝Aw(k-1)+BU(k)+w(k) (14)

Z(k)＝HX(k)+V(k) (15)

其中X(k)为k时刻系统状态，A、B为系统参数矩阵,U(k)为控制量，w(k)、v(k)分别为过程噪声和系统噪声，H(k)为测量系统的参数矩阵。

Kalman滤波分为两个部分:状态估计和时间更新。

状态估计：由于陀螺仪刷新频率高达50Hz，因此可认为两次测量时角速度不变，A＝1.。在该系统中没有控制量U(k)＝0。代入式中得到：

此时系统的状态已经更新为w_k|k-1，但是对应于的协方差还没更新，所以还需对协方差进行更新。也就是由上一时刻的状态的协方差，预估当前时刻的协方差。用P矩阵表示的协方差。

P_k|k-1＝AP_k-1|k-1A^T+Q (17)

时间更新：现在得到了估测值，就可以根据当前的测量值对估测值进行修正：

w_k|k＝w_k|k-1+k_g(Z(k)-Cw_k|k-1) (18)

其中

Z(k)＝Cw_k (20)

k_g(k)为Kalman增益，Z(k)为测量值，由于陀螺仪测量的量就是角速度，因此C＝1。Q和R是过程激励噪声和测量噪声协方差矩阵。由于三轴角速度测量误差相互之间没有影响，因此

在本系统中q_x＝q_y＝q_z＝0.001，r_x＝r_y＝r_z＝0.15。到现在得到了k时刻角速度的最优值，为了让Kalman滤波器不断进行下去，需要更新对应的P_k|k。

P_k|k＝(I-Ck_g)P_k|k-1 (21)

到此，Kalman滤波的全部过程就结束了，但为了让Kalman滤波器开始工作，还要给w_k|k、P_k|k一个初值才能让其工作起来。在本系统中，

三.对火箭及其控制的阐述：

3.1火箭结构及气动设计

3.1.1火箭平台

火箭有多段可拆卸的部分组成，拥有通用的连接接口，通过凹槽进行连接，可快速组装或者拆卸，同时可以根据需要添加舱段模块，是一种通用型的模型火箭。

为了提高火箭的载重比，我们采用了以轻木以及层板作为骨架，用超轻蒙皮作为外部包装，其中的小零件采用3d打印技术获得。

火箭分为三个部分：弹头，箭体以及发动机舱。

最上面是弹头，它是通过3d打印机打印而成的圆锥形头锥；中间部分是箭体，在箭体的最上方，留有一定的空间放置电控版，同时将4个对称的可控舵面安置在箭体上半部分，它通过舵机和箭体相连。最下面是发动机舱，它的底部留有对称的圆孔用来放置固体火药，同时在发动机舱的外侧装有4个对称的不可控尾翼。

如图1是火箭的内部结构图，如图2是火箭组装前的各舱段模块，如图3是火箭组装后的实物图。

3.1.2气动设计

本系统采用了鸭式布局，尾翼较大而前置舵面较小，同时重心在中部偏上，使得压心在重心之后。经测量，该火箭的重心约在压心之前100mm左右，与箭体的直径接近，具有很好的气动性能，保证了火箭的飞行稳定性。同时小舵面再响应之后又可以输出较大的力矩，具有较强的机动能力。

3.2.飞控系统

3.2.1惯性制导系统

惯性制导是利用惯性器件得到的数据获取当前的位置、姿态数据，并以此作为控制系统的输入量，与预定姿态或弹道差分并进行修正的系统。本发明的飞控系统采用STM32F103c8t6芯片作为运算器，具有运算速度快，处理能力强的优点。传感器采MPU6050芯片和气压计，精度高，更新速率高达50Hz。

由于火箭飞行时舵面的偏角与输出力矩并不成线性关系，对于线性系统并不适用，因此我们希望得到输出力矩与姿态偏角成线性关系的舵面偏角函数。由空气动力学的知识，计算得到下面两个函数，即输出力矩与舵面偏角的关系式。为PID控制器做好了准备。

通过PID控制器的核心方程，也就是舵面偏角与姿态偏角、姿态偏角的积分与微分的函数关系式。经映射反映为舵机的PWM信号。由于火箭发射过程中常伴有高频抖动及噪声信号，这些信号对D控制器会有很大的影响，造成系统失真，甚至导致舵面失去控制。因此需要通过动态的卡尔曼滤波得到最优的估计姿态。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，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，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

四.对本发明效果的描述

4.1仿真验证

以角速度为例。左侧是对高频抖动信号的滤波结果，右侧为正常旋转的滤波结果。红线为经过卡尔曼滤波的数据，绿线为原始数据，可以看到，卡尔曼滤波可以大幅削弱抖动信号，滤波后的曲线较为稳定和平滑，具有、有很好的效果。

如图4是对高频振动的滤波结果：

可以看出，经Kalman滤波以后，系统对高频振动的抵抗能力有了将近150倍的提升。

如图5是对正常旋转的滤波结果

可以看出，滤波将旋转时的抖动和噪声进行了很好的消除，得到了较为平滑的角速度数值。

4.2飞行验证(如图6和图7)

在该系统的装机试验中，舵面对惯性器件的姿态有正确的反应，D控制器对角速度的超调也有明显的阻尼效果。在飞行试验中采用倾斜发射的方式，观测到火箭的姿态在起飞后很快实现了回正，火箭按照预定方向飞行，实验获得成功。

Claims (5)

1.一种基于可控舵面的火箭，所述火箭包括可拆卸的三部分：弹头、箭体以及发动机舱；在发动机舱的外侧装有多个对称的不可控尾翼；其特征在于，所述火箭还包括安置在箭体上半部分的偶数个对称的可控舵面和用于控制可控舵面的电控板；每个可控舵面通过对应的舵机和所述箭体连接；电控板包括用于测量火箭三轴角速度和姿态角的陀螺仪、用于测量火箭飞行高度的气压计和处理器；

所述三轴角速度包括火箭的偏航角速度、俯仰角速度、滚转角速度；三轴姿态角包括火箭的偏航角、俯仰角、滚转角。

2.根据权利要求1所述的基于可控舵面的火箭，其特征在于：所述处理器采用STM32F103c8t6芯片。

3.一种权利要求1或2所述火箭的姿态自主矫正控制方法，其特征在于：所述方法通过控制可控舵面实现火箭的姿态自主矫正，其过程如下：

步骤一、用陀螺仪和气压计获取当前的实测姿态数据，所述姿态数据包括三轴角加速度和气压值，三轴角加速度经运算获得稳定的三轴角速度和姿态角；利用卡尔曼滤波对输入到D控制器的三轴角速度进行滤波，通过气压值获得火箭飞行高度；将最终获得的飞行高度、三轴角速度和姿态角输入给PID控制器；

步骤二、将火箭理想飞行状态下的不同时刻的姿态数据预设值输入给PID控制器，PID控制器将读取的实测姿态数据与理想姿态数据进行对比，经处理器运算给出合理的PID控制量；所述姿态数据包括飞行高度、三轴角速度和姿态角；

步骤三、PID控制量驱动舵机的摇臂动作，从而舵机带动可控舵面摆动，最实现控制火箭姿态的目的。

4.根据权利要求3所述的火箭的姿态自主矫正控制方法，其特征在于：PID控制量的计算公式为：

PID控制量包括偏航角θ_x、俯仰角θ_y

其中：

k_p——可调比例系数，

k_D——可调微分系数，

α_x——偏航角速度，

α_y——俯仰角速度，

α_z——滚转角速度，

t——时间；

m_x、m_y——无量纲比例系数，为俯仰力矩系数和偏航力矩系数，

l——特征长度，为可控舵面平均气动力弦长，

s——特征面积，为可控舵面面积，

q表示与火箭重心和压心有关的常数，取值范围为1至100。

5.根据权利要求3或4或所述的火箭的姿态自主矫正控制方法，其特征在于：利用卡尔曼滤波对输入到D控制器的三轴角速度进行滤波的过程为：

设火箭系统的陀螺仪的理想的姿态模型由如下随机差分方程表示：

X(k)＝Aw(k-1)+BU(k)+w(k) (14)

Z(k)＝HX(k)+V(k) (15)

其中X(k)为k时刻火箭姿态，A、B为火箭系统经验参数矩阵，U(k)为PID控制量，w(k)、v(k)分别为火箭运行过程噪声和火箭固有噪声，H为火箭测量系统的参数矩阵；Z(k)为测量值；

Kalman滤波分为两个部分:状态估计和时间更新：

在状态估计中，由上一时刻经过卡尔曼滤波得到的最优的三轴角速度和陀螺仪自身测量得到的三轴角速度来估计当前时刻的三轴角速度；

在时间更新过程中得到估测值，并根据当前的测量值和估测值，可以求出当前时刻的状态的最优估计值，即三轴角速度。