CN111397448A - 姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质 - Google Patents

姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质，其中姿控参数自适应调节方法包括：分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压；利用所述发动机视速度增量和所述飞行动压计算所述火箭的舵面控制效率；利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。采用上述技术方案，可以将姿控参数与箭上估计的飞行状态直接联系起来，提高了不同发射条件下姿控参数与真实飞行状态的匹配度，避免出现火箭失控的问题。

Description

姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质。
背景技术
对于传统运载火箭的姿控设计，选定几个标准轨迹特征点的三通道姿控参数后，通常在箭体运动六自由度数学仿真、半实物仿真或者实际飞行试验中，以相对于起飞时刻的飞行时间为节点，采用线性插值方式计算得到实时姿控参数，引入姿控回路驱动控制系统执行机构。
近年来，商业航天领域的快速发展，对快速响应运载火箭提出了更多需求，为此商业运载火箭需适应不同的发射条件。当发射季节、温度等发射条件改变后，火箭实际飞行轨迹与标准轨迹的差异增大，特征点的飞行状态也会发生变化。此时，如果继续使用按飞行时间线性插值的姿控参数调节方法，很有可能出现姿控参数与飞行状态不匹配现象，严重时可能导致火箭失控。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质，以解决姿控参数与飞行状态不匹配的问题。
根据第一方面，本发明实施例提供了一种姿控参数自适应调节方法，包括以下步骤：
分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压；
利用所述发动机视速度增量和所述飞行动压计算所述火箭的舵面控制效率；
利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。
本发明实施例提供的姿控参数自适应调节方法，通过获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压，计算火箭的舵面控制效率，并利用火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数，将姿控参数与箭上估计的飞行状态(发动机视速度增量和飞行动压)直接联系起来，提高了不同发射条件下姿控参数与真实飞行状态的匹配度，避免出现火箭失控的问题。该方法改善了实时姿控参数与火箭实际飞行状态的匹配度，提高了运载火箭对不同发射条件的适应性，增加了运载火箭的快速响应能力。
结合第一方面，在第一方面第一实施方式中，利用所述发动机视速度增量计算所述火箭的舵面控制效率，包括：
利用所述发动机视速度增量，根据预设的发动机视速度增量与气动效率的对应关系，得到所述火箭的气动效率；
利用所述火箭的气动效率和所述飞行动压，计算得到所述火箭的舵面控制效率。
结合第一方面，在第一方面第二实施方式中，利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数，包括：
利用所述火箭的舵面控制效率，根据预设的舵面控制效率与姿控参数的对应关系，得到所述火箭的姿控参数。
结合第一方面第一实施方式，在第一方面第三实施方式中，所述发动机视速度增量与气动效率的对应关系的构建方法包括：
利用标准轨迹数据分别计算发动机视速度增量、火箭质心的纵向位置、火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数；
利用所述火箭质心的纵向位置、所述火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数、及预设的气动参考长度，计算得到气动效率；
利用所述发动机视速度增量、所述火箭质心的纵向位置、所述气动效率及预设的火箭质量，建立所述发动机视速度增量与气动效率的对应关系。
结合第一方面第三实施方式，在第一方面第四实施方式中，所述舵面控制效率与姿控参数的对应关系的构建方法包括：
选取所述标准轨迹数据中的特征点，根据所述特征点的气动效率，计算所述特征点的舵面控制效率；
对选取的特征点进行姿控设计，得到姿控参数；
利用所述标准轨迹数据中各特征点的舵面控制效率和姿控参数，建立所述舵面控制效率与姿控参数的对应关系。
根据第二方面，本发明实施例提供了一种姿控参数自适应调节装置，包括：
获取模块，用于分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压；
第一计算模块，用于利用所述发动机视速度增量和所述飞行动压计算所述火箭的舵面控制效率；
第二计算模块，用于利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。
根据第三方面，本发明实施例提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的姿控参数自适应调节方法。
根据第四方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的姿控参数自适应调节方法。
附图说明
通过参考附图会更加清楚的理解本发明的特征和优点，附图是示意性的而不应理解为对本发明进行任何限制，在附图中：
图1为本发明实施例1中姿控参数自适应调节方法的流程示意图；
图2为本发明实施例1中一维插值方法示意图；
图3为本发明实施例2中姿控参数自适应调节装置的流程示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
本发明实施例1提供了一种姿控参数自适应调节方法。图1为本发明实施例1中姿控参数自适应调节方法的流程示意图，如图1所示，本发明实施例1的姿控参数自适应调节方法包括以下步骤：
S101：分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压。
具体的，火箭的发动机视速度增量和飞行动压可以根据箭上测量数据实时估计得到。火箭发射后，箭上控制计算机内装订的导航模块实时解算并输出火箭实际的发动机视速度增量
Figure BDA0002411252120000051
和飞行动压
Figure BDA0002411252120000052
S102：利用发动机视速度增量和飞行动压计算火箭的舵面控制效率。
作为具体的实施方式，利用所述发动机视速度增量计算所述火箭的舵面控制效率可以采用如下技术方案：
利用所述发动机视速度增量
Figure BDA0002411252120000053
根据预设的发动机视速度增量与气动效率的对应关系，得到所述火箭的气动效率
Figure BDA0002411252120000054
利用所述火箭的气动效率
Figure BDA0002411252120000055
和所述飞行动压
Figure BDA0002411252120000056
计算得到所述火箭的舵面控制效率
Figure BDA0002411252120000057
具体的，在本发明实施例1中发动机视速度增量与气动效率的对应关系采用差值表的形式，称为第一插值表。利用发动机视速度增量
Figure BDA0002411252120000058
和上述第一插值表，按照图2及公式(4)所示的一维插值方法，计算实际的气动效率
Figure BDA0002411252120000059
Figure BDA00024112521200000510
利用S101获取的飞行动压
Figure BDA00024112521200000511
和上述气动效率
Figure BDA00024112521200000512
通过公式(5)计算，得到实际的舵面控制效率
Figure BDA00024112521200000513
Figure BDA00024112521200000514
在本发明实施例1中第一差值表可以采用如下方式进行构建：利用标准轨迹数据分别计算发动机视速度增量、火箭质心的纵向位置、火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数；利用所述火箭质心的纵向位置、所述火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数、及预设的气动参考长度，计算得到气动效率；利用所述发动机视速度增量、所述火箭质心的纵向位置、所述气动效率及预设的火箭质量，建立所述发动机视速度增量与气动效率的对应关系。具体包括以下步骤：
步骤1：使用标准轨迹数据中的发动机推力P与质量mass，通过公式(1)计算发动机推力加速度
Figure BDA0002411252120000061
积分得到发动机视速度增量
Figure BDA0002411252120000062
Figure BDA0002411252120000063
步骤2：使用标准轨迹数据中的质量对质量特性数据进行插值，计算火箭质心的纵向位置Xcg。
步骤3：使用标准轨迹数据中的马赫数mach、攻角α、侧滑角β、舵偏角
Figure BDA0002411252120000064
对气动数据进行插值，计算火箭顶点处的法向力系数导数
Figure BDA0002411252120000065
与俯仰力矩系数导数
Figure BDA0002411252120000066
步骤4：使用步骤2中的Xcg、步骤3中的
Figure BDA0002411252120000067
和气动参考长度Lref，通过公式(2)计算，得到舵面控制的气动效率
Figure BDA0002411252120000068
Figure BDA0002411252120000069
步骤5：建立
Figure BDA00024112521200000610
mass、Xcg、
Figure BDA00024112521200000611
四者的对应关系，形成以
Figure BDA00024112521200000612
为节点的第一插值表，发射前装订到箭上控制计算机。
S103：利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。
作为具体的实施方式，利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数可以采用如下技术方案：利用所述火箭的舵面控制效率
Figure BDA0002411252120000071
根据预设的舵面控制效率与姿控参数的对应关系，得到所述火箭的姿控参数KP、KD、KI。
具体的，在本发明实施例1中发动机视速度增量与气动效率的对应关系也采用差值表的形式，称为第二插值表。利用步骤S102计算得到的舵面控制效率和第二差值表，按照一维插值方法，计算实际的姿控参数KP、KD、KI。
在本发明实施例1中第二差值表可以采用以下方式进行构建：选取所述标准轨迹数据中的特征点，根据所述特征点的气动效率，计算所述特征点的舵面控制效率；对选取的特征点进行姿控设计，得到姿控参数；利用所述标准轨迹数据中各特征点的舵面控制效率和姿控参数，建立所述舵面控制效率与姿控参数的对应关系。具体包括以下步骤：
步骤6：沿标准轨迹选择特征点，从标准轨迹数据中提取出这些特征点的动压Qi，i是特征点序号。
步骤7：获取步骤6特征点的气动效率
Figure BDA0002411252120000072
可以在第一插值表构建方法中步骤4的结果中提取特征点的气动效率。
步骤8：使用气动参考面积，通过公式(3)计算，得到舵面控制效率
Figure BDA0002411252120000073
Figure BDA0002411252120000074
步骤9：在步骤6特征点处进行姿控设计，得到姿控参数
Figure BDA0002411252120000075
步骤10：建立步骤6特征点
Figure BDA0002411252120000076
四者的对应关系，形成以
Figure BDA0002411252120000077
为节点的插值表，发射前装订到箭上控制计算机。
本发明实施例1提供的姿控参数自适应调节方法，通过获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压，计算火箭的舵面控制效率，并利用火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数，将姿控参数与箭上估计的飞行状态(发动机视速度增量和飞行动压)直接联系起来，提高了不同发射条件下姿控参数与真实飞行状态的匹配度，避免出现火箭失控的问题。该方法改善了实时姿控参数与火箭实际飞行状态的匹配度，提高了运载火箭对不同发射条件的适应性，增加了运载火箭的快速响应能力。
实施例2
本发明实施例2提供了一种姿控参数自适应调节装置。图3为本发明实施例3中姿控参数自适应调节装置的结构示意图，如图3所示，本发明实施例2的姿控参数自适应调节装置包括获取模块30、第一计算模块32及第二计算模块34。
具体的，获取模块30，用于分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压。
第一计算模块32，用于利用所述发动机视速度增量和所述飞行动压计算所述火箭的舵面控制效率。
第二计算模块34，用于利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。
本发明实施例2的姿控参数自适应调节装置能够实现本发明实施例1的姿控参数自适应调节方法，并能达到相同的技术效果，在此不再赘述。
实施例3
本发明实施例还提供了一种电子设备，该电子设备可以包括处理器和存储器，其中处理器和存储器可以通过总线或者其他方式连接。
处理器可以为中央处理器(Central Processing Unit，CPU)。处理器还可以为其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等芯片，或者上述各类芯片的组合。
存储器作为一种非暂态计算机可读存储介质，可用于存储非暂态软件程序、非暂态计算机可执行程序以及模块，如本发明实施例中的姿控参数自适应调节方法对应的程序指令/模块(例如，图3所示的获取模块30、第一计算模块32及第二计算模块34)。处理器通过运行存储在存储器中的非暂态软件程序、指令以及模块，从而执行处理器的各种功能应用以及数据处理，即实现上述方法实施例中的姿控参数自适应调节方法。
存储器可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需要的应用程序；存储数据区可存储处理器所创建的数据等。此外，存储器可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非暂态存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非暂态固态存储器件。在一些实施例中，存储器可选包括相对于处理器远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至处理器。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。
所述一个或者多个模块存储在所述存储器中，当被所述处理器执行时，执行如图1所示实施例中的姿控参数自适应调节方法。
上述电子设备具体细节可以对应参阅图1至图3所示的实施例中对应的相关描述和效果进行理解，此处不再赘述。
本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，所述存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(Read-Only Memory，ROM)、随机存储记忆体(RandomAccessMemory，RAM)、快闪存储器(Flash Memory)、硬盘(Hard Disk Drive，缩写：HDD)或固态硬盘(Solid-State Drive，SSD)等；所述存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。
虽然结合附图描述了本发明的实施例，但是本领域技术人员可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下作出各种修改和变型，这样的修改和变型均落入由所附权利要求所限定的范围之内。

Claims (8)

1.一种姿控参数自适应调节方法，其特征在于，包括：
分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压；
利用所述发动机视速度增量和所述飞行动压计算所述火箭的舵面控制效率；
利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。
2.根据权利要求1所述的姿控参数自适应调节方法，其特征在于，利用所述发动机视速度增量计算所述火箭的舵面控制效率，包括：
利用所述发动机视速度增量，根据预设的发动机视速度增量与气动效率的对应关系，得到所述火箭的气动效率；
利用所述火箭的气动效率和所述飞行动压，计算得到所述火箭的舵面控制效率。
3.根据权利要求1所述的姿控参数自适应调节方法，其特征在于，利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数，包括：
利用所述火箭的舵面控制效率，根据预设的舵面控制效率与姿控参数的对应关系，得到所述火箭的姿控参数。
4.根据权利要求2所述的姿控参数自适应调节方法，其特征在于，所述发动机视速度增量与气动效率的对应关系的构建方法包括：
利用标准轨迹数据分别计算发动机视速度增量、火箭质心的纵向位置、火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数；
利用所述火箭质心的纵向位置、所述火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数、及预设的气动参考长度，计算得到气动效率；
利用所述发动机视速度增量、所述火箭质心的纵向位置、所述气动效率及预设的火箭质量，建立所述发动机视速度增量与气动效率的对应关系。
5.根据权利要求4所述的姿控参数自适应调节方法，其特征在于，所述舵面控制效率与姿控参数的对应关系的构建方法包括：
选取所述标准轨迹数据中的特征点，根据所述特征点的气动效率，计算所述特征点的舵面控制效率；
对选取的特征点进行姿控设计，得到姿控参数；
利用所述标准轨迹数据中各特征点的舵面控制效率和姿控参数，建立所述舵面控制效率与姿控参数的对应关系。
6.一种姿控参数自适应调节装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压；
第一计算模块，用于利用所述发动机视速度增量和所述飞行动压计算所述火箭的舵面控制效率；
第二计算模块，用于利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。
7.一种电子设备，其特征在于，包括：
存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行权利要求1-5中任一项所述的姿控参数自适应调节方法。
8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行权利要求1-5中任一项所述的姿控参数自适应调节方法。
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