CN111522326A - 一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统及测试方法 - Google Patents

一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统及测试方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统及测试方法，系统包括动力学仿真机、伺服控制系统、舵机加载系统、三轴转台、光纤惯组、GNSS模拟器；动力学仿真机用于箭体姿态解算；伺服控制系统用于舵机动作控制、实际舵偏角采集；舵机加载系统用于阻尼力矩输出；三轴转台用于接收动力学仿真机发射坐标系姿态角信息，驱动转台旋转；光纤惯组测量自身惯性信息；GNSS模拟器，接收动力学仿真机位置信息，用于模拟卫星导航星座信息，利用本发明，可提高返回式运载火箭自主导航、姿态控制过程的仿真及算法验证问题。

Description

一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统及测试方法
技术领域
本发明涉及仿真技术领域，尤其是一种返回式火箭综合控制器仿真测试技术及算法验证。
背景技术
火箭子级降落回收综合控制器(简称综合控制器)是火箭返回控制的核心控制部件，它采集火箭子级分离信号、光纤惯组信号，GNSS导航接收机信号，根据制导方法及控制率输出栅格翼舵机摆角信号，它对火箭返回子级位置精度，制导算法、姿态稳定性控制起着决定性的作用。因此，对其自身算法的设计验证工作必不可少。
目前对子级降落回收控制器的测试可以分为硬件功能测试、软件模型仿真测试。由于火箭子级降落的高动态特性，上述、软件模型仿真测试无法考核火箭子级返回过程的完整过程及控制信息，且栅格翼偏角反馈无法应用于稳定控制，不能覆盖降落回收过程约束条件，导致火箭子级降落回收控制算法得不到充分验证。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统及测试方法，利用本发明，可提高返回式运载火箭自主导航、姿态控制过程的仿真及算法验证问题。
本发明解决技术的方案是：一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统，包括动力学仿真机、伺服控制系统、舵机加载系统、三轴转台、光纤惯组、GNSS模拟器；
动力学仿真机根据发射的初始条件、箭体姿态、速度、位置、实际舵偏角进行箭体运动方程解算，并计算出下一节拍箭体受力及力矩情况，根据箭体质量及箭体转动惯量计算得出箭体下一节拍加速度及角速度增量信息，将计算的子级箭体质心加速度发送至综合控制器，根据计算的角速度增量更新当前节拍姿态四元数，计算箭体子级坐标系转发射惯性坐标系姿态转换矩阵，并根据姿态转换矩阵计算当前节拍发射惯性坐标系下的姿态角信息，根据仿真时间，将发射惯性坐标系下姿态角信息转换为发射坐标系姿态角信息，将该姿态角信息发送至三轴转台，将解算的箭体质心速度、位置、姿态信息发送至舵机加载系统，将解算的箭体质心位置发送给GNSS模拟器；
光纤惯组置于三轴转台上，三轴转台根据姿态角信息控制转台旋转，光纤惯组敏感转台动作，输出角速度信号给综合控制器；
综合控制器采样子级箭体质心加速度信息以及光纤惯组角速度信息，根据控制律给出程序摆角信号，并输出至伺服控制系统，同时接收GNSS模拟器射频信号，将位置信息用于组合导航；
舵机加载系统，根据动力学仿真机给出的箭体速度、位置、姿态，根据空气动力学模型输出阻尼力矩并加载至舵机；
伺服控制系统根据程序摆角信号控制舵机动作、并采集实际舵偏角，将采集的实际舵偏角通过综合控制器发送至动力学仿真机；
GNSS模拟器根据动力学仿真机输出位置信息模拟卫星导航星座信号，通过射频设备对外发射。
优选的，所述的动力学仿真机通过下述递推方程计算子级箭体质心速度位置：
Figure BDA0002455789660000021
其中，
Figure BDA0002455789660000022
为子级箭体在当前节拍下受到的气动力；
Figure BDA0002455789660000023
当前节拍重力，m为子级箭体质量，
Figure BDA0002455789660000024
子级箭体质心位置矢量，Ma马赫数、α气动攻角，δ等效舵偏角。
优选的，所述的动力学仿真机通过下述递推方程计算箭体子级坐标系下角速度增量：
Figure BDA0002455789660000031
其中，
Figure BDA0002455789660000032
为在当节节拍子级箭体相对于质心受到外力矩，I为子级箭体的惯性张量，
Figure BDA0002455789660000033
为子级箭体绕质心角速度矢量。
优选的，伺服控制系统与综合控制器之间通过CAN总线连接，接收程序摆角信号，并通过CAN总线网络返回实际舵偏角信息。
优选的，舵机加载系统与伺服控制系统通过机械结构刚性连接，根据CAN网络中动力学仿真机下发的子级箭体质心位置、速度、姿态及根据拉偏实验需求设置风速、风向约束，实时输出阻尼力矩，该阻尼力矩通过所述机械结构加载至舵机。
一种火箭子级回收综合控制器半实物仿真测试方法，通过下述方式实现：
步骤一，动力学仿真机根据发射的实际初始条件、火箭子级当前时刻速度、位置，姿态和实际舵偏角进行箭体姿态计算，将计算的发射惯性系下箭体姿态角发送至三轴转台，将计算的子级箭体质心加速度信息发送至综合控制器；将子级箭体质心位置发送给GNSS模拟器，三轴转台根据发射惯性系下箭体姿态角信号控制转台旋转，安装在三轴转台上的光纤惯组敏感转台动作，输出角速度信号给综合控制器；
步骤二，综合控制器采样GNSS模拟器输出子级箭体位置、动力学仿真机输出加速度信息、光纤惯组输出角速度信号,根据控制律给出控制时序及程序摆角信号，并输出至伺服控制系统；伺服控制系统控制舵机工作；经舵机加载系统模拟飞行过程所受的气动力后，伺服控制系统采集舵偏角度给综合控制器，并发转给动力学仿真计算机；
步骤三，舵机加载系统根据动力学仿真机解算的箭体位置、箭体速度、箭体姿态输出阻尼力矩并加载到舵机；
步骤四，迭代步骤一到步骤三，根据阶段控制要求开始导航控制；满足距离目标点距离及近垂直地面姿态要求后停止仿真；根据仿真结果对控制率设计、制导方法和落点回收精度的可行性进行分析和验证。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
本发明可实现对火箭子级回收过程软硬件同时仿真，对落点控制算法及制导方案可行性快速验证，发明提供的加载系统可提升仿真验证试验拉偏等级，实现全系统闭环，提升了仿真结果的可信度。避免了火箭起降试车试验，缩短开发设计时间和降低成本，降低火箭子级降落回收过程的风险；
通过试验仿真平台的搭建能够为子级降落回收综合控制器提供控制率设计、制导方法和落点回收精度提供可行性分析和验证，加速算法改进和迭代进度。
附图说明
图1是本发明火箭子级回收综合控制器仿真测试过程数据流向图；
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明的火箭子级回收综合控制器仿真测试过程数据流向图如图1所示：
综合控制器，包含时序输出模块(控制栅格翼展开)，综合控制模块(火箭子级GNC计算软件、栅格翼舵机控制)，射频综合模块(GNSS接收机)
动力学仿真机，箭体姿态解算；具体如下：动力学仿真机根据发射的初始条件、箭体姿态、速度、位置、实际舵偏角进行箭体运动方程解算，并计算出下一节拍相对于箭体质心受力及力矩情况，根据箭体质量及箭体转动惯量计算得出箭体下一节拍加速度及角速度增量信息，将计算的子级箭体质心加速度发送至综合控制器，根据计算的角速度增量更新当前节拍姿态四元数，计算箭体子级坐标系转发射惯性坐标系姿态转换矩阵，并根据姿态转换矩阵计算当前节拍发射惯性坐标系下的姿态角信息，根据仿真时间，将发射惯性坐标系下姿态角信息转换为发射坐标系姿态角信息，将该姿态角信息发送至三轴转台，将解算的箭体质心速度、位置、姿态信息发送至舵机加载系统，将解算的箭体质心位置发送给GNSS模拟器；
伺服控制系统，舵机动作控制、实际舵偏角采集；
舵机加载系统，阻尼力矩输出；
三轴转台，接收动力学仿真机发射坐标系姿态角信息，驱动转台旋转；
光纤惯组(IMU),包括三个光纤陀螺、三个石英加速度计，测量自身惯性信息；
GNSS模拟器，接收动力学仿真机位置信息，用于模拟卫星导航星座信息，通过射频设备对外发射。
如图1所示，本发明原理为，采用大气阻力模型、地球引力模型、栅格翼控制力模型、舵机偏角信号为输入设计动力学仿真机，实现箭体子级六自由度递推，控制仿真节拍并将发射惯性坐标系下姿态角信息发送至三轴转台、将箭体加速度信息发送至综合控制器、将箭体位置信息发送至GNSS模拟器。
光纤惯组置于三轴转台上，通过惯性器件敏感自身角速度(ωzωyωx)，输出角速度信息给综合控制器。
综合控制器根据：
位置、速度(x、y、z、
Figure BDA0002455789660000051
)
姿态(φ、
Figure BDA0002455789660000052
γ)、落点经纬度(B0,λ0)
光纤惯组惯性信息(ωx、ωy、ωz)
动力学仿真(ax、ay、az)
GNSS接收机位置信息
通过GNC导航解算、制导控制算法等给出摆角信号(δz0、δy0、δx0)给伺服控制系统。
伺服控制系统根据程序偏角信号控制舵机动作，在受到舵机加载系统机械阻尼力作用后，返回实际舵偏信号(δz、δy、δx)给综合控制器，并将舵偏角信息转至动力学仿真机，实现动力学仿真机闭环仿真。
一种基于半实物仿真的控制方法,包括以下步骤：
步骤一，构建基于半实物仿真系统平台架构,平台中包含：三轴转台、动力学仿真机、光纤惯组、GPS模拟器、伺服控制系统、舵机加载系统等；通过CAN总线网络连接综合控制器、光纤惯组、动力学仿真机、伺服控制系统、舵机加载系统、三轴转台。步骤二，综合控制器、动力学仿真机装订系统控制初始值，包括但不限于惯组初始方位角、误差系数、落点经纬度等；
步骤三，动力学仿真机启动仿真，跟据当前节拍箭体姿态、速度、位置、实际舵偏角信息，引入大气阻力模型、地球引力模型、栅格翼控制力模型实计算当前节拍箭体受力及力矩情况，根据箭体质量m及箭体转动惯量I计算得出箭体下一节拍加速度(ax、ay、az)及角速度增量
Figure BDA0002455789660000068
信息，将计算的子级箭体质心加速度(ax、ay、az)发送至综合控制器，根据计算的角速度增量更新当前节拍四元数，计算箭体子级坐标系到发射惯性坐标系姿态转换矩阵，并根据姿态转换矩阵、地球自转角速度计算转台发射坐标系下的姿态角信息，将该姿态角信息发送至三轴转台，将解算的箭体质心速度、位置、姿态信息发送至舵机加载系统，将解算的箭体质心位置发送给GNSS模拟器；
其中动力学仿真机设计过程包括以下步骤：
1.子级箭体质心速度位置递推变量方程如下：
Figure BDA0002455789660000061
其中，
Figure BDA0002455789660000062
子级箭体在当前节拍下受到气动力，包括栅格翼控制力及箭体本身气动力，由地面风洞吹风试验获得气动数据系数插值获得，
Figure BDA0002455789660000063
当前节拍重力，m为子级简体质量，
Figure BDA0002455789660000064
子级箭体之心位置矢量，Ma马赫数、α气动攻角，δ等效舵偏角；
2.子级箭体绕质心运动姿态递推变量方程如下：
Figure BDA0002455789660000065
其中，
Figure BDA0002455789660000066
子级箭体在当节拍态下受到力矩，由地面风洞吹风试验获得气动数据系数插值获得，I为子级箭体的惯性张量，
Figure BDA0002455789660000067
为子级箭体绕质心角速度矢量。
步骤四，综合控制器采样光纤惯组惯性信息(ωx、ωy、ωz)、动力学仿真机加速度信息(ax、ay、az)、GNSS接收机位置信息运行导航制导及稳定控制算法，给伺服控制系统输出舵机的摆角信号
Figure BDA0002455789660000071
并回采舵机实际偏角δz、δy、δx转给动力学仿真机。
步骤五，舵机加载系统根据动力学仿真机解算的箭体位置(x、y、z)和箭体速度
Figure BDA0002455789660000072
箭体姿态(φ、
Figure BDA0002455789660000073
γ)输出阻尼力矩，通过刚性结构加载到舵机。
步骤六，迭代步骤三到五，满足距离目标点距离及近垂直地面姿态要求后停止仿真完成综合控制器仿真测试任务。
说明：
发射坐标系oxyz，坐标点原点为发射点，ox轴在发射点水平面内指向射向，oy轴沿发射点的铅垂线向上，oz轴与ox，oy构成右手坐标系。
发射惯性坐标系OXYZ，发射惯性坐标系OXYZ在发射瞬时与发射坐标系oxyz重合。发射后，发射惯性坐标系的原点和各坐标轴方向在惯性控制保持不变。
子级坐标系O2X2Y2Z2，子级坐标系原点O2为子级箭体质心；O2X2轴与子级纵轴重合并指向发动机；O2Y2在子级纵对称平面内垂直于O2X2轴向上(即指向Ⅰ基准)；O2Z2轴与O2X2、O2Y2轴构成右手坐标系。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。

Claims (6)

1.一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统，其特征在于：包括动力学仿真机、伺服控制系统、舵机加载系统、三轴转台、光纤惯组、GNSS模拟器；
动力学仿真机根据发射的初始条件、箭体姿态、速度、位置、实际舵偏角进行箭体运动方程解算，并计算出下一节拍箭体受力及力矩情况，根据箭体质量及箭体转动惯量计算得出箭体下一节拍加速度及角速度增量信息，将计算的子级箭体质心加速度发送至综合控制器，根据计算的角速度增量更新当前节拍姿态四元数，计算箭体子级坐标系转发射惯性坐标系姿态转换矩阵，并根据姿态转换矩阵计算当前节拍发射惯性坐标系下的姿态角信息，根据仿真时间，将发射惯性坐标系下姿态角信息转换为发射坐标系姿态角信息，将该姿态角信息发送至三轴转台，将解算的箭体质心速度、位置、姿态信息发送至舵机加载系统，将解算的箭体质心位置发送给GNSS模拟器；
光纤惯组置于三轴转台上，三轴转台根据姿态角信息控制转台旋转，光纤惯组敏感转台动作，输出角速度信号给综合控制器；
综合控制器采样子级箭体质心加速度信息以及光纤惯组角速度信息，根据控制律给出程序摆角信号，并输出至伺服控制系统，同时接收GNSS模拟器射频信号，将位置信息用于组合导航；
舵机加载系统，根据动力学仿真机给出的箭体速度、位置、姿态，根据空气动力学模型输出阻尼力矩并加载至舵机；
伺服控制系统根据程序摆角信号控制舵机动作、并采集实际舵偏角，将采集的实际舵偏角通过综合控制器发送至动力学仿真机；
GNSS模拟器根据动力学仿真机输出位置信息模拟卫星导航星座信号，通过射频设备对外发射。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述的动力学仿真机通过下述递推方程计算子级箭体质心速度位置：
Figure FDA0002455789650000021
其中，
Figure FDA0002455789650000022
为子级箭体在当前节拍下受到的气动力；
Figure FDA0002455789650000023
当前节拍重力，m为子级箭体质量，
Figure FDA0002455789650000024
子级箭体质心位置矢量，Ma马赫数、α气动攻角，δ等效舵偏角。
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述的动力学仿真机通过下述递推方程计算箭体子级坐标系下角速度增量：
Figure FDA0002455789650000025
其中，
Figure FDA0002455789650000026
为在当节节拍子级箭体相对于质心受到外力矩，I为子级箭体的惯性张量，
Figure FDA0002455789650000027
为子级箭体绕质心角速度矢量。
4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：伺服控制系统与综合控制器之间通过CAN总线连接，接收程序摆角信号，并通过CAN总线网络返回实际舵偏角信息。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：舵机加载系统与伺服控制系统通过机械结构刚性连接，根据CAN网络中动力学仿真机下发的子级箭体质心位置、速度、姿态及根据拉偏实验需求设置风速、风向约束，实时输出阻尼力矩，该阻尼力矩通过所述机械结构加载至舵机。
6.一种火箭子级回收综合控制器半实物仿真测试方法，其特征在于通过下述方式实现：
步骤一，动力学仿真机根据发射的实际初始条件、火箭子级当前时刻速度、位置，姿态和实际舵偏角进行箭体姿态计算，将计算的发射惯性系下箭体姿态角发送至三轴转台，将计算的子级箭体质心加速度信息发送至综合控制器；将子级箭体质心位置发送给GNSS模拟器，三轴转台根据发射惯性系下箭体姿态角信号控制转台旋转，安装在三轴转台上的光纤惯组敏感转台动作，输出角速度信号给综合控制器；
步骤二，综合控制器采样GNSS模拟器输出子级箭体位置、动力学仿真机输出加速度信息、光纤惯组输出角速度信号,根据控制律给出控制时序及程序摆角信号，并输出至伺服控制系统；伺服控制系统控制舵机工作；经舵机加载系统模拟飞行过程所受的气动力后，伺服控制系统采集舵偏角度给综合控制器，并发转给动力学仿真计算机；
步骤三，舵机加载系统根据动力学仿真机解算的箭体位置、箭体速度、箭体姿态输出阻尼力矩并加载到舵机；
步骤四，迭代步骤一到步骤三，根据阶段控制要求开始导航控制；满足距离目标点距离及近垂直地面姿态要求后停止仿真；根据仿真结果对控制率设计、制导方法和落点回收精度的可行性进行分析和验证。
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