CN112112745B - 航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置 - Google Patents

航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置 Download PDF

Info

Publication number
CN112112745B
CN112112745B CN202011316491.2A CN202011316491A CN112112745B CN 112112745 B CN112112745 B CN 112112745B CN 202011316491 A CN202011316491 A CN 202011316491A CN 112112745 B CN112112745 B CN 112112745B
Authority
CN
China
Prior art keywords
zero
engine
control
delta
servo command
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202011316491.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112112745A (zh
Inventor
钟友武
朱凯
赵卫娟
赵向楠
米文昊
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Landspace Technology Co Ltd
Original Assignee
Landspace Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Landspace Technology Co Ltd filed Critical Landspace Technology Co Ltd
Priority to CN202011316491.2A priority Critical patent/CN112112745B/zh
Publication of CN112112745A publication Critical patent/CN112112745A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112112745B publication Critical patent/CN112112745B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/805—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control servo-mechanisms or control devices therefor

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本申请提供了一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置，控制方法包括：在发动机回零控制开始时刻，通过综合回零控制开始时刻的姿控系统输出的伺服指令和伺服指令速度获得发动机回零控制的伺服指令趋势；根据发动机回零控制的伺服指令趋势自适应选择抛物线组合，利用抛物线组合构造得到发动机回零控制的伺服指令；伺服机构根据利用发动机回零控制的伺服指令摇摆发动机，以对发动机进行自适应回零控制。本申请能够充分利用发动机后效推力进行姿态控制。本申请中发动机回零加速度小，回零过程惯性力矩小，回零过程对姿态的影响小，有利于提高姿态控制精度。

Description

航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置
技术领域
本申请属于航天运载器控制技术领域，具体涉及一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置。
背景技术
航天运载器在上升飞行段或回收过程中发动机关机后，需要控制摇摆发动机回零位，避免残余后效推力产生干扰力矩，以便为级间分离、星箭分离或返回段的下一次发动机起动创造良好的受力条件与环境。通常，通过姿态控制装置向伺服控制驱动器发送零指令实现发动机的回零控制。
传统的发动机关机后回零控制一般采用直接发送零伺服指令或从当前状态直线过渡到零的方式，发动机在回零过程中会出现阶跃形式的动作，较大的加速度造成较大的惯性力矩，且不能充分利用发动机后效推力的控制，不利于保证航天运载器关机后的姿态保持精度。
发明内容
为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置。
根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法，其包括以下步骤：
在发动机回零控制开始时刻，通过综合回零控制开始时刻的姿控系统输出的伺服指令和伺服指令速度获得发动机回零控制的伺服指令趋势；
根据发动机回零控制的伺服指令趋势自适应选择抛物线组合，利用抛物线组合构造得到发动机回零控制的伺服指令；
伺服机构根据利用发动机回零控制的伺服指令摇摆发动机，以对发动机进行自适应回零控制。
上述航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法中，所述在发动机回零控制开始时刻，通过综合回零控制开始时刻的伺服指令和伺服指令速度获得发动机回零控制的伺服指令趋势的过程为：
计算发动机回零控制开始时刻姿控系统输出的伺服指令速度
Figure 255319DEST_PATH_IMAGE001
；
Figure 162095DEST_PATH_IMAGE002
，
式中，
Figure 51553DEST_PATH_IMAGE003
表示发动机回零控制开始时刻的伺服指令，
Figure 976653DEST_PATH_IMAGE004
表示发动机回零控制 上一控制周期的伺服指令，
Figure 122726DEST_PATH_IMAGE005
表示姿态控制频率；
判断发动机回零控制开始时刻的伺服指令
Figure 985640DEST_PATH_IMAGE003
和伺服指令速度
Figure 678789DEST_PATH_IMAGE001
的符号；
当
Figure 192816DEST_PATH_IMAGE006
时，发动机回零控制的伺服指令
Figure 8325DEST_PATH_IMAGE007
小于0，且其幅值先增 大后减小，直至减小至0；
当
Figure 622451DEST_PATH_IMAGE008
时，发动机回零控制的伺服指令
Figure 853712DEST_PATH_IMAGE007
小于0，且其幅值一直减 小至0；
当
Figure 487825DEST_PATH_IMAGE009
时，发动机回零控制的伺服指令
Figure 615181DEST_PATH_IMAGE007
大于0，且其幅值先增 大后减小，直至减小至0；
当
Figure 967534DEST_PATH_IMAGE010
时，发动机回零控制的伺服指令
Figure 2486DEST_PATH_IMAGE007
大于0，且其幅值一直 减小至0；
当
Figure 507416DEST_PATH_IMAGE011
时，发动机回零控制的伺服指令
Figure 336832DEST_PATH_IMAGE007
等于0。
进一步地，所述根据发动机回零控制的伺服指令趋势自适应选择抛物线组合，利用抛物线组合构造得到发动机回零控制的伺服指令的具体过程为：
当
Figure 442060DEST_PATH_IMAGE012
时，发动机回零控制的伺服指令
Figure 15124DEST_PATH_IMAGE013
为：
Figure 374561DEST_PATH_IMAGE014
，
式中，
Figure 627076DEST_PATH_IMAGE015
表示伺服指令速度的转折时间，
Figure 439174DEST_PATH_IMAGE016
表示回零控制的伺服指令的加速度大 小，
Figure 81508DEST_PATH_IMAGE017
表示伺服指令的最大幅值；
Figure 810298DEST_PATH_IMAGE018
，
Figure 715937DEST_PATH_IMAGE019
表示以发动机回零控制开始时刻为零点的时间，
Figure 280911DEST_PATH_IMAGE020
表示发动机回零控制的总时 间；
当
Figure 710624DEST_PATH_IMAGE021
时，发动机回零控制的伺服指令
Figure 44653DEST_PATH_IMAGE013
为：
Figure 121194DEST_PATH_IMAGE022
，
伺服指令速度的转折时间
Figure 422731DEST_PATH_IMAGE023
、回零控制的伺服指令的加速度大小
Figure 141288DEST_PATH_IMAGE024
和伺服指令的 最大幅值
Figure 595403DEST_PATH_IMAGE025
分别为：
Figure 374004DEST_PATH_IMAGE026
；
当
Figure 165767DEST_PATH_IMAGE027
时，
Figure 688015DEST_PATH_IMAGE028
。
更进一步地，所述当
Figure 996636DEST_PATH_IMAGE012
时，发动机回零控制的伺服指令
Figure 664247DEST_PATH_IMAGE013
的构造过程为：
当
Figure DEST_PATH_IMAGE029
时，采用抛物线形式在
Figure 628792DEST_PATH_IMAGE030
时段上构造发动机回零控制 的伺服指令
Figure 954731DEST_PATH_IMAGE031
的表达式；
在
Figure 632706DEST_PATH_IMAGE032
时段上，回零控制的伺服指令的加速度大小为
Figure 753109DEST_PATH_IMAGE033
，抛物线的初始点为
Figure 267267DEST_PATH_IMAGE034
，顶点为
Figure 865738DEST_PATH_IMAGE035
，则发动机回零控制的伺服指令
Figure 132640DEST_PATH_IMAGE031
的表达式为：
Figure 689524DEST_PATH_IMAGE036
；
在
Figure 425398DEST_PATH_IMAGE037
时段上，回零控制的伺服指令的加速度大小为
Figure 93140DEST_PATH_IMAGE033
，抛物线的 顶点为
Figure 420741DEST_PATH_IMAGE035
，则发动机回零控制的伺服指令
Figure 148525DEST_PATH_IMAGE031
的表达式为：
Figure 620964DEST_PATH_IMAGE038
；
在
Figure 826817DEST_PATH_IMAGE039
时段上，回零控制的伺服指令的加速度大小为
Figure 553465DEST_PATH_IMAGE040
，抛物线 的结束点为
Figure 452151DEST_PATH_IMAGE041
，则发动机回零控制的伺服指令
Figure 411885DEST_PATH_IMAGE031
的表达式为：
Figure 421430DEST_PATH_IMAGE042
；
当
Figure 533742DEST_PATH_IMAGE043
时，发动机回零控制的伺服指令
Figure 337750DEST_PATH_IMAGE031
的表达式为：
Figure 784781DEST_PATH_IMAGE044
；
当
Figure 332437DEST_PATH_IMAGE045
时，采用抛物线形式在
Figure 299256DEST_PATH_IMAGE030
时段上构造的发动机回零控 制的伺服指令
Figure 274165DEST_PATH_IMAGE031
的表达式为：
Figure 934124DEST_PATH_IMAGE046
。
更进一步地，所述当
Figure 285470DEST_PATH_IMAGE047
时，计算得到伺服指令速度的转折时间
Figure 106796DEST_PATH_IMAGE048
、回零控制 的伺服指令的加速度大小
Figure 783765DEST_PATH_IMAGE049
和伺服指令的最大幅值
Figure 939809DEST_PATH_IMAGE050
的过程为：
根据
Figure 829267DEST_PATH_IMAGE051
时段上发动机回零控制的伺服指令
Figure 505099DEST_PATH_IMAGE052
的表达式
Figure 821811DEST_PATH_IMAGE053
，
得到发动机回零控制的伺服指令
Figure 465151DEST_PATH_IMAGE052
的初始条件为：
Figure 423880DEST_PATH_IMAGE054
；
根据
Figure 688639DEST_PATH_IMAGE055
时段上和
Figure 691099DEST_PATH_IMAGE056
时段上发动机回零控制的 伺服指令
Figure 572467DEST_PATH_IMAGE052
的表达式，当
Figure 803728DEST_PATH_IMAGE057
时，发动机回零控制的伺服指令大小相等，得 到：
Figure 454153DEST_PATH_IMAGE058
；
将以上两式联立，得到：
Figure 630443DEST_PATH_IMAGE059
。
进一步地，所述当
Figure 999108DEST_PATH_IMAGE060
时，发动机回零控制的伺服指令
Figure 34060DEST_PATH_IMAGE061
的构造过程为：
当
Figure 538991DEST_PATH_IMAGE062
时，采用抛物线形式在
Figure 883253DEST_PATH_IMAGE063
时段上构造发动机回零控制 的伺服指令
Figure 739214DEST_PATH_IMAGE061
的表达式；
在时段
Figure 312278DEST_PATH_IMAGE064
上，回零控制的伺服指令的加速度大小为
Figure 937294DEST_PATH_IMAGE065
，抛物线的初始点为
Figure 452458DEST_PATH_IMAGE066
，顶点为
Figure 530135DEST_PATH_IMAGE067
，则发动机回零控制的伺服指令
Figure 172469DEST_PATH_IMAGE061
的表达式为：
Figure 386413DEST_PATH_IMAGE068
；
在时段
Figure 338057DEST_PATH_IMAGE069
上，回零控制的伺服指令的加速度大小为
Figure 903031DEST_PATH_IMAGE065
，抛物线 的顶点为
Figure 817897DEST_PATH_IMAGE067
，则发动机回零控制的伺服指令
Figure 151926DEST_PATH_IMAGE061
的表达式为：
Figure 11823DEST_PATH_IMAGE070
；
在时段
Figure 798513DEST_PATH_IMAGE071
上，回零控制的伺服指令的加速度大小为
Figure 517070DEST_PATH_IMAGE072
，抛物线的 结束点为
Figure 220453DEST_PATH_IMAGE073
，则发动机回零控制的伺服指令
Figure 999053DEST_PATH_IMAGE061
的表达式为：
Figure 538619DEST_PATH_IMAGE074
当
Figure 60867DEST_PATH_IMAGE075
时，发动机回零控制的伺服指令
Figure 618756DEST_PATH_IMAGE061
的表达式为：
Figure 833837DEST_PATH_IMAGE076
；
当
Figure 329540DEST_PATH_IMAGE077
时，采用抛物线形式在
Figure 655479DEST_PATH_IMAGE078
时段上构造的发动机回零控 制的伺服指令
Figure 802296DEST_PATH_IMAGE061
的表达式为：
Figure 922699DEST_PATH_IMAGE079
。
更进一步地，所述当
Figure 436857DEST_PATH_IMAGE060
时，计算得到伺服指令速度的转折时间
Figure 300907DEST_PATH_IMAGE080
、回零控制 的伺服指令的加速度大小
Figure 570739DEST_PATH_IMAGE081
和伺服指令的最大幅值
Figure 393202DEST_PATH_IMAGE082
的过程为：
根据
Figure 863497DEST_PATH_IMAGE083
时段上发动机回零控制的伺服指令
Figure DEST_PATH_IMAGE084
的表达式
Figure 249348DEST_PATH_IMAGE085
得到发动机回零控制的伺服指令
Figure 121489DEST_PATH_IMAGE084
的初始条件为：
Figure DEST_PATH_IMAGE086
；
根据
Figure 318115DEST_PATH_IMAGE087
时段上和
Figure DEST_PATH_IMAGE088
时段上发动机回零控制的 伺服指令
Figure 728237DEST_PATH_IMAGE084
的表达式，当
Figure 199670DEST_PATH_IMAGE089
时，发动机回零控制的伺服指令大小相等，得 到：
Figure DEST_PATH_IMAGE090
；
将以上两式联立，得到：
Figure 910006DEST_PATH_IMAGE091
。
根据本申请实施例的第二方面，本申请还提供了一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制装置，其包括存储器和处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行上述任一项所述的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法。
根据本申请实施例的第三方面，本申请还提供了一种计算机存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一项所述的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法。
根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：针对传统的发动机关机后采用直接阶跃或斜坡回零指令控制方法，不能充分利用发动机后效推力控制，且造成较大惯性力矩的问题，本申请通过综合回零控制开始时刻的姿控系统输出的伺服指令和伺服指令速度获得伺服指令趋势，根据伺服指令趋势自适应地生成回零控制的伺服指令，实现发动机自适应回零控制，且发动机回零加速度峰值最小，从而使得回零过程惯性力矩小，能够降低对航天运载器姿态的影响。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。
附图说明
下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。
图1为本申请实施例提供的一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法的流程图。
图2为本申请实施例提供的一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法中 当
Figure 543112DEST_PATH_IMAGE006
时发动机回零控制的伺服指令对应的抛物线示意图。
图3为本申请实施例提供的一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法中 当
Figure 253579DEST_PATH_IMAGE008
时发动机回零控制的伺服指令对应的抛物线示意图。
图4为本申请实施例提供的一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法中 当
Figure 527040DEST_PATH_IMAGE009
时发动机回零控制的伺服指令对应的抛物线示意图。
图5为本申请实施例提供的一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法中 当
Figure 577035DEST_PATH_IMAGE010
时发动机回零控制的伺服指令对应的抛物线示意图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。
本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。
关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。
关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。
关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。
关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。
某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。
本申请航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法，在发动机回零控制开始时刻，通过综合回零控制开始时刻的姿控系统输出的伺服指令和伺服指令速度获得发动机回零控制的伺服指令趋势；根据发动机回零控制的伺服指令趋势自适应选择抛物线组合，利用抛物线组合构造得到发动机回零控制的伺服指令；伺服机构根据发动机回零控制的伺服指令摇摆发动机，以实现对发动机进行自适应回零控制。
图1为本申请实施例提供的一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法的流程图。
如图1所示，本申请提供的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法包括以下步骤：
S1、计算发动机回零控制开始时刻的伺服指令速度
Figure 646622DEST_PATH_IMAGE001
；
Figure 828074DEST_PATH_IMAGE002
（1）
式（1）中，
Figure 641309DEST_PATH_IMAGE003
表示发动机回零控制开始时刻的姿控系统输出的伺服指令，
Figure 76970DEST_PATH_IMAGE004
表 示发动机回零控制上一控制周期的伺服指令，
Figure 301146DEST_PATH_IMAGE005
表示姿态控制频率，单位为Hz。
S2、判断发动机回零控制开始时刻的姿控系统输出的伺服指令
Figure 720626DEST_PATH_IMAGE003
的符号，并根 据判断结果结合发动机回零控制开始时刻的伺服指令速度
Figure 71973DEST_PATH_IMAGE001
生成对应的发动机回零控制 的伺服指令，其具体过程为：
S21、当
Figure 142566DEST_PATH_IMAGE012
时，采用等加速度大小的方式生成发动机回零控制的伺服指令，其 具体过程为：
针对
Figure 22798DEST_PATH_IMAGE012
的情况又包括
Figure 929574DEST_PATH_IMAGE006
以及
Figure 84612DEST_PATH_IMAGE008
两种 情况，下面分情况进行具体说明：
当
Figure 12641DEST_PATH_IMAGE006
时，由于抛物线的加速度为常值，因此采用如图2所示的抛 物线的形式在
Figure 594932DEST_PATH_IMAGE030
这一时段上构造发动机回零控制的伺服指令
Figure 989004DEST_PATH_IMAGE031
的表达式。
S211、第一阶段回零控制的伺服指令的加速度大小为
Figure 682154DEST_PATH_IMAGE033
，使得伺服指令速度在
Figure 727339DEST_PATH_IMAGE048
时刻增大到0，
Figure 746111DEST_PATH_IMAGE048
表示伺服指令速度的转折时间，即
Figure 96320DEST_PATH_IMAGE048
时刻之前伺服指令速度为负，
Figure 593161DEST_PATH_IMAGE048
时刻 伺服指令速度为0，
Figure 492853DEST_PATH_IMAGE048
时刻之后伺服指令速度为正；在
Figure 151367DEST_PATH_IMAGE048
时刻伺服指令的幅值最大，该时刻 的伺服指令值为
Figure 520032DEST_PATH_IMAGE050
，由此将求取发动机回零控制的伺服指令
Figure 804251DEST_PATH_IMAGE052
的过程转变为构造抛物线 方程的过程，该抛物线的初始点为
Figure 309182DEST_PATH_IMAGE034
，顶点为
Figure 404177DEST_PATH_IMAGE035
，回零控制的伺服指令的加速 度大小为
Figure 994558DEST_PATH_IMAGE033
，则发动机回零控制的伺服指令
Figure 85398DEST_PATH_IMAGE031
为：
Figure 710415DEST_PATH_IMAGE036
（2）
式（2）中，
Figure 976311DEST_PATH_IMAGE019
表示以发动机回零控制开始时刻为零点的时间。
S212、第二阶段回零控制的伺服指令的加速度大小为
Figure 53989DEST_PATH_IMAGE016
和
Figure 680011DEST_PATH_IMAGE040
，使得
Figure 159534DEST_PATH_IMAGE048
时刻伺服指 令速度为0，
Figure 330752DEST_PATH_IMAGE020
时刻伺服指令速度也为0，即从
Figure 895726DEST_PATH_IMAGE015
时刻到
Figure 325439DEST_PATH_IMAGE020
时刻，通过一段加速度大小为
Figure 925047DEST_PATH_IMAGE033
的抛物线和一段加速度大小为
Figure 532746DEST_PATH_IMAGE040
的抛物线光滑拼接的方式构造发动机回零控制的伺服指 令，则发动机回零控制的伺服指令
Figure 319437DEST_PATH_IMAGE013
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE092
（3）
式（3）中，
Figure 21682DEST_PATH_IMAGE093
表示发动机回零控制的总时间。
S213、计算得到在发动机回零控制的整个时段中发动机回零控制的伺服指令
Figure 475797DEST_PATH_IMAGE007
， 其具体过程为：
根据式（2）得到发动机回零控制的伺服指令
Figure 254398DEST_PATH_IMAGE007
的初始条件为：
Figure DEST_PATH_IMAGE094
（4）
根据式（3），当
Figure 249423DEST_PATH_IMAGE095
时，发动机回零控制的伺服指令大小相等，即
Figure DEST_PATH_IMAGE096
（5）
联立式（4）和式（5），得到：
Figure 506092DEST_PATH_IMAGE097
（6）
根据式（2）和式（3）得到发动机回零控制的伺服指令
Figure 63981DEST_PATH_IMAGE013
为：
Figure 13482DEST_PATH_IMAGE014
（7）
当
Figure 40344DEST_PATH_IMAGE008
时，由于抛物线的加速度为常值，因此采用如图3所示的抛 物线的形式在
Figure 835125DEST_PATH_IMAGE030
这一时段上构造发动机回零控制的伺服指令
Figure 513100DEST_PATH_IMAGE031
的表达式。
从图3和图2的抛物线形式可以看出，图3所示的
Figure DEST_PATH_IMAGE098
时段上的抛物 线为图2所示
Figure 836765DEST_PATH_IMAGE099
时段上抛物线的一部分，图3所示的
Figure DEST_PATH_IMAGE100
时段上的抛物线与图2所示
Figure 69032DEST_PATH_IMAGE101
时段上抛物线相同，因此，发动机回零控制 的伺服指令
Figure 933083DEST_PATH_IMAGE013
为：
Figure 216297DEST_PATH_IMAGE014
。
S22、当
Figure 507601DEST_PATH_IMAGE021
时，采用等加速度大小的方式生成发动机回零控制的伺服指令，其 具体过程为：
针对
Figure 483954DEST_PATH_IMAGE021
的情况又包括
Figure 151696DEST_PATH_IMAGE009
以及
Figure 23837DEST_PATH_IMAGE010
两种 情况，下面分情况进行具体说明：
当
Figure 735310DEST_PATH_IMAGE009
时，由于抛物线的加速度为常值，因此采用如图4所示的抛 物线的形式在
Figure 958481DEST_PATH_IMAGE030
这一时段上构造发动机回零控制的伺服指令
Figure 429913DEST_PATH_IMAGE031
的表达式。
S221、第一阶段回零控制的伺服指令的加速度大小为
Figure 422140DEST_PATH_IMAGE040
，使得伺服指令速度在
Figure 773356DEST_PATH_IMAGE080
时刻减小到0，
Figure 483823DEST_PATH_IMAGE080
表示伺服指令速度的转折时间，即
Figure 227788DEST_PATH_IMAGE080
时刻之前伺服指令速度为正，
Figure 323789DEST_PATH_IMAGE080
时刻 伺服指令速度为0，
Figure 393376DEST_PATH_IMAGE080
时刻之后伺服指令速度为负；在
Figure 591139DEST_PATH_IMAGE080
时刻伺服指令的幅值最大，该时刻 的伺服指令值为
Figure 404374DEST_PATH_IMAGE050
，由此将求取发动机回零控制的伺服指令
Figure 92232DEST_PATH_IMAGE052
的过程转变为构造抛物线 方程的过程，该抛物线的初始点为
Figure 332721DEST_PATH_IMAGE034
，顶点为
Figure 752201DEST_PATH_IMAGE035
，回零控制的伺服指令的加速 度大小为
Figure 103548DEST_PATH_IMAGE040
，则发动机回零控制的伺服指令
Figure 174141DEST_PATH_IMAGE031
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE102
（8）
式（8）中，
Figure 788793DEST_PATH_IMAGE103
表示以发动机回零控制开始时刻为零点的时间。
S222、第二阶段回零控制的伺服指令的加速度大小为
Figure 944836DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure 365453DEST_PATH_IMAGE033
，使得
Figure DEST_PATH_IMAGE104
时刻伺服指 令速度为0，
Figure 244548DEST_PATH_IMAGE093
时刻伺服指令速度也为0，即从
Figure 76106DEST_PATH_IMAGE104
时刻到
Figure 204599DEST_PATH_IMAGE093
时刻，通过一段加速度大小为
Figure 897749DEST_PATH_IMAGE040
的抛物线和一段加速度大小为
Figure 693667DEST_PATH_IMAGE033
的抛物线光滑拼接的方式构造发动机回零控制的伺服指 令，则发动机回零控制的伺服指令
Figure 433477DEST_PATH_IMAGE031
为：
Figure 314845DEST_PATH_IMAGE105
（9）
S223、计算得到在发动机回零控制的整个时段中发动机回零控制的伺服指令
Figure DEST_PATH_IMAGE106
， 其具体过程为：
根据式（8）得到发动机回零控制的伺服指令
Figure 280527DEST_PATH_IMAGE106
的初始条件为：
Figure 180219DEST_PATH_IMAGE107
（10）
根据式（9），当
Figure 104313DEST_PATH_IMAGE095
时，发动机回零控制的伺服指令大小相等，即
Figure DEST_PATH_IMAGE108
（11）
联立式（10）和式（11），得到：
Figure 394349DEST_PATH_IMAGE109
（12）
根据式（8）和式（9）得到发动机回零控制的伺服指令
Figure 163722DEST_PATH_IMAGE106
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE110
（13）
当
Figure 652341DEST_PATH_IMAGE111
时，由于抛物线的加速度为常值，因此采用如图5所示的抛 物线的形式在
Figure DEST_PATH_IMAGE112
这一时段上构造发动机回零控制的伺服指令
Figure 216177DEST_PATH_IMAGE106
的表达式。
从图5和图4的抛物线形式可以看出，图5所示的
Figure 806558DEST_PATH_IMAGE098
时段上的抛物 线为图4所示
Figure 897399DEST_PATH_IMAGE099
时段上抛物线的一部分，图5所示的
Figure 522415DEST_PATH_IMAGE100
时段上的抛物线与图4所示
Figure 788311DEST_PATH_IMAGE100
时段上抛物线相同，因此，发动机回零控制 的伺服指令
Figure 865989DEST_PATH_IMAGE106
为：
Figure 492011DEST_PATH_IMAGE110
。
S23、当
Figure 971534DEST_PATH_IMAGE113
时直接将发动机回零控制的伺服指令置为0，即
Figure DEST_PATH_IMAGE114
。
S3、将发动机回零控制的伺服指令发送给伺服控制驱动器，由伺服控制驱动器驱动伺服作动器伸缩动作，从而控制发动机摇摆，回到发动机零位。
本申请根据发动机回零控制初始时刻的伺服指令和伺服指令速度自适应生成发动机回零控制的伺服指令，有利于充分利用发动机后效推力进行姿态控制。
本申请选用加速度为常值的抛物线形式构造发动机回零控制的伺服指令的表达式，使得伺服摇摆带来的惯性力矩更平稳，回零过程对姿态的影响更小，从而有利于提高姿态控制的精度。
在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制装置，其包括存储器和处理器，处理器被配置为基于存储在存储器中的指令，执行本申请中任一个实施例中的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法。
其中，存储器可以为系统存储器或固定非易失性存储介质等，系统存储器可以存储有操作系统、应用程序、引导装载程序、数据库以及其他程序等。
在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种计算机存储介质，是计算机可读存储介质，例如，包括计算机程序的存储器，上述计算机程序可由处理器执行，以完成本申请中任一个实施例中的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法。
上述的本申请实施例可在各种硬件、软件编码或两者组合中进行实施。例如，本申请的实施例也可表示在数据信号处理器中执行上述方法的程序代码。本申请也可涉及计算机处理器、数字信号处理器、微处理器或现场可编程门阵列执行的多种功能。可根据本申请配置上述处理器执行特定任务，其通过执行定义了本申请揭示的特定方法的机器可读软件代码或固件代码来完成。可将软件代码或固件代码发展表示不同的程序语言与不同的格式或形式。也可表示不同的目标平台编译软件代码。然而，根据本申请执行任务的软件代码与其他类型配置代码的不同代码样式、类型与语言不脱离本申请的精神与范围。
以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。

Claims (9)

1.一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
在发动机回零控制开始时刻，通过判断回零控制开始时刻的姿控系统输出的伺服指令的符号和伺服指令速度的符号，获得发动机回零控制的伺服指令趋势；
根据发动机回零控制的伺服指令趋势自适应选择抛物线组合，利用抛物线组合构造得到发动机回零控制的伺服指令；
伺服机构根据利用发动机回零控制的伺服指令摇摆发动机，以对发动机进行自适应回零控制。
2.根据权利要求1所述的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法，其特征在于，所述在发动机回零控制开始时刻，通过判断回零控制开始时刻的姿控系统输出的伺服指令的符号和伺服指令速度的符号，获得发动机回零控制的伺服指令趋势的过程为：
计算发动机回零控制开始时刻姿控系统输出的伺服指令速度
Figure FDA0002941990860000011
Figure FDA0002941990860000012
式中，δc0表示发动机回零控制开始时刻的伺服指令，δc_1表示发动机回零控制上一控制周期的伺服指令，f表示姿态控制频率；
判断发动机回零控制开始时刻的伺服指令δc0和伺服指令速度
Figure FDA0002941990860000013
的符号；
当δc0＜0且
Figure FDA0002941990860000014
时，发动机回零控制的伺服指令δc小于0，且其幅值先增大后减小，直至减小至0；
当δc0＜0且
Figure FDA0002941990860000015
时，发动机回零控制的伺服指令δc小于0，且其幅值一直减小至0；
当δc0＞0且
Figure FDA0002941990860000016
时，发动机回零控制的伺服指令δc大于0，且其幅值先增大后减小，直至减小至0；
当δc0＞0且
Figure FDA0002941990860000017
时，发动机回零控制的伺服指令δc大于0，且其幅值一直减小至0；
当δc0＝0时，发动机回零控制的伺服指令δc等于0。
3.根据权利要求2所述的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法，其特征在于，所述根据发动机回零控制的伺服指令趋势自适应选择抛物线组合，利用抛物线组合构造得到发动机回零控制的伺服指令的具体过程为：
当δc0＜0时，发动机回零控制的伺服指令δc为：
Figure FDA0002941990860000021
式中，T1表示伺服指令速度的转折时间，A表示回零控制的伺服指令的加速度大小，
Figure FDA0002941990860000022
表示伺服指令的最大幅值；
Figure FDA0002941990860000023
t表示以发动机回零控制开始时刻为零点的时间，T表示发动机回零控制的总时间；
当δc0＞0时，发动机回零控制的伺服指令δc为：
Figure FDA0002941990860000024
伺服指令速度的转折时间T1、回零控制的伺服指令的加速度大小A和伺服指令的最大幅值
Figure FDA0002941990860000025
分别为：
Figure FDA0002941990860000031
当δc0＝0时，δc＝0。
4.根据权利要求3所述的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法，其特征在于，所述当δc0＜0时，发动机回零控制的伺服指令δc的构造过程为：
当δc0＜0且
Figure FDA0002941990860000032
时，采用抛物线形式在0-T时段上构造发动机回零控制的伺服指令δc的表达式；
在0-T1时段上，回零控制的伺服指令的加速度大小为A，抛物线的初始点为(0,δc0)，顶点为
Figure FDA0002941990860000033
则发动机回零控制的伺服指令δc的表达式为：
Figure FDA0002941990860000034
在T1～0.5·(T+T1)时段上，回零控制的伺服指令的加速度大小为A，抛物线的顶点为
Figure FDA0002941990860000035
则发动机回零控制的伺服指令δc的表达式为：
Figure FDA0002941990860000036
在0.5·(T+T1)～T时段上，回零控制的伺服指令的加速度大小为-A，抛物线的结束点为(T,0)，则发动机回零控制的伺服指令δc的表达式为：
δc＝-0.5·A·(t-T)2，0.5·(T+T1)＜t≤T；
当δc0＜0且
Figure FDA0002941990860000037
时，发动机回零控制的伺服指令δc的表达式为：
Figure FDA0002941990860000038
当δc0＜0且
Figure FDA0002941990860000039
时，采用抛物线形式在0-T时段上构造的发动机回零控制的伺服指令δc的表达式为：
Figure FDA0002941990860000041
5.根据权利要求4所述的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法，其特征在于，所述当δc0＜0时，计算得到伺服指令速度的转折时间T1、回零控制的伺服指令的加速度大小A和伺服指令的最大幅值
Figure FDA0002941990860000042
的过程为：
根据0-T1时段上发动机回零控制的伺服指令δc的表达式
Figure FDA0002941990860000043
得到发动机回零控制的伺服指令δc的初始条件为：
Figure FDA0002941990860000044
根据T1～0.5·(T+T1)时段上和0.5·(T+T1)～T时段上发动机回零控制的伺服指令δc的表达式，当t＝0.5·(T+T1)时，发动机回零控制的伺服指令大小相等，得到：
Figure FDA0002941990860000045
将以上两式联立，得到：
Figure FDA0002941990860000046
6.根据权利要求3所述的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法，其特征在于，所述当δc0＞0时，发动机回零控制的伺服指令δc的构造过程为：
当δc0＞0且
Figure FDA0002941990860000047
时，采用抛物线形式在0-T时段上构造发动机回零控制的伺服指令δc的表达式；
在时段0-T1上，回零控制的伺服指令的加速度大小为-A，抛物线的初始点为(0,δc0)，顶点为
Figure FDA0002941990860000051
则发动机回零控制的伺服指令δc的表达式为：
Figure FDA0002941990860000052
在时段T1～0.5·(T+T1)上，回零控制的伺服指令的加速度大小为-A，抛物线的顶点为
Figure FDA0002941990860000053
则发动机回零控制的伺服指令δc的表达式为：
Figure FDA0002941990860000054
在时段0.5·(T+T1)～T上，回零控制的伺服指令的加速度大小为A，抛物线的结束点为(T,0)，则发动机回零控制的伺服指令δc的表达式为：
δc＝0.5·A·(t-T)2，0.5·(T+T1)＜t≤T
当δc0＞0且
Figure FDA0002941990860000055
时，发动机回零控制的伺服指令δc的表达式为：
Figure FDA0002941990860000056
当δc0＞0且
Figure FDA0002941990860000057
时，采用抛物线形式在0-T时段上构造的发动机回零控制的伺服指令δc的表达式为：
Figure FDA0002941990860000058
7.根据权利要求6所述的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法，其特征在于，所述当δc0＞0时，计算得到伺服指令速度的转折时间T1、回零控制的伺服指令的加速度大小A和伺服指令的最大幅值
Figure FDA0002941990860000059
的过程为：
根据0-T1时段上发动机回零控制的伺服指令δc的表达式
Figure FDA00029419908600000510
得到发动机回零控制的伺服指令δc的初始条件为：
Figure FDA00029419908600000511
根据T1～0.5·(T+T1)时段上和0.5·(T+T1)～T时段上发动机回零控制的伺服指令δc的表达式，当t＝0.5·(T+T1)时，发动机回零控制的伺服指令大小相等，得到：
Figure FDA0002941990860000061
将以上两式联立，得到：
Figure FDA0002941990860000062
8.一种航天运载器关机后发动机自适应回零控制装置，其特征在于，包括存储器和处理器，所述处理器被配置为基于存储在所述存储器中的指令，执行如权利要求1～7任一项所述的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法。
9.一种计算机存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1～7任一项所述的航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法。
CN202011316491.2A 2020-11-23 2020-11-23 航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置 Active CN112112745B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011316491.2A CN112112745B (zh) 2020-11-23 2020-11-23 航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011316491.2A CN112112745B (zh) 2020-11-23 2020-11-23 航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112112745A CN112112745A (zh) 2020-12-22
CN112112745B true CN112112745B (zh) 2021-06-01

Family

ID=73794449

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011316491.2A Active CN112112745B (zh) 2020-11-23 2020-11-23 航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112112745B (zh)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104358625A (zh) * 2014-07-11 2015-02-18 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种变推力发动机推力闭环控制的方法
CN104747320A (zh) * 2015-01-29 2015-07-01 北京航空航天大学 转动控制固体姿轨控发动机
CN109407690A (zh) * 2018-12-27 2019-03-01 湖北航天飞行器研究所 一种飞行器稳定控制方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8998131B1 (en) * 2013-10-17 2015-04-07 The Boeing Company Differential throttling control enhancement

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104358625A (zh) * 2014-07-11 2015-02-18 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种变推力发动机推力闭环控制的方法
CN104747320A (zh) * 2015-01-29 2015-07-01 北京航空航天大学 转动控制固体姿轨控发动机
CN109407690A (zh) * 2018-12-27 2019-03-01 湖北航天飞行器研究所 一种飞行器稳定控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN112112745A (zh) 2020-12-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109352661B (zh) 一种机器人关节的控制方法、伺服驱动装置和可存储介质
Koch et al. Neuroflight: Next generation flight control firmware
CN109676634A (zh) 自抗扰控制器及工业机器人
KR101653756B1 (ko) 위성 동역학 시뮬레이터 및 그의 제어 방법
CN110617744B (zh) 一种运载火箭导引方法
Wu et al. Systematic gain‐scheduling control design: A missile autopilot example
CN112112745B (zh) 航天运载器关机后发动机自适应回零控制方法及控制装置
CN112034858B (zh) 一种融合弱观测高阶输出数据的无模型自适应艏向控制方法
KR101371399B1 (ko) 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법
CN105221270A (zh) 多变量前馈控制
CN114018103B (zh) 一种基于小推力的运载火箭弹道重构方法及系统
CN113618741B (zh) 机器人关节位姿优化方法、机器人控制方法和机器人
JP2014151370A (ja) 脚式ロボットの制御方法および脚式ロボット
EP3798869A1 (en) Linear programming problem solving system, solution candidate calculation device, optimal solution calculation device, thruster control device for spacecraft, flying object control device, and linear programming problem solving method
EP2584696B1 (en) Motor driver control device
CN112015196B (zh) 一种姿控系统限幅值设计方法、存储介质及服务器
CN111079280B (zh) 固体姿轨控发动机控制系统快速原型仿真的方法及装置
WO2009141006A1 (en) A method and a system for controlling an industrial robot in accordance with a set of motion control parameters
CN112208800A (zh) 航天运载器上面级姿轨控发动机配置与控制方法及装置
CN107991651B (zh) 一种雷达伺服系统的预定角度自适应步进控制方法
CN112583316A (zh) 一种抑制永磁同步电机转矩脉动的控制系统及算法
Borhaug et al. An optimal guidance scheme for cross-track control of underactuated underwater vehicles
JP7024235B2 (ja) 制御装置、制御装置の制御方法、情報処理プログラム、および記録媒体
Salman et al. Active coning compensation for control of spinning flying vehicles
Hughes et al. Benchmarking the collocation stand-alone library and toolkit (CSALT)

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant