CN112325710B - 一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法和系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法和系统，方法包括步骤如下：步骤1、在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；步骤2、确定非线性调节时间t1；步骤3、确定增益调整时间参数Δt1；步骤4、计算主发动机关机后滚动通道增益；步骤5、飞行控制系统利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，实现大推力直接入轨高精度姿态控制。本发明的方法改进主发动机关机后姿控系统滚动通道增益系数调整方式，以提高载荷入轨分离时刻姿态精度。

Description

一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法和系统
技术领域
本发明涉及一种运载火箭大推力直接入轨姿态控制方法和系统。
背景技术
运载火箭主发动机关机后由于机架变形角干扰、涡轮泵停转干扰等影响，在箭体滚动通道会产生较大干扰力矩，由于关机后发动机后效推力急速下降，姿控系统控制能力相比关机前急剧减弱，极大增加了运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制难度，在大推力直接入轨时如果采用传统姿态控制方式，载荷分离时刻精度难以满足指标要求。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法和系统，改进主发动机关机后姿控系统滚动通道增益系数调整方式，以提高载荷入轨分离时刻姿态精度。
本发明所采用的技术方案是：一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法，包括步骤如下：
步骤1、在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；
步骤2、确定非线性调节时间t1；
其中，t1＝tg_end-tg_b；
tg_end为发动机的推力下降到额定推力的70％时对应时刻。
步骤3、确定增益调整时间参数Δt1；Δt1满足限制条件：
Figure BDA0002700028900000011
步骤4、计算主发动机关机后滚动通道增益；
主发动机关机后滚动通道增益包括：关机后效段滚动通道静态增益、关机后效段滚动通道动态增益；具体如下：
Figure BDA0002700028900000021
/>
Figure BDA0002700028900000022
其中：ag0(t)为关机后效段滚动通道静态增益系数；ag0表示主发动机关机时刻滚动通道静态增益系数，t表示时间；ag1(t)为关机后效段滚动通道动态增益系数；ag1表示主发动机关机时刻滚动通道动态增益系数。
步骤5、飞行控制系统利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，对运载火箭进行姿态控制。
基于上述控制方法的一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制系统，包括：第一模块、第二模块、飞行控制系统；
第一模块，用于在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；确定非线性调节时间t1和增益调整时间参数Δt1；
第二模块，用于计算主发动机关机后滚动通道增益；主发动机关机后滚动通道增益包括：关机后效段滚动通道静态增益、关机后效段滚动通道动态增益；
飞行控制系统，利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，对运载火箭进行姿态控制。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明在发动机关机之后，采用多维增益补偿技术，动态调整关机后效段姿控系统滚动通道增益，可以有效提高入轨姿态控制精度。
(2)本发明简单清晰，易于实现，通过动态调整关机后效段姿控系统滚动通道增益，可以有效减小载荷分离时刻滚动通道姿态角速度，为载荷分离提供较好的姿态控制精度。
附图说明
图1为关机后效段滚动通道静态增益变化过程图；
图2为关机后效段滚动通道动态增益变化过程图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
实施例1
对于使用大推力直接入轨的飞行器，当本飞行段发动机关机之后，为了克服关机段发动机机架变形角、涡轮泵停转等产生的影响，对关机后效段滚动通道控制增益进行调整，减小静态增益，增大动态增益，以减小分离段的滚动角速度，使分离精度满足要求。
一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法，包括步骤如下：
步骤1、确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；
在火箭主发动机关机时刻，滚动通道增益开始执行动态调整，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；
步骤2、确定非线性调节时间t1；
发动机推力从关机时刻下降到额定推力的70％的时间，即发动机的推力下降到额定推力的70％时对应时刻为tg_end(即增益调整结束时间)，因此非线性调节时间参数t1＝tg_end-tg_b；
步骤3、确定增益调整时间参数Δt1，有限制条件：增益调整时间参数
Figure BDA0002700028900000041
按经验一般令/>
Figure BDA0002700028900000042
步骤4、计算主发动机关机后滚动通道增益，具体如下：
Figure BDA0002700028900000043
Figure BDA0002700028900000044
其中：
ag0(t)为关机后效段滚动通道静态增益系数；ag0表示主发动机关机时刻滚动通道静态增益系数，t表示时间；
ag1(t)为关机后效段滚动通道动态增益系数；ag1表示主发动机关机时刻滚动通道动态增益系数。
步骤5、飞行控制系统利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，实现运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制。
基于上述控制方法的运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制系统，包括：第一模块、第二模块、飞行控制系统；
第一模块，用于在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；确定非线性调节时间t1和增益调整时间参数Δt1；
第二模块，用于计算主发动机关机后滚动通道增益；主发动机关机后滚动通道增益包括：关机后效段滚动通道静态增益、关机后效段滚动通道动态增益；
飞行控制系统，利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，对运载火箭进行姿态控制。
图1和图2说明了关机后效滚动通道增益系数变化过程，是滚动通道增益系数ag0(t)和ag1(t)随时间的变化规律，以发动机关机时刻为0秒，tg_b时刻非线性平滑调整开始，tg_end时刻非线性平滑调整结束。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (2)

1.一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法，其特征在于，包括步骤如下：
步骤1、在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；
步骤2、确定非线性调节时间t1；
步骤3、确定增益调整时间参数Δt1；
步骤4、计算主发动机关机后滚动通道增益；
步骤5、飞行控制系统利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，对运载火箭进行姿态控制；
步骤2中，t1＝tg_end-tg_b；
tg_end为发动机的推力下降到额定推力的70％时对应时刻；
步骤3中，Δt1满足限制条件：
Figure FDA0004045675910000011
步骤4中，主发动机关机后滚动通道增益包括：关机后效段滚动通道静态增益、关机后效段滚动通道动态增益；
关机后效段滚动通道静态增益的增益系数ag0(t)如下：
Figure FDA0004045675910000012
其中：ag0表示主发动机关机时刻滚动通道静态增益系数，t表示时间；
关机后效段滚动通道动态增益的增益系数ag1(t)如下：
Figure FDA0004045675910000021
其中，ag1表示主发动机关机时刻滚动通道动态增益系数。
2.一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制系统，其特征在于，包括：第一模块、第二模块、飞行控制系统；
第一模块，用于在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间tg_b；确定非线性调节时间t1和增益调整时间参数Δt1；
第二模块，用于计算主发动机关机后滚动通道增益；
飞行控制系统，利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，对运载火箭进行姿态控制；
第一模块中，t1＝tg_end-tg_b；
其中，tg_end为发动机的推力下降到额定推力的70％时对应时刻；
第一模块中，Δt1满足限制条件：
Figure FDA0004045675910000022
第二模块中，主发动机关机后滚动通道增益包括：关机后效段滚动通道静态增益，关机后效段滚动通道动态增益；具体如下：
Figure FDA0004045675910000031
/>
Figure FDA0004045675910000032
其中：ag0(t)为关机后效段滚动通道静态增益系数；ag0表示主发动机关机时刻滚动通道静态增益系数，t表示时间；ag1(t)为关机后效段滚动通道动态增益系数；ag1表示主发动机关机时刻滚动通道动态增益系数。
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