CN112416012A - 一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，初始上升段，采用开环制导的方法，按照纵向仅跟踪标称的俯仰程序角原则，得到俯仰制导指令；横航向不进行制导机动；动力爬升段，采用闭环制导方法，按照跟踪高度和高度变化率以实现对飞行高度控制的原则，得到俯仰制导指令，横航向不进行制导机动；初始上升段和动力爬升段，运载器采用三通道姿态控制方法实施运载器姿态控制；初始上升段，根据运载器速度，对主发动机偏角分档，控制主发动机处于不同档位的偏角状态；动力爬升段，控制主发动机处于固定的偏角状态，规避主发动机喷流对运载器俯仰通道控制能力和稳定性的不利影响。本发明可有效降低气动舵铰链力矩。

Description

一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法

技术领域

本发明涉及一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，属于重复使用运载器制导控制技术领域。

背景技术

重复使用运载器是降低航天运输成本、提高安全可靠性、缩短转场准备时间的理想运输工具，是未来我国航天运输系统的重要组成部分。目前，航天运载器正由目前的轴对称一次性运载火箭向面对称重复使用运载器发展。这种重复使用运载器将是大翼展面对称构型，并采用火箭动力垂直发射的工作模式。大翼展面对称构型垂直发射运载器的上升段飞行控制与传统轴对称运载火箭的控制完全不同，在垂直发射后的上升段飞行器受到的干扰影响明显、通道间气动耦合严重、主发动机喷流影响显著，且为保障飞行安全，对飞行器的姿态控制精度要求远高于传统轴对称运载火箭。针对大翼展面对称体构型重复使用运载器与传统轴对称运载火箭的差异及其垂直发射后上升段飞行的新特点，如何实现严重干扰下面对称体的操纵面减载控制、通道间耦合严重下的精确姿态控制和安全飞行成为大翼展面对称重复使用运载器在主动段飞行所面临的突出问题。

航天飞机主要采用具有较大推力的发动机进行控制，且在大动压区通过姿态滚转将面积较大的轨道器转向背风区来降低气动舵面载荷。这种方法的前提是发动机具有足够的控制能力，且其助推器和外贮箱能够很有效地将轨道器遮挡在背风区。对于无大面积助推器遮挡的面对称构型重复使用运载器，垂直上升段将面临面对称体布局产生的严重干扰和通道耦合，且在上升段的大动压区气动操纵面操纵会引起较大的气动负载。在垂直发射后的上升段主发动机控制能力不足，必须通过发动机和气动舵面进行联合控制，因此，必须通过合理的控制策略和卸载方法确保对姿态的精确控制，并保证飞行器操纵面负载在合理范围内。

针对大翼展面对称构型重复使用运载器的上升飞行段，采用传统轴对称运载火箭飞行方案和控制方法将难以满足要求：传统轴对称运载火箭主发动机喷流对箭体稳定和控制的干扰基本忽略，面对称体构型重复使用运载器体襟翼和主发动机喷口的布局关系带来了可影响甚至决定纵向稳定规律的喷流干扰；面对称体在垂直发射后的上升段(特别是大动压区)将受到明显的气动干扰，面对称体受到的横向气动干扰远远超过轴对称运载火箭，且这种干扰对飞行轨迹的影响不可忽略；在大动压区，轴对称运载火箭主要靠主发动机实现姿态控制，对于面对称飞行器单靠主发动机难以满足控制需求，需要气动操纵面参与控制，导致气动操纵面面临较大的负载，为确保安全必须采取合理的发动机摆动控制策略实现在保证稳定控制的基础上气动舵的负载尽量低；传统轴对称运载火箭在上升段可以适当放宽姿态控制精度(甚至可以不进行滚转控制)，对于面对称飞行器必须严格控制姿态精度，防止姿态偏差(特别是滚转偏差)较大时出现较大的起飞漂移，甚至引起大面积翼展与发射设施的碰撞，造成严重后果。

对于大翼展面对称构型重复使用运载器，主发动机喷流干扰下，为实现预期的姿态控制效果必须设计合理的主发动机和体襟翼偏置摆动方案，避免绝对量级较高的不利喷流干扰对姿态稳定的影响，否则会带来控制能力不足、体襟翼/V尾铰链力矩超限。单独采用主发动机控制，俯仰和偏航通道会出现的控制能力不足的问题，如果不进行主发动机和气动舵的合理操纵力矩分配，将会带来飞行姿态失稳甚至失控的灾难。对于初期起飞及高空低动压阶段，滚转通道气动舵效不足，无法满足快速滚转稳定的需求，需采用滚转气动舵和RCS复合控制，确保滚转姿态稳定和足够的抗干扰能力，否则会引起滚转偏差持续增大、运载器航向偏离预定方向，甚至会超出预定的安全走廊危及飞行安全。运载器的主发动机偏角范围、气动舵机负载能力限制下可用的有效舵偏范围均有明确约束，同时运载器贮箱内液体推进剂的晃动干扰会带来较大的干扰力矩，发动机偏角及气动舵偏角指令必须进行限幅保护确保执行机构作动能力和负载指标处于合理范围内，否则会出现发动机偏角饱和无法提供控制能力、气动舵负载超出舵机能力范围无法作动、干扰不能消除飞行姿态和舵偏指令持续振荡，这些均为对飞行稳定和安全极为不利的灾难性工况。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对大翼展面对称构型重复使用运载器主动段的特殊控制需求，克服现有技术的不足，提出一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，降低主发动机喷流对于控制稳定的影响，有效地控制了气动舵面的负载，充分利用多种执行机构确保了飞行控制的抗干扰能力，具有高效率、高可靠性的优点。

本发明的技术解决方案是：一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，所述运载器主动段分为两个阶段：初始上升段和动力爬升段；其中，速度V小于等于预设门限之前为初始上升段，当速度V大于预设门限后为动力爬升段；该方法包括：

(1)、制导策略：

初始上升段，采用开环控制方法，按照纵向仅跟踪标称的俯仰程序角原则，得到俯仰制导指令；横航向不进行制导机动，即：设置偏航制导指令和滚转制导指令均为0值；

动力爬升段，采用闭环控制方法，按照跟踪高度和高度变化率以实现对飞行高度控制的原则，得到俯仰制导指令，横航向不进行制导机动，即：设置偏航制导指令和滚转制导指令均为0值；

(2)、姿态控制策略：初始上升段和动力爬升段，运载器采用三通道姿态控制方法，得到俯仰控制指令、偏航控制指令、滚转控制指令，将俯仰角控制指令、偏航控制指令、滚转控制指令分配到气动舵面，实施运载器姿态控制；

(3)、姿态稳定控制策略：初始上升段，根据运载器速度，对主发动机偏角分档，控制主发动机处于不同档位的主发动机偏角状态；动力爬升段，控制主发动机处于固定主发动机偏角状态，规避主发动机喷流对运载器俯仰通道控制能力和稳定性的不利影响。

初始上升段，俯仰制导指令

计算公式如下：

其中，

为标称的俯仰程序角。

动力爬升段，俯仰制导指令

计算公式如下：

其中，

为标称的俯仰程序角，H为偏差和干扰因素作用下实际飞行高度、

为偏差和干扰因素作用下实际的飞行高度变化率，H_r为标称弹道的高度、

为标称弹道的高度变化率，

为纵向高度反馈制导调节参数，

为纵向高度变化率反馈制导参数。

所述俯仰通道的姿态控制律为：

其中，t为飞行时间，δ_ele为俯仰控制指令，ω_z为俯仰角速度，

和θ分别为俯仰角制导指令和实际俯仰角，

为俯仰通道角速度反馈增益、

为俯仰通道姿态角反馈增益、

为俯仰通道姿态角积分反馈增益。

所述偏航通道的姿态控制律为：

其中，δ_rud为偏航控制指令，β为侧滑角，ω_y为偏航角速度，

为偏航通道侧滑角反馈增益、

为偏航通道角速度反馈增益。

所述滚转控制律为：

其中，t为飞行时间，δ_x为滚转控制指令，ω_x为滚转角速度，γ_c和γ分别为指令滚转角和实际滚转角，

为滚转通道角速度反馈增益、

为滚转通道姿态角反馈增益、

为滚转通道姿态角积分反馈增益。

控制指令到气动舵面物理舵偏的分配公式为：

其中，VL为左V尾偏角、VR为右V尾偏角，FL、FR分别为左副翼的偏角、FR为右副翼的偏角，δ_ele为V尾等效升降舵偏、δ_rud为V尾等效方向舵偏、δ_ail为副翼等效滚转舵偏。

所述主发动机偏角为：

其中，

为主发动机偏角，V为飞行速度，a1、a2、a3为分别为不同档的主发动机偏角值，b1、b2、b3为分别不同的速度值；

不同速度值对应的主发动机偏角值必须满足如下三个约束条件：

第一个约束条件为：

min(M₁+M₂)<0，同时max(M₁+M₂)>0

其中，M₁＝M_base+M_PL+M_bf，M₂＝M_rocket+M_det，M_base为无舵偏下基本的气动干扰力矩，M_bf为体襟翼偏置产生的力矩增量，M_PL为主发动机喷流和体襟翼相互作用产生的力矩干扰量，M_rocket为主发动机偏角产生的控制力矩，M_det为气动舵舵偏产生的控制力矩；

第二个约束条件为：

-M_c≤M_base+M_rocket+M_det+M_PL≤M_c

其中，M_c为执行机构能产生的最大控制力矩绝对值。

第三个约束条件为：

MH_VL≤MH_VL_max

MH_VR≤MH_VR_max

MH_FL≤MH_FL_max

MH_FR≤MH_FR_max

其中，

为允许的发动机偏角最大值，MH_VL为左V尾实际偏角下对应的铰链力矩MH_VL_max为可接受的左V尾铰链力矩最大值，MH_VR为右V尾实际偏角下对应的铰链力矩MH_VR_max为可接受的右V尾铰链力矩最大值，MH_FL为左副翼实际偏角下对应的铰链力矩MH_FL_max为可接受的左副翼铰链力矩最大值，MH_FR为右副翼实际偏角下对应的铰链力矩MH_FR_max为可接受的右副翼铰链力矩最大值。

本发明与现有技术相比具有的有益效果是：

(1)、本发明针对大翼展面对称构型重复使用运载器主动段干扰特性和控制需求，提出一种基于主发动机推力矢量分档预置、气动舵面协调操纵的复合控制方法，有效规避了不利的喷流干扰影响，降低了俯仰姿态稳定的难度和控制设计实现的复杂性；

(2)、本发明设计随飞行速度动态变化的俯仰/偏航通道主发动机/气动舵联动控制分配策略，实现了主发动机和气动舵控制压力的合理分配，有效地利用了两种执行机构的操控能力，充分降低了控制能力分配不均的风险，解决了单台主发动机推力矢量控制能力不足的问题；

(3)、本发明设计了滚转和偏航的可靠增稳控制方法，实现了飞行姿态的平滑过渡，并留出了足够的控制余量抑制各组干扰，提高了控制系统的鲁棒性和可靠性。

附图说明

图1为本发明实施例确定主发动机分档策略的流程。

图2为本发明实施例主发动机和体襟翼布局示意。

图3为本发明实施例沿弹道的喷流干扰俯仰力矩。

图4为本发明实施例不同发动机偏角下VL铰链力矩。

图5为本发明实施例不同发动机偏角下VR铰链力矩。

图6为本发明实施例控制方案下俯仰角变化。

图7为本发明实施例控制方案下VL铰链力矩。

图8为本发明实施例控制方案下VR铰链力矩。

图9为本发明实施例控制方案下FL铰链力矩。

图10为本发明实施例控制方案下FR铰链力矩。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

本发明提供了一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，所述运载器主动段分为两个阶段：初始上升段和动力爬升段；其中，速度V小于等于预设门限之前为初始上升段，当速度V大于预设门限后为动力爬升段；该方法包括：

(1)、制导策略：

初始上升段，采用开环制导方法，按照纵向仅跟踪标称的俯仰程序角原则，得到俯仰制导指令；横航向不进行制导机动，即：设置偏航制导指令和滚转制导指令均为0值；

动力爬升段，采用闭环制导方法，按照跟踪高度和高度变化率以实现对飞行高度控制的原则，得到俯仰制导指令，横航向不进行制导机动，即：设置偏航制导指令和滚转制导指令均为0值；

(2)、姿态控制策略：初始上升段和动力爬升段，运载器采用三通道姿态控制方法，得到俯仰控制指令、偏航控制指令、滚转控制指令；将俯仰角控制指令、偏航控制指令、滚转控制指令分配到气动舵面，实施运载器姿态控制；

(3)、姿态稳定控制策略：初始上升段，根据运载器速度，对主发动机偏角分档，控制主发动机处于不同档位的偏角状态；动力爬升段，控制主发动机处于固定的偏角状态，规避主发动机喷流对运载器俯仰通道控制能力和稳定性的不利影响。

具体分析如下：

(1)基于飞行器控制特性确定制导方案和姿态控制策略

结合飞行任务需求和飞行器的控制特性，将运载器主动段分为两个阶段：初始上升段和动力爬升段；其中，速度V小于等于预设门限之前为初始上升段，当速度V大于预设门限后为动力爬升段；本发明某一具体实施例中定义速度V<＝100m/s为初始上升段；当速度V>100m/s后为动力爬升段。运载器初始上升段动压较低，采用开环制导方案：按照纵向仅跟踪标称的俯仰程序角原则，得到俯仰制导指令；横航向不进行制导机动，即：设置偏航制导指令和滚转制导指令均为0值；。动力上升段动压已经建立，采用闭环制导方法，按照跟踪高度和高度变化率以实现对飞行高度控制的原则，得到俯仰制导指令，横航向不进行制导机动，即：设置偏航制导指令和滚转制导指令均为0值。

根据主发动机喷流与体襟翼相互作用所产生的法向力和俯仰力矩干扰量级和随高度/Ma的变化规律，结合不考虑喷流影响时运载器的基本稳定和操控规律，初步确定“低速段主发喷流产生低头力矩、高速阶段主发喷流产生抬头力矩”的干扰变化趋势。为尽可能规避主发动机喷流对控制的影响，按照“全程体襟翼不偏转、主发动机俯仰分档偏置”的思路，设计较为合适的主发动机按速度分档偏转方案，减小主发动机喷流对主动段飞行稳定和操控带来的不利影响，降低主动段控制压力和伺服机构的偏角需求。

(2)确定主发喷流干扰和气动舵铰链力矩约束下主发动机的分档摆动状态

在运载器总体方案布局下，主发动机喷口和用于返回段配平的大面积体襟翼安装位置接近，主发动机工作阶段出现了主发动机喷流与体襟翼的相互作用会产生较为明显的法向力和俯仰力矩，改变了运载器的基本稳定和操控规律。同时，单独采用主发动机摆动或者单独使用气动舵面偏转均无法提供足够的控制能力来抵消上升段的环境干扰，需要主发动机和气动舵面联合控制。以俯仰通道为例，结合不同速域下主发动机喷流干扰影响M_zPL随体襟翼偏角δbf的变化规律，使得下式成立：

min(M₁+M₂)<0，同时max(M₁+M₂)>0 (1)

其中，M₁＝M_base+M_PL+M_bf，M₂＝M_rocket+M_det，M_base为无舵偏下基本的气动干扰力矩，M_bf为体襟翼偏置产生的力矩增量，M_PL为主发动机喷流和体襟翼相互作用产生的力矩干扰量，M_rocket为主发动机偏角产生的控制力矩，M_det为气动舵的舵偏产生的控制力矩。

由于M_base<0、δbf>0时M_bf<0，而M_PL随着Ma的变化存在以下规律:

当Ma≤a时 M_PL<0；

当Ma>a时 M_PL>0。

其中，a为一个固定的Ma数值，与具体的飞行器喷流干扰规律有关。本发明某一具体实施例中，a为1.2。

根据标称飞行弹道，结合环境风干扰特性给出可能出现的最大Δα_max、Δβ_max，并计算风干扰下的M_base。按照图1的流程迭代计算满足以下条件的发动机偏转、气动舵偏

-M_c≤M_base+M_rocket+M_det+M_PL≤M_c (2)

其中，M_c为执行机构能产生的最大控制力矩绝对值。不同飞行状态点上该值会有变化。

通过图1流程的迭代，得到的气动舵偏角满足舵面铰链力矩约束、主发动机偏角在允许使用范围之内，同时姿态稳定和机动控制的力矩能力也是闭环的。由于主发动机喷流干扰特性和气动舵面的操纵能力均与飞行速度密切相关，迭代得到的可行发动机偏角

通常为飞行速度V的函数

在初始上升段(V<100m/s)的飞行区间，主发喷流影响较弱、飞行控制的主要目标时俯仰、滚转姿态稳定。为减少体襟翼和发动机相互干扰对稳定控制的影响，全程体襟翼0度偏转、采取喷管朝上偏转用来补偿纵向的气动舵面，减少V尾的出舵量。

基于上述迭代逻辑，为使M₁和M₂满足上述控制要求，有体襟翼偏角、主发动机偏角、气舵偏角三个变量可调节，其中体襟翼和发动机偏转均会引起M_PL的非线性变化，基于控制操作简单可靠、控制效果单调的原则，确定姿态控制中采用体襟翼固定0度使M_bf＝0、发动机偏角分档固定、动态操作用气动舵面的姿态稳定控制方案，所述主发动机偏角为：

其中，

为主发动机偏角，V为飞行速度，a1、a2、a3为分别为不同档的主发动机偏角值，b1、b2、b3为分别不同的速度值；

不同速度值对应的主发动机偏角值必须满足上述公式(1)和公式(2)。

本发明某一具体实施例中，得到的主发动机分档偏角为：

(3)设计制导律

初始上升段纵向采取开环制导跟踪俯仰角剖面，原因有两个：一是速度较小，风等不确定性影响较大，插值出来的高度剖面误差过大，导致俯仰角产生较大偏差不能稳定飞行；二是实际高度和高度剖面误差太小的情况下俯仰角偏差很小没有制导能力。

全程横航向不做制导机动(制导指令为0值)；运载器初始上升段采用跟踪标称的俯仰程序角的开环制导方法；动力上升段通过控俯仰角来跟踪高度和高度变化率实现对飞行高度的控制。动力上升段的发动机喷管偏转-1.5度。

偏航制导指令ψ_c和滚转制导指令γ_c如下：

初始上升段，俯仰制导指令

计算公式如下：

其中，

为标称的俯仰程序角。

动力爬升段的高度剖面，分为高度-速度剖面和速度-速度变化率剖面两部分。初始上升段结束后立即接入高度跟踪和高度下沉率跟踪制导律，制导增益系数根据速度划分：

动力爬升段，俯仰制导指令

计算公式如下：

其中，

为标称的俯仰程序角，H为偏差和干扰因素作用下实际的飞行高度、

为偏差和干扰因素作用下实际的飞行高度变化率，H_r为标称弹道的高度、

为标称弹道的高度变化率，

为纵向高度反馈制导调节参数，

为纵向高度变化率反馈制导参数。

和

根据以下规律按照速度线性插值变化。本发明某一具体实施例中：

其中V为飞行速度。

(4)设计三通道姿态控制律

俯仰通道采用俯仰角控制，横航向通过侧滑角增稳荷兰滚、滚转角增稳滚转的方案。

俯仰通道发动机偏角

上述分档策略预置相应的角度。本算例中动力上升段的发动机喷管偏转-1.5度。

俯仰通道气动舵偏量控制中，引入俯仰角偏差值用来提高系统静稳定性，实现对俯仰角指令的追踪，积分项用来配平升降舵的不确定性，同时俯仰角速率反馈用来提高飞行器的阻尼。

所述俯仰通道的姿态控制律为：

其中，t为飞行时间，δ_ele为俯仰控制指令，ω_z为俯仰角速度，

和θ分别为俯仰角制导指令和实际俯仰角，

为俯仰通道角速度反馈增益、

为俯仰通道姿态角反馈增益、

为俯仰通道姿态角积分反馈增益。

偏航通道采用侧滑角反馈增稳荷兰滚解决飞行器横侧向荷兰滚不稳定问题。所述偏航通道的姿态控制律为：

其中，δ_rud为偏航控制指令，β为侧滑角，ω_y为偏航角速度，

为偏航通道侧滑角反馈增益、

为偏航通道角速度反馈增益。

滚转通道引入滚转角偏差值用来提高系统静稳定性，实现对滚转角指令的追踪，通过滚转角速率反馈到副翼通道可以改善滚转运动的阻尼特性，而反馈滚转角的偏差可以实现对滚转运动特性的改善，同时达到抑制螺旋运动的目的。所述滚转控制律为：

其中，t为飞行时间，δ_x为滚转控制指令，ω_x为滚转角速度，γ_c和γ分别为指令滚转角和实际滚转角，

为滚转通道角速度反馈增益、

为滚转通道姿态角反馈增益、

为滚转通道姿态角积分反馈增益。

控制指令到气动舵面物理舵偏的分配公式为：

其中，VL为左V尾偏角、VR为右V尾偏角，FL、FR分别为左副翼的偏角、FR为右副翼的偏角，δ_ele为V尾等效升降舵偏、δ_rud为V尾等效方向舵偏、δ_ail为副翼等效滚转舵偏。

在本发明某一具体实施例中，各气动舵偏根据各自能够产生的最大气动力矩能力进行限位：

VLmax＝25,VLmin＝-25；

VRmax＝25,VRmin＝-25；

FLmax＝30,FLmin＝-30；

FRmax＝30,FRmin＝-30；。

实施例：

一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于基于复杂约束下多种执行机构的联合操控，具体步骤如下：

(一)基于飞行器控制特性确定制导方案和姿态控制策略

在主发动机喷管和体襟翼布局位置限制下(图2)，主发动机喷流对运载器俯仰方向的稳定性影响显著，甚至改变了无喷流状态下运载器俯仰方向的稳定性变化规律，出现了喷流影响下低速段发动机全范围内摆动难以提供抬头力矩、高速段难以提供低头控制力矩(图3)。

为了规避主发动机喷流对俯仰控制能力和稳定性的不利影响，降低空气舵铰链力矩(3000Nm以内)，采取体襟翼固定偏置0°、低速段设置合理的主发动机偏角尽量降低喷流低头力矩。基于此种思路，结合运载器主动段的基本俯仰稳定特性，通过对比不同主发动机上偏角度下V尾铰链力矩变化规律，设计了初始上升段按照速度变化的主发动机分档变化、动力上升段主发动机俯仰固定偏置的策略，尽量降低主发动机喷流对俯仰通道稳定控制的干扰(图4和图5)。

(二)确定主发喷流干扰和气动舵铰链力矩约束下主发动机的分档摆动状态

初始上升段动压偏低主发喷流影响相对不太显著，控制的重点是保证俯仰和滚转姿态稳定控制。初始上升段纵向采取开环制导，跟踪俯仰角剖面，横侧向采用滚转控制。为了尽量降低主发动机喷流的不利干扰、降低气动舵偏角需求，针对100m/s以下的阶段，提出按速度变化的主发动机分档策略：当速度大于10m/s时，喷管角度为-0.2度；当速度大于25m/s时，喷管角度为-0.4度；当速度大于35m/s时，喷管角度为-0.5度；当速度大于65m/s时，喷管角度为-0.8度；当速度大于100m/s时，喷管角度为-1.5度。

(三)设计制导律

本方案中动力上升段主要进行纵向制导，跟踪预定的飞行程序剖面。V>100m/s时进入动力上升段飞行并接入纵向高度控制，通过控俯仰角来跟踪高度和高度变化率，动力上升段的发动机喷管偏转固定-1.5度。结合物理概念，可以确定制导律中各个参数的大小。动力段飞行过程中，高度和俯仰角随着速度的增大单调变化，因而制导律参数可以按照单一变量给出。考虑到动力段高度、速度变化范围跨度大，制导增益按照速度线性插值变化。

(四)设计三通道控制律

结合本方案中飞行器的特点，纵向和横航向分别采取对应的增稳控制策略，实现足够的稳定裕度。俯仰通道通过俯仰角偏差值用来提高系统静稳定性，实现对俯仰角指令的追踪，积分项用来配平升降舵的不确定性，同时俯仰角速率反馈用来提高飞行器的阻尼。针对飞行器横侧向荷兰滚不稳定的特点，采用侧滑角反馈增稳荷兰滚，通过偏航角速率的反馈来提高荷兰滚的阻尼，而侧滑角的反馈可以增稳荷兰滚，改善荷兰滚的稳定性。滚转角偏差值用来提高系统静稳定性，实现对滚转角指令的追踪，通过滚转角速率反馈到副翼通道可以改善滚转运动的阻尼特性，而反馈滚转角的偏差可以实现对滚转运动特性的改善，同时达到抑制螺旋运动的效果。

结合主发动机偏转策略，经打靶仿真，本方案提出的三通道控制技术实现了气动舵铰链力矩约束下主动段稳定可控飞行的目的(如图6、图7、图8、图9和图10)。

发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (8)

1.一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，所述运载器主动段分为两个阶段：初始上升段和动力爬升段；其中，速度V小于等于预设门限之前为初始上升段，当速度V大于预设门限后为动力爬升段；该方法特征在于包括：

(1)、制导策略：

初始上升段，采用开环控制方法，按照纵向仅跟踪标称的俯仰程序角原则，得到俯仰制导指令；横航向不进行制导机动，即：设置偏航制导指令和滚转制导指令均为0值；

动力爬升段，采用闭环控制方法，按照跟踪高度和高度变化率以实现对飞行高度控制的原则，得到俯仰制导指令，横航向不进行制导机动，即：设置偏航制导指令和滚转制导指令均为0值；

(2)、姿态控制策略：初始上升段和动力爬升段，运载器采用三通道姿态控制方法，得到俯仰控制指令、偏航控制指令、滚转控制指令，将俯仰角控制指令、偏航控制指令、滚转控制指令分配到气动舵面，实施运载器姿态控制；

(3)、姿态稳定控制策略：初始上升段，根据运载器速度，对主发动机偏角分档，控制主发动机处于不同档位的主发动机偏角状态；动力爬升段，控制主发动机处于固定主发动机偏角状态，规避主发动机喷流对运载器俯仰通道控制能力和稳定性的不利影响。

2.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于初始上升段，俯仰制导指令

计算公式如下：

其中，

为标称的俯仰程序角。

3.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于动力爬升段，俯仰制导指令

计算公式如下：

其中，

为标称的俯仰程序角，H为偏差和干扰因素作用下实际飞行高度、

为偏差和干扰因素作用下实际的飞行高度变化率，H_r为标称弹道的高度、

为标称弹道的高度变化率，

为纵向高度反馈制导调节参数，

为纵向高度变化率反馈制导参数。

4.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于所述俯仰通道的姿态控制律为：

其中，t为飞行时间，δ_ele为俯仰控制指令，ω_z为俯仰角速度，

和θ分别为俯仰角制导指令和实际俯仰角，

为俯仰通道角速度反馈增益、

为俯仰通道姿态角反馈增益、

为俯仰通道姿态角积分反馈增益。

5.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于所述偏航通道的姿态控制律为：

其中，δ_rud为偏航控制指令，β为侧滑角，ω_y为偏航角速度，

为偏航通道侧滑角反馈增益、

为偏航通道角速度反馈增益。

6.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于所述滚转控制律为：

其中，t为飞行时间，δ_x为滚转控制指令，ω_x为滚转角速度，γ_c和γ分别为指令滚转角和实际滚转角，

为滚转通道角速度反馈增益、

为滚转通道姿态角反馈增益、

为滚转通道姿态角积分反馈增益。

7.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于控制指令到气动舵面物理舵偏的分配公式为：

其中，VL为左V尾偏角、VR为右V尾偏角，FL、FR分别为左副翼的偏角、FR为右副翼的偏角，δ_ele为V尾等效升降舵偏、δ_rud为V尾等效方向舵偏、δ_ail为副翼等效滚转舵偏。

8.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于所述主发动机偏角为：

其中，

为主发动机偏角，V为飞行速度，a1、a2、a3为分别为不同档的主发动机偏角值，b1、b2、b3为分别不同的速度值；

不同速度值对应的主发动机偏角值必须满足如下三个约束条件：

第一个约束条件为：

min(M₁+M₂)<0，同时max(M₁+M₂)>0

其中，M₁＝M_base+M_PL+M_bf，M₂＝M_rocket+M_det，M_base为无舵偏下基本的气动干扰力矩，M_bf为体襟翼偏置产生的力矩增量，M_PL为主发动机喷流和体襟翼相互作用产生的力矩干扰量，M_rocket为主发动机偏角产生的控制力矩，M_det为气动舵舵偏产生的控制力矩；

第二个约束条件为：

-M_c≤M_base+M_rocket+M_det+M_PL≤M_c

其中，M_c为执行机构能产生的最大控制力矩绝对值。

第三个约束条件为：

MH_VL≤MH_VL_max

MH_VR≤MH_VR_max

MH_FL≤MH_FL_max

MH_FR≤MH_FR_max

其中，

为允许的发动机偏角最大值，MH_VL为左V尾实际偏角下对应的铰链力矩MH_VL_max为可接受的左V尾铰链力矩最大值，MH_VR为右V尾实际偏角下对应的铰链力矩MH_VR_max为可接受的右V尾铰链力矩最大值，MH_FL为左副翼实际偏角下对应的铰链力矩MH_FL_max为可接受的左副翼铰链力矩最大值，MH_FR为右副翼实际偏角下对应的铰链力矩MH_FR_max为可接受的右副翼铰链力矩最大值。

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