CN112666959B - 一种运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法，所述的运载火箭为轴对称外形，描述俯仰平面的姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法，包括步骤：对俯仰角

失稳状态进行判断；当判断姿态失稳后，进行控制策略切换，将“姿态控制系统校正网络”切换到“姿态控制系统失稳状态校正网络”上；当火箭姿态失稳状态消失后，将“姿态控制系统失稳状态下的校正网络”恢复到“姿态控制系统校正网络”上，将“姿态控制系统校正网络”计算的控制指令n_c2作为火箭伺服机构控制信号n_c，即n_c＝n_c2。本发明的方法鲁棒性较高，可将姿态控制偏差约束在可接受的误差范围内，防止由于姿态角误差持续增大或急速增大而使火箭姿态角失稳，超过火箭的修偏能力而使发射任务失败。

Description

一种运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法

技术领域

本发明属于运载火箭姿态控制技术领域，具体涉及一种运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法。

背景技术

运载火箭在在飞行过程中，当运载火箭设计中使用的结构参数、气动误差参数等与实际参数之间误差超出设计允许的误差范围，或者高空切变风大小超过设计值，或者出现分离扰动等情况时，有可能会使运载火箭的实际姿态角与飞行控制的程序姿态角之间误差角超出允许范围，甚至误差急速增大而发散，引起发射任务失败，尤其是在大气层内飞行和运载火箭首飞过程中，出现姿态角误差超范围的概率较大。

亟待提出一种适应能力强、具有工程易实现的基于姿态失稳下的姿态稳定控制方案，能够在姿态失稳情况下控制姿态发散趋势，在降低跟踪精度的情况下保障火箭的稳定飞行，具有较高的工程应用价值。

发明内容

本发明的目的就在于为了解决上述问题，提出一种运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法，所述的运载火箭为轴对称外形，利用伺服机构控制火箭发动机摆动喷管的摆角控制姿态，俯仰和偏航平面控制方案相同，以下描述俯仰平面的姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法，偏航平面的姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法是相同的，其特征在于包括如下步骤：

S1、利用运载火箭的箭上导航计算机进行导航计算获取火箭飞行过程中的俯仰角

和俯仰角速度ω_z，对俯仰角

失稳状态进行判断；

S2、当判断姿态失稳后，如图2所示，进行控制策略切换，将“姿态控制系统校正网络”切换到“姿态控制系统失稳状态校正网络”上；

S3、当火箭姿态失稳状态消失后，将“姿态控制系统失稳状态下的校正网络”恢复到“姿态控制系统校正网络”上，将“姿态控制系统校正网络”计算的控制指令n_c2作为火箭发动机伺服机构摆角控制指令n_c，即n_c＝n_c2。

进一步地，所述步骤S1中所述俯仰角

失稳状态判断的方法具体是：

当运载火箭的实际俯仰角

与飞行控制的程序俯仰角

之间的角偏差

绝对值大于设计指标

即

且俯仰角速度ω_z绝对值大于设计指标ω_zbz的k倍，即|ω_z|＞k×ω_zbz，且ω_z极性为使

绝对值增大的方向，即

则判定为俯仰角失稳。

进一步地，所述k值取1.5-2，取值过大，容易使角偏差

过大，不易修偏，过小容易使控制策略频繁切换。

进一步地，所述步骤S2中“姿态控制系统失稳状态下的校正网络”设计方法如下：

定义n_c1是用“姿态控制系统失稳状态下的校正网络”计算出的发动机伺服机构摆角控制指令，

n_c1＝k₁α+k₂ω_z

上式中，

c₁为运载火箭动力系数，b₂气动稳定力矩系数，b₃控制力矩系数，α为导航计算的攻角；

系数c的取值主要影响姿态恢复的快速性，其取值不小于1，为1-5，具体值可结合运载火箭的姿态控制力矩大小和六自由度数学仿真优化确认，将n_c1作为火箭发动机伺服机构摆角控制指令n_c，即n_c＝n_c1。

进一步地，所述步骤S3中判断火箭姿态失稳状态是否消失的方法如下：在连续5-10个指令周期内，角偏差

绝对值小于设计指标

的k3倍，且ω_z绝对值小于设计指标ω_zbz的k3倍，K3取值为1.5-3，K3值具体值可结合运载火箭的姿态控制力矩大小和六自由度数学仿真优化确认。

进一步地，所述k3结合运载火箭的姿态控制力矩大小和六自由度数学仿真优化确认的具体方法为：利用运载火箭六自由度数学仿真，考虑切换后“姿态控制系统校正网络”能够保障火箭姿态角稳定，且“姿态控制系统失稳状态下的校正网络”切换到“姿态控制系统校正网络”的时刻相对较早的情况，确认K3的值。

优选地，所述步骤S3中，为降低火箭伺服机构摆角控制指令切换带来的指令突变，还包括步骤S31：

对伺服机构摆角控制指令切换进行平滑处理，

上式中，t为当前飞行时刻值，t_qh为火箭姿态失稳状态消失后的伺服机构摆角控制指令切换时刻值，ΔT为平滑过渡时间；

ΔT取值为姿态控制回路阶跃响应上升时间的2-4倍，具体时间可依据运载火箭六自由度数学仿真优化确认。

本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：

本发明的方法当判断姿态失稳后，进行控制策略切换，将“姿态控制系统校正网络”切换到“姿态控制系统失稳状态校正网络”上进行姿态稳定控制，虽然姿态控制精度低于常规线性方法设计的“姿态控制系统校正网络”控制下的姿态控制精度，但是本发明的方法鲁棒性较高，可将姿态控制偏差约束在可接受的误差范围内，防止由于姿态角误差持续增大或急速增大而使火箭姿态角失稳，从而飞离理论弹道要求的位置过大，超过火箭的修偏能力而使发射任务失败。

附图说明

图1为运载火箭常规姿态控制技术方案流程示意图；

图2为本发明的技术方案流程示意图。

具体实施方式

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，所描述的实施例仅仅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，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，均属于本发明保护的范围。

实施例1

一种运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法，所述的运载火箭为轴对称外形，俯仰和偏航平面控制方案相同，利用伺服机构控制火箭发动机摆动喷管摆角控制姿态，以下描述俯仰平面的姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法，偏航平面的姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法是相同的，其特征在于包括如下步骤：

S1、利用运载火箭的箭上导航计算机进行导航计算获取火箭飞行过程中的俯仰角

和俯仰角速度ω_z，对俯仰角

失稳状态进行判断；

S2、当判断姿态失稳后，如图2所示，进行控制策略切换，将“姿态控制系统校正网络”切换到“姿态控制系统失稳状态校正网络”上；S3、当火箭姿态失稳状态消失后，将“姿态控制系统失稳状态下的校正网络”恢复到“姿态控制系统校正网络”上，将“姿态控制系统校正网络”计算的控制指令n_c2作为火箭发动机伺服机构摆角控制指令n_c，即n_c＝n_c2。即将n_c2作为火箭发动机伺服机构摆角控制指令赋值给n_c进行正常火箭控制。

进一步地，所述步骤S1中所述俯仰角

失稳状态判断的方法具体是：

当运载火箭的实际俯仰角

与飞行控制的程序俯仰角

之间的角偏差

绝对值大于设计指标

即

且俯仰角速度ω_z绝对值大于设计指标ω_zbz的k倍，即|ω_z|＞k×ω_zbz，且ω_z极性为使

绝对值增大的方向，即

ω_z和

极性相同，都为正或都为负，才能保证两者相乘大于0，则判定为俯仰角失稳。

进一步地，所述k值取1.5-2，取值过大，容易使角偏差

过大，不易修偏，过小容易使控制策略频繁切换。本实施例中k取值为1.5，另一个实施例中k取值为1.75。另一个实施例中k取值为2。

进一步地，所述步骤S2中“姿态控制系统失稳状态下的校正网络”设计方法如下：

定义n_c1是用“姿态控制系统失稳状态下的校正网络”计算出的发动机伺服机构摆角控制指令，

n_c1＝k₁α+k₂ω_z

上式中，

c₁为运载火箭动力系数，b₂气动稳定力矩系数，b₃控制力矩系数，α为导航计算的攻角；

系数c的取值主要影响姿态恢复的快速性，其取值不小于1，为1-5，具体值可结合运载火箭的姿态控制力矩大小和六自由度数学仿真优化确认，将n_c1作为火箭发动机伺服机构摆角控制指令n_c，即n_c＝n_c1，即将n_c1作为火箭发动机伺服机构摆角控制指令赋值给n_c对火箭进行控制，使火箭姿态恢复正常。本实施例中c取值1，另一个实施例中c取值3，另一个实施例中c取值5。

所述步骤S3中判断火箭姿态失稳状态是否消失的方法如下：在连续5-10个指令周期内，角偏差

绝对值小于设计指标

的k3倍，且ω_z绝对值小于设计指标ω_zbz的k3倍，K3取值为1.5-3，K3值具体值可结合运载火箭的姿态控制力矩大小和六自由度数学仿真优化确认。本实施例中在连续5个指令周期内，另一个实施例在连续8个指令周期内，另一个实施例在连续10个指令周期内。本实施例中K3取值为1.5，另一个实施例中K3取值为2。另一个实施例中K3取值为3。

所述k3结合运载火箭的姿态控制力矩大小和六自由度数学仿真优化确认的具体方法为：利用运载火箭六自由度数学仿真，考虑切换后“姿态控制系统校正网络”能够保障火箭姿态角稳定，且“姿态控制系统失稳状态下的校正网络”切换到“姿态控制系统校正网络”的时刻相对较早的情况，确认K3的值。

实施例2

本实施例与实施例1的不同之处在于：

所述步骤S3中，为降低火箭伺服机构指令切换带来的指令突变，还包括步骤S31：

对指令切换进行平滑处理，

上式中，t为当前飞行时刻值(以火箭起飞时刻为时间0点值)，t_qh为火箭姿态失稳状态消失后的伺服机构摆角控制指令切换时刻值，ΔT为平滑过渡时间；

ΔT取值为姿态控制回路阶跃响应上升时间的2-4倍，具体时间可依据运载火箭六自由度数学仿真优化确认。本实施例中取2倍，为0.1s。另一个实施例中本实施例中取3倍，为0.5s。另一个实施例中本实施例中取4倍，为1s。

其余内容同实施例1。

Claims (4)

1.一种运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法，所述的运载火箭为轴对称外形，俯仰和偏航平面控制方案相同，利用伺服机构控制火箭发动机摆动喷管摆角控制姿态，以下描述俯仰平面的姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法，偏航平面的姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法是相同的，其特征在于包括如下步骤：

S1、利用运载火箭的箭上导航计算机进行导航计算获取火箭飞行过程中的俯仰角

和俯仰角速度ω_z，对俯仰角

失稳状态进行判断；

S2、当判断姿态失稳后，进行控制策略切换，将“姿态控制系统校正网络”切换到“姿态控制系统失稳状态校正网络”上；

S3、当火箭姿态失稳状态消失后，将“姿态控制系统失稳状态下的校正网络”恢复到“姿态控制系统校正网络”上，将“姿态控制系统校正网络”计算的控制指令n_c2作为火箭伺服机构控制信号n_c，即n_c＝n_c2；

所述步骤S1中所述俯仰角

失稳状态判断的方法具体是：

当运载火箭的实际俯仰角

与飞行控制的程序俯仰角

之间的角偏差

绝对值大于设计指标

即

且俯仰角速度ω_z绝对值大于设计指标ω_zbz的k倍，即|ω_z|＞k×ω_zbz，且ω_z极性为使

绝对值增大的方向，即

则判定为俯仰角失稳；

所述k值取1.5-2，取值过大，容易使角偏差

过大，不易修偏，过小容易使控制策略频繁切换；

所述步骤S2中“姿态控制系统失稳状态校正网络”设计方法如下：

定义n_c1是用“姿态控制系统失稳状态下的校正网络”计算出的角度控制信号指令，

n_c1＝k₁α+k₂ω_z

上式中，

c₁为运载火箭动力系数，b₂气动稳定力矩系数，b₃控制力矩系数，α为导航计算的攻角；

系数c的取值主要影响姿态恢复的快速性，其取值不小于1，为1-5，具体值可结合运载火箭的姿态控制力矩大小和六自由度数学仿真优化确认，将n_c1作为火箭伺服机构角度控制信号n_c，即n_c＝n_c1。

2.根据权利要求1所述的运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法，其特征在于所述步骤S3中判断火箭姿态失稳状态是否消失的方法如下：在连续5-10个指令周期内，角偏差

绝对值小于设计指标

的k₃倍，且ω_z绝对值小于设计指标ω_zbz的k₃倍，k₃取值为1.5-3，k₃值具体值可结合运载火箭的姿态控制力矩大小和六自由度数学仿真优化确认。

3.根据权利要求2所述的运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法，其特征在于所述k₃结合运载火箭的姿态控制力矩大小和六自由度数学仿真优化确认的具体方法为：利用运载火箭六自由度数学仿真，考虑切换后“姿态控制系统校正网络”能够保障火箭姿态角稳定，且“姿态控制系统失稳状态校正网络”切换到“姿态控制系统校正网络”的时刻相对较早的情况，确认k₃的值。

4.根据权利要求2或3所述的运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法，其特征在于所述步骤S3中，为降低火箭伺服机构指令切换带来的指令突变，还包括步骤S31：

对指令切换进行平滑处理，

上式中，t为当前飞行时间，t_qh为火箭姿态失稳状态消失后的伺服机构指令切换时间，ΔT为平滑过渡时间；

ΔT取值为姿态控制回路阶跃响应上升时间的2-4倍，具体时间可依据运载火箭六自由度数学仿真优化确认。

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