CN114061381B - 一种探空火箭载荷平台的快速调姿方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种探空火箭载荷平台的快速调姿方法及装置，方法包括步骤：计算当前姿态与目标姿态之差，获得差角值；利用差角值规划梯形角速度曲线，以获得角速度矢量；利用差角方向与角速度值合成各轴角速度指令；根据所述指令控制执行机构进行姿态调整和稳定操作，所述执行机构采用动量轮、飞轮等动量器件。用于低成本探空火箭载荷平台的快速调姿与稳定，采用角速度与角速度指令的误差项作为控制变量，实现对三轴大角度机动的跟踪控制，响应快、反应灵敏、控制器阶数低，容易实现。

Description

一种探空火箭载荷平台的快速调姿方法及装置

技术领域

本发明涉及探空火箭控制技术领域，尤其涉及一种探空火箭载荷平台的快速调姿方法及装置。

背景技术

探空火箭比探空气球飞得高，比低轨卫星轨道低，是30km～200km高度范围内的有效探测工具，可用于天气预报、地球和天文物理研究，还可以用于某些特殊问题的研究和试验。探空火箭结构简单、成本低廉、发射方便，适用于临时观察(相对)短时间出现的自然现象和特殊变化，以及持续观察某些随时间、地点变化的现象。

由于探空火箭对飞行姿态和弹道的要求不如导弹或运载火箭那么严格，因此为了降低成本，探空火箭一般为无控火箭，只有最基本的飞行稳定性和弹道要求：保证飞行稳定性、达到预定探测高度和减少弹道顶点和落点散布。在此前提下，为了保证探空火箭的任务效果，越来越多的有效载荷选择存放于仪器舱等平台，通过利用辅助姿态控制机构进行姿态调整与稳定，进一步利用降落伞等气动减速装置进行回收。

探空火箭的主要探测范围在稀薄大气层与邻近空间之间，重力低，气动效应微弱。探空火箭的载荷重量取决于任务要求，一般为几公斤到几百公斤。空气舵需要利用气动效应才能提供控制力矩，不适用该工作环境。喷气推进器作为控制机构，响应快、指向精度较高；但通常的推力矢量控制采用固定发动机或开关进行控制，无法实现连续控制，若要实现连续控制需额外增加气阀，将大大提升成本和额外负载；同时，由于采用消耗性原料，与探空火箭的低成本目标相悖。因此，惯常采用的利用空气舵或喷气推进器进行姿态控制的方式不适用于载荷平台的姿态调节与稳定。

综上所述，低成本有效进行探空火箭的载荷平台的快速稳定与调姿是当前难点。

发明内容

针对上述现有技术不足，本发明提供一种探空火箭载荷平台的快速调姿方法及装置，用于低成本探空火箭载荷平台的快速调姿与稳定，采用角速度与角速度指令的误差项作为控制变量，实现对三轴大角度机动的跟踪控制，响应快、反应灵敏、控制器阶数低，容易实现。

为了实现本发明的目的，拟采用以下方案：

一种探空火箭载荷平台的快速调姿方法，包括步骤：

计算当前姿态与目标姿态之差，获得差角值；

利用差角值规划梯形角速度曲线，以获得角速度矢量；

利用差角方向与角速度值合成各轴角速度指令；

根据所述指令控制执行机构进行姿态调整和稳定操作，所述执行机构采用动量轮、飞轮等动量器件。

一种探空火箭载荷平台的快速调姿装置，包括：

指令模块，用于计算当前姿态与目标姿态之差，获得差角值；并利用差角值规划梯形角速度曲线，以获得角速度矢量；并利用差角方向与角速度值合成各轴角速度指令；以及

执行机构，用于根据所述指令进行姿态调整和稳定操作；所述执行机构采用动量轮、飞轮等动量器件。

动量轮的安装方式可以根据实际指标要求，采用三轴正交安装的反作用轮，三轴正交安装和第四个等倾角斜装的四个偏置动量轮构成的零动量系统，固定安装或V型斜装的偏置动量轮系统，以及双框架动量轮等方式。

本发明的有益效果在于：

1、本发明所述的控制方法基于欧拉轴-角方式，对沿特征主轴的机动角速度进行三段式规划，设计出机动过程的四元数最优轨迹，可以实现对三轴大角度机动的跟踪控制。

2、本发明所述的控制方法，控制指令采用角速度与角速度指令的误差项作为控制变量，控制器响应快、反应灵敏。

3、采用本发明所述装置和方法设计得到的控制器阶数低，容易实现。

4、采用本发明所述装置和方法建立的控制系统，成本低、可重复使用。

附图说明

本文描述的附图只是为了说明所选实施例，而不是所有可能的实施方案，更不是意图限制本发明的范围。

图1为本申请实施例的内外回路结构示意图。

图2为本申请实施例的梯形状态轨迹示意图。

图3为本申请实施例的快速调姿方法流程图。

图4为本申请实施例的状态轨迹规划原理示意图。

图5为本申请实施例的内回路控制器结构说明示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明做进一步的详细描述。

本申请实施例的提供一种探空火箭载荷平台的快速调姿装置及方法，根据执行机构的调姿能力，采用状态轨迹控制方式，规划梯形角速度曲线，直接设计角速度调整和维持曲线。

本申请实施例中，作为姿态调整和稳定的执行机构采用动量轮、飞轮等动量器件。可选地，动量轮的安装方式可以根据实际指标要求，采用三轴正交安装的反作用轮，三轴正交安装和第四个等倾角斜装的四个偏置动量轮构成的零动量系统，固定安装或V型斜装的偏置动量轮系统以及双框架动量轮等方式。

具体的，本申请实施例提供的快速调姿装置包括指令模块和执行机构。指令模块用于计算当前姿态与目标姿态之差，获得差角值；并利用差角值规划梯形角速度曲线，以获得角速度矢量；并利用差角方向与角速度值合成各轴角速度指令；执行机构，用于根据所述指令进行姿态调整和稳定操作；所述执行机构采用动量器件。

如图1所示，本申请实施例的控制分为内外回路：外回路根据姿控要求和阶段划分设计姿态调整指令，内回路形成实现姿态控制的控制指令。

其中，Ω_C表示装订的目标姿态角(欧拉角)，Ω表示当前欧拉角，ω_r表示r轴的角速度，U_r表示r轴控制电压，M表示控制力矩，下标r可以为x₁、y₁、z₁，表示弹体坐标系下的某一坐标轴，也可以表示合成的张量。

外回路采用状态轨迹规划方法，根据执行机构的调姿能力，规划梯形角速度曲线，如附图2所示，直接设计角速度调整和维持曲线从而生成各轴角速度指令，确保姿态调整过程中的姿态角张量一直在目标姿态调整张量平面内。

具体的，如图3所示，包括如下详细步骤：

步骤101，计算当前姿态与目标姿态之差，获得差角值。

如附图4所示，初始/当前偏航角为ψ₀、俯仰角为

目标偏航角为ψ_C、俯仰角为/>

用q₀表示初始/当前姿态的四元数，q_C表示目标姿态的四元数，那么最优姿态调整为沿q的轨迹，该轨迹为绕轴n旋转θ(四元数意义下为两个/>

)。这里，q为特征主轴矢量，转动主轴记为n，特征转角记为θ，于是有：

步骤102，利用差角值规划梯形角速度曲线，以获得角速度矢量。

采用按欧拉轴-角方式，沿最小路径机动的轨迹规划梯形角速度曲线。如图2所示的角速度曲线是示意图，目标是利用合适的角速度积分够角度差即可，即是需要用角速度满足差角。根据逆推，对差角求导就能最快(相当于接近长方形的梯形)满足差角要求。

对q求导，那么，特征转角的角速度矢量为：

步骤103，利用差角方向n与角速度值

合成各轴角速度指令；从而得到转动角速度指令为：

式中，ω_C表示角速度张量的控制指令，T表示转置。

内回路控制目标是使真实发生的角速度ω跟随该指令。通过适当的内回路控制器设计，就能满足采用状态轨迹控制方式，直接使角速度张量ω落入轨迹q所在平面内。

待规划出轨迹后，采用适当的控制方法，实现快速姿态机动和稳定控制。具体地，为便于执行机构实现控制效果，内回路采用三通道PI控制或PID控制方式，如附图5所示，满足：

U_r＝k_22r(k_4r+k_3r/s)(ω_rC-ω_r)

对于不同通道，系数k_22r、k_3r和k_4r可以取不同值。s是古典控制领域拉氏变换的算子符号，表示微分项，1/s表示积分项。

以上仅为本发明的优选实施例，并不表示是唯一的或是限制本发明。本领域技术人员应理解，在不脱离本发明的范围情况下，对本发明进行的各种改变或同等替换，均属于本发明保护的范围。

Claims (5)

1.一种探空火箭载荷平台的快速调姿方法，其特征在于，包括步骤：

计算当前姿态与目标姿态之差，获得差角值；其中，当前姿态以四元数q₀表示，目标姿态以四元数q_C表示，最优姿态调整为沿q的轨迹，该轨迹为绕轴n旋转θ，q为特征主轴矢量，n为转动主轴，θ为特征转角，四元数意义下为两个

当前姿态与目标姿态之差为：

利用差角值规划梯形角速度曲线，对q求导，以获得特征转角的角速度矢量；

利用差角方向n与角速度值

合成各轴角速度指令，得到转动角速度指令为：

其中，ω_C表示角速度张量的控制指令，T表示转置；

根据所述控制指令，采用三通道PI控制或PID控制执行机构进行姿态调整和稳定操作，满足：

U_r＝k_22r(k_4r+k_3r/s)(ω_rC-ω_r)；

对于不同通道，系数k_22r、k_3r和k_4r可以取不同值，U_r表示r轴控制电压，ω_r表示r轴的角速度，下标r可以为x₁、y₁、z₁，表示弹体坐标系下的某一坐标轴，也可以表示合成的张量，s是古典控制领域拉氏变换的算子符号，所述执行机构为动量器件。

2.根据权利要求1所述的探空火箭载荷平台的快速调姿方法，其特征在于，动量器件包括动量轮，动量轮的安装方式包括以下方式之一：

采用三轴正交安装的反作用轮；

三轴正交安装和第四个等倾角斜装的四个偏置动量轮构成的零动量系统；

固定安装或V型斜装的偏置动量轮系统；以及

双框架动量轮。

3.根据权利要求1所述的探空火箭载荷平台的快速调姿方法，其特征在于，利用差角值规划梯形角速度曲线中，采用按欧拉轴-角方式、沿最小路径机动的轨迹进行规划。

4.一种探空火箭载荷平台的快速调姿装置，其特征在于，包括指令模块和执行机构；

指令模块用于计算当前姿态与目标姿态之差，获得差角值；并利用差角值规划梯形角速度曲线，以获得角速度矢量；并利用差角方向与角速度值合成各轴角速度指令；

当前姿态以四元数q₀表示，目标姿态以四元数q_C表示，最优姿态调整为沿q的轨迹，该轨迹为绕轴n旋转θ，q为特征主轴矢量，n为转动主轴，θ为特征转角，四元数意义下为两个

当前姿态与目标姿态之差为：

利用差角值规划梯形角速度曲线时，对q求导，特征转角的角速度矢量为：

利用差角方向n与角速度值

合成各轴角速度指令，得到转动角速度指令为：

其中，ω_C表示角速度张量的控制指令，T表示转置；

执行机构采用动量器件，用于根据所述控制指令，采用三通道PI控制或PID控制执行机构进行姿态调整和稳定操作，满足：

U_r＝k_22r(k_4r+k_3r/s)(ω_rC-ω_r)；

对于不同通道，系数k_22r、k_3r和k_4r可以取不同值，U_r表示r轴控制电压，ω_r表示r轴的角速度，下标r可以为x₁、y₁、z₁，表示弹体坐标系下的某一坐标轴，也可以表示合成的张量，s是古典控制领域拉氏变换的算子符号。

5.根据权利要求4所述的探空火箭载荷平台的快速调姿装置，其特征在于，动量器件包括动量轮，动量轮的安装方式包括以下方式之一：

采用三轴正交安装的反作用轮；

三轴正交安装和第四个等倾角斜装的四个偏置动量轮构成的零动量系统；

固定安装或V型斜装的偏置动量轮系统；以及

双框架动量轮。

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