CN114234737A - 基于攻角变化的姿态控制系统设计方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，包括以下步骤：计算飞行攻角包络；设计各时刻点下各攻角状态的校正网络；对每一特征时刻点重复步骤二，将各状态下的校正网络组合为参数矩阵装订于飞控软件；火箭飞行过程中实时辨识飞行攻角；利用当前飞行时刻及实时攻角插值校正网络矩阵用于姿态控制。本申请具有以下可预期的技术效果：在飞行环境不确定性较大的情况下，能够实时辨识火箭飞行过程中的攻角变化，根据攻角大小进行校正网络调整，提高姿态控制系统的鲁棒性以及控制性能，姿态控制精度也相对较好，对误差的适应能力较好。

Description

基于攻角变化的姿态控制系统设计方法

技术领域

本申请涉及火箭制导技术领域，尤其是涉及一种基于攻角变化的姿态控制系统设计方法。

背景技术

随着商业发射需求的增加，由于可回收液体运载火箭具有提高利用效率、降低飞行成本的优势，国内外研究机构及商业航天公司均开展了相应的研制工作。

可回收火箭在返回过程中发动机朝下，与传统的低阻力流线体飞行器气动特性差异较大，存在气动线性度差的问题，即不同攻角状态下气动力和力矩系数对攻角的导数变化较大。在进行姿态控制系统设计时，这一气动特性将带来较大的参数误差。

采用传统设计方法对误差的适应能力有限，在飞行环境不确定性较大的情况下，控制性能和姿态控制精度相对较差，故而有待改进。

发明内容

为了改善传统设计方法的控制性能和姿态控制精度相对较差等问题，本申请提供一种基于攻角变化的姿态控制系统设计方法。

本申请提供一种基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，采用如下的技术方案：

一种基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，包括以下步骤：

步骤一，计算飞行攻角包络；

步骤二，设计各时刻点下各攻角状态的校正网络；

步骤三，对每一特征时刻点重复步骤二，将各状态下的校正网络组合为参数矩阵装订于飞控软件；

步骤四，火箭飞行过程中实时辨识飞行攻角；

步骤五，利用当前飞行时刻及实时攻角插值校正网络矩阵用于姿态控制。

进一步地，步骤一的具体操作如下：

根据总体提供的风场数据使用要求，计算火箭飞行过程中的攻角包络，对于任一特征时刻点t_i，存在攻角变化范围[0,α_imax]，其中i取值为1到n，其中n表示特征时刻点个数，n的取值为正整数，特征时刻点t_i的选取特征依据包括但不限于：火箭的飞行弹道和气动特性。

进一步地，步骤二的具体操作如下：

对特征时刻点t_i，针对攻角变化范围在[0,α_imax]内的每一个状态各设计一组校正网络参数G_ij，其中j取值为1到m，m的取值为正整数，G_ij的下角标i表示第i个特征时刻点，G_ij的下角标j表示第j个攻角状态点，对每一个特征时刻点，攻角变化范围不同，选取的攻角状态点个数应该相同，即对每个时间点m为定值。

进一步地，步骤三的具体操作如下：

对每一个特征时刻点重复步骤二直至完成该飞行时段内所有特征点校正网络设计，将每一个特征时刻点的每一个攻角状态下的校正网络参数组合为一个mxkxn的矩阵E_jz，将矩阵E_jz装订至飞控软件中，其中k表示任一状态下的校正网络参数的长度，且对每一个状态k值保持不变。

进一步地，步骤四的具体操作如下：

飞行过程中，从火箭启控开始实时辨识飞行攻角，时刻t_ri的攻角辨识方法如下：通过火箭惯组反馈的箭体过载n_y进行计算，具体计算公式如下：

式中，m为箭体质量，C_N为法向力系数，q为动压，S_m为参考面积，P为摆动发动机推力，

为发动机俯仰通道摆角，

为俯仰角加速度，x_z为质心位置，x_a为火箭惯组安装位置；

在箭体过载n_y已知的前提下，根据上述式可以求出时刻t_ri的法向力系数C_N，由于C_N为随攻角变化的参数，以C_N插值法向力系数矩阵，即可得到时刻t_ri的飞行攻角α_ri。

进一步地，用于攻角辨识的箭体过载n_y选取为h拍内的平均值，h的取值可以通过仿真试验进行确定。

进一步地，步骤五的具体操作如下：

以当前飞行时刻t_ri和飞行攻角α_ri插值校正网络矩阵E_jz，得到当前状态下的校正网络参数G_{jz_ri}用于火箭的姿态控制。

综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：

在飞行环境不确定性较大的情况下，能够实时辨识火箭飞行过程中的攻角变化，根据攻角大小进行校正网络调整，提高姿态控制系统的鲁棒性以及控制性能，姿态控制精度也相对较好，对误差的适应能力较好。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本申请实施例的基于攻角变化的姿态控制系统设计方法的流程示意图。

具体实施方式

为了使本申请所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

以下结合附图1对本申请作进一步详细说明。

本申请实施例公开一种基于攻角变化的姿态控制系统设计方法。参照图1，基于攻角变化的姿态控制系统设计方法包括以下步骤：

步骤一，计算飞行攻角包络，具体操作如下：根据总体提供的风场数据使用要求，计算火箭飞行过程中的攻角包络，对于任一特征时刻点t_i，存在攻角变化范围[0,α_imax]，其中i取值为1到n，其中n表示特征时刻点个数，n的取值为正整数，特征时刻点t_i的选取特征依据包括但不限于：火箭的飞行弹道和气动特性。

步骤二，设计各时刻点下各攻角状态的校正网络，具体操作如下：对特征时刻点t_i，针对攻角变化范围在[0,α_imax]内的每一个状态各设计一组校正网络参数G_ij，其中j取值为1到m，m的取值为正整数，G_ij的下角标i表示第i个特征时刻点，G_ij的下角标j表示第j个攻角状态点，对每一个特征时刻点，攻角变化范围不同，选取的攻角状态点个数应该相同，即对每个时间点m为定值。

步骤三，对每一特征时刻点重复步骤二，将各状态下的校正网络组合为参数矩阵装订于飞控软件，具体操作如下：对每一个特征时刻点重复步骤二直至完成该飞行时段内所有特征点校正网络设计，将每一个特征时刻点的每一个攻角状态下的校正网络参数组合为一个mxkxn的矩阵E_jz，将矩阵E_jz装订至飞控软件中，其中k表示任一状态下的校正网络参数的长度，且对每一个状态k值保持不变，飞控软件即火箭的飞行控制软件。

步骤四，火箭飞行过程中实时辨识飞行攻角，具体操作如下：飞行过程中，从火箭启控开始实时辨识飞行攻角，时刻t_ri的攻角辨识方法如下：通过火箭惯组反馈的箭体过载n_y进行计算，具体计算公式如下：

式中，m为箭体质量，C_N为法向力系数，q为动压，S_m为参考面积，P为摆动发动机推力，

为发动机俯仰通道摆角，

为俯仰角加速度，x_z为质心位置，x_a为火箭惯组安装位置；

在箭体过载n_y已知的前提下，根据上述式可以求出时刻t_ri的法向力系数C_N，由于C_N为随攻角变化的参数，以C_N插值法向力系数矩阵，即可得到时刻t_ri的飞行攻角α_ri。

为避免箭体过载n_y变化过快造成飞行攻角α_ri突变，用于攻角辨识的箭体过载n_y选取为h拍内的平均值，h的取值可以通过仿真试验进行确定。

步骤五，利用当前飞行时刻及实时攻角插值校正网络矩阵用于姿态控制，具体操作如下：以当前飞行时刻t_ri和飞行攻角α_ri插值校正网络矩阵E_jz，得到当前状态下的校正网络参数G_{jz_ri}用于火箭的姿态控制。

本申请实施例一种基于攻角变化的姿态控制系统设计方法的实施原理为：在飞行环境不确定性较大的情况下，能够实时辨识火箭飞行过程中的攻角变化，根据攻角大小进行校正网络调整，提高姿态控制系统的鲁棒性以及控制性能，姿态控制精度也相对较好，对误差的适应能力较好。

以上所述仅为本申请的较佳实施例而已，并不用以限制本申请，凡在申请的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一，计算飞行攻角包络；

步骤二，设计各时刻点下各攻角状态的校正网络；

步骤三，对每一特征时刻点重复步骤二，将各状态下的校正网络组合为参数矩阵装订于飞控软件；

步骤四，火箭飞行过程中实时辨识飞行攻角；

步骤五，利用当前飞行时刻及实时攻角插值校正网络矩阵用于姿态控制。

2.根据权利要求1所述的基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，其特征在于，步骤一的具体操作如下：

根据总体提供的风场数据使用要求，计算火箭飞行过程中的攻角包络，对于任一特征时刻点t_i，存在攻角变化范围[0,α_imax]，其中i取值为1到n，其中n表示特征时刻点个数，n的取值为正整数，特征时刻点t_i的选取特征依据包括但不限于：火箭的飞行弹道和气动特性。

3.根据权利要求2所述的基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，其特征在于，步骤二的具体操作如下：

对特征时刻点t_i，针对攻角变化范围在[0,α_imax]内的每一个状态各设计一组校正网络参数G_ij，其中j取值为1到m，m的取值为正整数，G_ij的下角标i表示第i个特征时刻点，G_ij的下角标j表示第j个攻角状态点，对每一个特征时刻点，攻角变化范围不同，选取的攻角状态点个数应该相同，即对每个时间点m为定值。

4.根据权利要求3所述的基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，其特征在于，步骤三的具体操作如下：

对每一个特征时刻点重复步骤二直至完成该飞行时段内所有特征点校正网络设计，将每一个特征时刻点的每一个攻角状态下的校正网络参数组合为一个m×k×n的矩阵E_jz，将矩阵E_jz装订至飞控软件中，其中k表示任一状态下的校正网络参数的长度，且对每一个状态k值保持不变。

5.根据权利要求4所述的基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，其特征在于，步骤四的具体操作如下：

飞行过程中，从火箭启控开始实时辨识飞行攻角，时刻t_ri的攻角辨识方法如下：通过火箭惯组反馈的箭体过载n_y进行计算，具体计算公式如下：

式中，m为箭体质量，C_N为法向力系数，q为动压，S_m为参考面积，P为摆动发动机推力，

为发动机俯仰通道摆角，

为俯仰角加速度，x_z为质心位置，x_a为火箭惯组安装位置；

在箭体过载n_y已知的前提下，根据上述式可以求出时刻t_ri的法向力系数C_N，由于C_N为随攻角变化的参数，以C_N插值法向力系数矩阵，即可得到时刻t_ri的飞行攻角α_ri。

6.根据权利要求5所述的基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，其特征在于：用于攻角辨识的箭体过载n_y选取为h拍内的平均值，h的取值可以通过仿真试验进行确定。

7.根据权利要求5所述的基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，其特征在于，步骤五的具体操作如下：

以当前飞行时刻t_ri和飞行攻角α_ri插值校正网络矩阵E_jz，得到当前状态下的校正网络参数G_{jz_ri}用于火箭的姿态控制。

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