CN114253282B - 运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质 - Google Patents

运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质 Download PDF

Info

Publication number
CN114253282B
CN114253282B CN202111575231.1A CN202111575231A CN114253282B CN 114253282 B CN114253282 B CN 114253282B CN 202111575231 A CN202111575231 A CN 202111575231A CN 114253282 B CN114253282 B CN 114253282B
Authority
CN
China
Prior art keywords
state
control
carrier rocket
attitude
separation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202111575231.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114253282A (zh
Inventor
熊晶洲
郭志品
夏龙
周凯
黄威
戴鑫
耿家新
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
CASIC Rocket Technology Co
Original Assignee
CASIC Rocket Technology Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by CASIC Rocket Technology Co filed Critical CASIC Rocket Technology Co
Priority to CN202111575231.1A priority Critical patent/CN114253282B/zh
Publication of CN114253282A publication Critical patent/CN114253282A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114253282B publication Critical patent/CN114253282B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质，方法包括：确定运载火箭是否处于分离预测控制态，所述分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当所述运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，所述运载火箭分离为剩余体和分离体；确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长；当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1至N‑1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，所述控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值。该姿态控制方法既能满足运载火箭的分离安全性要求，又能达到优化姿态控制的目的。

Description

运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质
技术领域
本发明涉及运载火箭技术领域，尤其涉及一种运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质。
背景技术
运载火箭指的是将人们制造的各种将航天器推向太空的载具，用于把人造地球卫星、载人飞船、航天站或行星际探测器等送入预定轨道。由于运载火箭自身存在干扰和参数变化多的问题，其姿态控制一直是研究人员关注的重点。
传统的运载火箭的姿态控制结构通常采用比例微分联合校正网络的方式，并随着标称飞行状态的不同再通过调整参数分别进行设计。且在传统运载火箭的姿态控制方法中，通常采用在分离前停控，分离开始一段时间后恢复控制的策略。
然而，分离过程中运载火箭的分离体的姿态角和姿态角速率不确定性大，采用停控后延时固定时间起控的方式难以满足不同分离情况的姿态控制，且容易存在碰撞风险。
发明内容
鉴于上述问题，提出了本发明以便提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的一种运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质。
第一方面，提供了一种运载火箭的姿态控制方法，所述姿态控制方法包括：
确定运载火箭是否处于分离预测控制态，所述分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当所述运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，所述运载火箭分离为剩余体和分离体；
确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长；
当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1至N-1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，所述控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值；
其中，N≤T0/T，T0表示所述脱离总时长，T表示每个控制周期的时长。
可选的，当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1个控制周期内，向所述剩余体发送控制指令，包括：
确定所述剩余体在第2个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值，并根据所述设定值生成第一控制指令；
在第1个控制周期内向所述剩余体发送所述第一控制指令，所述第一控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在第2个控制周期内达到所述设定值。
可选的，当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第2至N-1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，包括：
确定所述剩余体在第2至N个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值；
在第2至N-1个控制周期的每个控制周期内，执行以下步骤：
获取当前控制周期下所述剩余体的姿态角和姿态角速度的实际值，并确定所述实际值与当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值之间的差值；
当所述差值超过误差阈值时，根据所述差值修正当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值；
基于修正后的所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值、以及下一控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值，生成第二控制指令；
在当前控制周期内向所述剩余体发送所述第二控制指令，所述第二控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下一个控制周期内，由修正后的所述设定值达到下一个控制周期对应的设定值。
可选的，当所述差值超过误差阈值时，根据所述差值修正当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值，包括：
设定误差修正系数α，0.01≤α≤0.15；
根据所述差值和所述误差修正系数α，对所述设定值进行修正。
可选的，所述确定运载火箭是否处于分离预测控制态，包括：
根据所述运载火箭的轴向加速度判断所述运载火箭是否处于分离预测控制态。
可选的，所述根据所述运载火箭的轴向加速度判断所述运载火箭是否处于分离预测控制态，包括：
若连续k个控制周期所述运载火箭的轴向加速度平均值的绝对值大于第一阈值且小于第二阈值，判断所述运载火箭处于所述接触子状态；
若所述运载火箭处于所述接触子状态，且连续k个控制周期所述运载火箭的轴向加速度平均值的绝对值小于第三阈值，判断所述运载火箭处于所述脱离子状态；
其中，10≤k≤20，所述第二阈值大于所述第一阈值，所述第一阈值大于所述第三阈值，所述第一阈值为0.1g～0.6g，所述第二阈值为1g～3g，所述第三阈值为0.2g～0.5g，g为重力加速度。
可选的，所述确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长，包括：
当所述运载火箭进入所述接触子状态时刻，获取所述运载火箭的第一飞行状态参数；
当所述运载火箭进入所述脱离子状态时刻，获取所述剩余体的第二飞行状态参数；
根据所述第一飞行参数和所述第二飞行参数，确定所述分离体在所述脱离子状态的速度和姿态角速度；
根据所述第二飞行参数、所述分离体在所述脱离子状态的姿态角和姿态角速度、以及预设的所述剩余体与所述分离体的安全距离，确定所述脱离总时长。
第二方面，提供了一种运载火箭的姿态控制装置，所述姿态控制装置包括：
状态确定模块，用于确定运载火箭是否处于分离预测控制态，所述分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当所述运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，所述运载火箭分离为剩余体和分离体；
时长确定模块，用于确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长；
控制模块，用于当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1至N-1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，所述控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值；
其中，N≤T0/T，T0表示所述脱离总时长，T表示每个控制周期的时长。
第三方面，提供了一种电子设备，包括：存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行如第一方面任一项所述的姿态控制方法运载火箭的姿态控制装置。
第四方面，提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行如第一方面任一项所述的姿态控制方法。
本发明实施例中提供的技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本发明实施例提供的一种运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质，通过将运载火箭的分离过程分为接触子状态和脱离子状态，然后确定运载火箭处于脱离子状态时的脱离总时长，即从运载火箭分离为剩余体和分离体，到结束分离过程的总时长。在脱离总时长的多个控制周期内向剩余体发送控制指令，控制剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值，以在分离过程的各个控制周期内保证对运载火箭剩余体良好的姿态控制效果，保证分离过程的安全性，最终达到既能满足运载火箭的分离安全性要求，又能优化姿态控制的目的。
上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明的具体实施方式。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是本发明实施例提供的一种运载火箭的姿态控制方法流程图；
图2是本发明实施例提供的一种运载火箭的分离示意图；
图3是本发明实施例提供的一种运载火箭的状态示意图；
图4是本发明实施例提供的一种姿态控制装置的结构框图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。
在附图中示出了根据本公开实施例的各种结构示意图。这些图并非是按比例绘制的，其中为了清楚表达的目的，放大了某些细节，并且可能省略了某些细节。图中所示出的各种区域、层的形状以及它们之间的相对大小、位置关系仅是示例性的，实际中可能由于制造公差或技术限制而有所偏差，并且本领域技术人员根据实际所需可以另外设计具有不同形状、大小、相对位置的区域/层。
在本公开的上下文中，当将一层/元件称作位于另一层/元件“上”时，该层/元件可以直接位于该另一层/元件上，或者它们之间可以存在居中层/元件。另外，如果在一种朝向中一层/元件位于另一层/元件“上”，那么当调转朝向时，该层/元件可以位于该另一层/元件“下”。在本公开的上下文中，相似或者相同的部件可能会用相同或者相似的标号来表示。
为了更好的理解上述技术方案，下面将结合具体的实施方式对上述技术方案进行详细说明，应当理解本公开内容实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
图1是本发明实施例提供的一种运载火箭的姿态控制方法流程图，如图1所示，该姿态控制方法包括：
步骤S110、确定运载火箭是否处于分离预测控制态，分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，运载火箭分离为剩余体和分离体。
其中，分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，运载火箭分离为剩余体和分离体。
可选的，步骤S110可以包括：
根据运载火箭的轴向加速度判断运载火箭是否处于分离预测控制态。
在本公开实施例的一种实现方式中，具体判断方式如下：
若连续k个控制周期运载火箭的轴向加速度平均值的绝对值大于第一阈值a1且小于第二阈值a2，判断运载火箭处于接触子状态；
若运载火箭处于接触子状态，且连续k个控制周期运载火箭的轴向加速度平均值的绝对值小于第三阈值a3，判断运载火箭处于脱离子状态。
其中，第二阈值a2大于第一阈值a1，第一阈值a1大于第三阈值a3，第一阈值a1为0.1g～0.6g，第二阈值a2为1g～3g，第三阈值a3为0.2g～0.5g，g为重力加速度，一般取9.8N/Kg。
图2是本发明实施例提供的一种运载火箭的分离示意图，如图2所示，运载火箭在接触子状态时可以看作是一个组合体A0。进入脱离子状态之后，组合体A0分离为剩余体A1和脱离体A2。剩余体A1可以为箭体，脱离体A2可以为脱离的卫星。
剩余体A1上安装有导航计算装置和姿态控制系统，导航计算装置可以用于获取各个参数，并进行相应的计算。姿态控制系统可以用于控制剩余体的姿态角和姿态角速度。
图3是本发明实施例提供的一种运载火箭的状态示意图，如图3所示，在本发明实施例中，运载火箭的姿态控制系统可以分为三个相互独立的状态：主动飞行态S1、滑行飞行态S2和分离预测控制态S3。
当运载火箭点火后，即进入主动飞行态S1。进入主动飞行态后，若连续k个控制周期运载火箭的轴向加速度平均值的绝对值小于第四阈值a4，则判断运载火箭处于滑行飞行态S2。进入滑行飞行态S2后，再根据上述轴向加速度的判断方式，确定运载火箭是否处于分离预测控制态S3。并可以具体判断运载火箭是否处于接触子状态S31和脱离子状态S32。在t1时刻，运载火箭进入接触子状态S31，在t1至t2时刻，运载火箭处于接触子状态S31。在t2时刻，运载火箭由接触子状态S31进入脱离子状态S32。从t2时刻开始计时，当计时时长大于脱离总时长T0时，运载火箭则重新进入滑行飞行态S2。
其中，上述第四阈值a4可以为3g～6g。
需要说明的是，上述轴向加速度可以由加速度传感器进行检测。
步骤S120、确定运载火箭处于脱离子状态时的脱离总时长。
示例性地，步骤S120可以包括：
第一步、当运载火箭进入接触子状态时刻，获取运载火箭的第一飞行状态参数。
在本公开实施例中，可以在如图2所示的t1时刻获取第一飞行状态参数。第一飞行状态参数至少可以包括运载火箭组合体A0的速度和角速度/>
当运载火箭为组合体A0时，建立本体坐标系oxyz，oxyz为空间直角坐标系，原点固连在组合体A0的质心位置，x轴指向组合体A0的头部，y轴与x轴正交并指向组合体A0的俯仰控制方向。z轴与x轴、y轴满足右手定则。
当运载火箭在由滑行飞行态进入接触子状态的控制周期内时，在当前控制周期内，根据组合体A0的本体坐标系oxyz建立惯性坐标系OXYZ，惯性坐标系保持匀速直线运动，相对组合体A0的本体坐标系oxyz轴保持静止。因此在惯性坐标系OXYZ下，组合体0的飞行速度为角度为/> 角速度/>可以由角速度检测装置检测得到。导航计算装置可以将上述速度/>和角速度/>作为已知量进行存储。
第二步、当运载火箭进入脱离子状态时刻，获取剩余体的第二飞行状态参数。
在本公开实施例中，可以在如图2所示的t2时刻获取第二飞行参数。第二飞行参数至少可以包括剩余体A1的质量m1、质心位置质心速度/>角速度/>和质心轴的转动惯量J1、以及脱离体A2的质量m2、质心位置/>和质心轴的转动惯量J2。
其中，剩余体A1的质量m1、质心位置和质心轴的转动惯量J1，脱离体A2的质量m2和质心轴的转动惯量J2均可以作为已知量预先存储在导航计算装置中。当运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时，可以由导航计算装置记录剩余体A1在惯性坐标系OXYZ坐标系下的速度/>角度/>和角速度/>
在本公开实施例的分离过程中，剩余体A1与分离体A2采用平行导向机构。此时分离体2在惯性坐标系OXYZ的角度与剩余体1相同，即根据剩余体1质心位置及分离体A2相对剩余体A1的位置关系/>即可获取此时刻分离体2的质心位置/> 分离体A2相对剩余体A1的位置关系/>也可以在运载火箭发射前，作为已知量预先存储在导航计算装置中。
第三步、根据第一飞行参数和第二飞行参数，确定分离体在脱离子状态的速度和姿态角速度。
在本公开实施例中，可以根据动量守恒定律采用以下公式(1)计算分离体在脱离子状态的速度
根据角动量守恒定律采用以下公式(2)计算分离体在脱离子状态的姿态角速度
其中，J1+2是运载火箭在未分离的状态下将剩余体的质心轴的转动惯量J1和分离体的质心轴的转动惯量J2，根据平行移轴定理分别平移到运载火箭的质心位置，累加计算后的得到的转动惯量。Arb为运载火箭的本体坐标系向惯性坐标系的投影矩阵，为Arb的转置矩阵。
在本公开实施例中，可以根据的结果，采用Z-Y-X坐标系转换方法计算得出：
第四步、根据第二飞行参数、分离体在脱离子状态的姿态角和姿态角速度、以及预设的剩余体与分离体的安全距离，确定脱离总时长。
可选的，该步骤可以包括：
根据第二飞行参数、分离体在脱离子状态的速度和姿态角速度，计算剩余体对于分离体的相对速度。具体可以采用以下公式(3)计算剩余体对于分离体的相对速度
根据相对速度计算相对速度的矢量模长。具体可以采用以下公式(4)计算相对速度的矢量模长Vref：
根据矢量模长和预设的剩余体与分离体的安全距离，计算脱离总时长。具体可以采用以下公式(5)计算脱离总时长：
其中，Dis可以在起飞之前根据卫星尺寸参数和安装位置确定，Dis可以作为已知量预先存储在导航计算装置中。本发明中的各个需计算的参数均可以通过导航计算装置进行计算。
需要说明的是，运载火箭处于脱离子状态时的脱离总时长为T0，在脱离总时长范围内可以分为N个控制周期对运载火箭进行控制，每个控制周期的时长均为T，即N≤T0/T。当N个控制周期的总时长N*T超过T0时，运载火箭进入滑行飞行态。
步骤S130、当运载火箭处于脱离子状态时，在脱离子状态的第1至N-1个控制周期内，依次向剩余体发送控制指令，控制指令用于控制剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值。
可选的，当运载火箭处于脱离子状态时，在脱离子状态的第1个控制周期内，向剩余体发送控制指令，包括：
确定剩余体在第2个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值，并根据设定值生成第一控制指令；在第1个控制周期内向剩余体发送第一控制指令，第一控制指令用于控制剩余体的姿态角和姿态角速度在第2个控制周期内达到设定值。
可选的，当运载火箭处于脱离子状态时，在脱离子状态的第2至N-1个控制周期内，依次向剩余体发送控制指令，包括：
确定剩余体在第2至N个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值；
在第2至N-1个控制周期的每个控制周期内，执行以下步骤：
第一步、获取当前控制周期下剩余体的姿态角和姿态角速度的实际值，并确定实际值与当前控制周期内剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值之间的差值；
第二步、当差值超过误差阈值时，根据差值修正当前控制周期内剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值；
示例性地，在本发明实施例中，姿态角的实际值与设定值的误差阈值可以设置为例如0.5°，姿态角速度的实际值与设定值的误差阈值可以设置为例如1°/s。
具体的，可以设定误差修正系数α，0.01≤α≤0.15。根据差值和误差修正系数α，对设定值进行修正。
示例性地，假设在当前控制周期内，姿态角的第一设定值为a1，姿态角的实际值与设定值的差值为Δa且大于误差阈值，姿态角速度的第一设定值为b1，姿态角速度的实际值与设定值的差值为Δb且大于误差阈值。则可以将a1修正为a1+α*Δa，将b1修正为b1+α*Δb，以对姿态角的第一设定值和姿态角速度的第一设定值进行修正。
第三步、基于修正后的剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值、以及下一控制周期内剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值，生成第二控制指令；
第四步、在当前控制周期内向剩余体发送第二控制指令，第二控制指令用于控制剩余体的姿态角和姿态角速度在下一个控制周期内，由修正后的设定值达到下一个控制周期对应的设定值。
为了更好的理解本发明，以下以运载火箭处于脱离子状态的第2个控制周期为例进行说明：
获取第2个控制周期下剩余体的姿态角和姿态角速度的实际值(a2’，b2’)，并确定实际值(a2’，b2’)与当前控制周期内剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值(a2，b2)之间的差值(Δa2，Δb2)；
当差值(Δa2，Δb2)超过误差阈值(Δa，Δb)时，根据差值(Δa2，Δb2)修正当前控制周期内剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值(a2，b2)；
基于修正后的剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值(a2+α*Δa2，b2+α*Δb2)、以及第3个控制周期内剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值(a3，b3)，生成第二控制指令；
在当前控制周期内向剩余体发送第二控制指令，第二控制指令用于控制剩余体的姿态角和姿态角速度在第3个控制周期内，由修正后的设定值(a2+α*Δa2，b2+α*Δb2)达到第3个控制周期对应的设定值(a3，b3)。
在本公开实施例中，可以采用模型预测控制方法确定剩余体在第2至N个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值。具体的，当运载火箭处于脱离子状态时，可以建立当前控制周期至第N个控制周期的控制模型，根据模型碰撞约束和控制能量约束条件，将模型预测控制方法问题转化成带有二次型目标函数和约束条件的最优化问题进行求解，以此确定剩余体在第2至N个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值。在本公开实施例中，当运载火箭处于脱离子状态时，可以采用模型预测控制方法对剩余体A1在惯性坐标系OXYZ的X轴、Y轴和Z轴的姿态角和姿态角速度值分别进行预测，以此在各个方向上实现对剩余体的姿态控制。模型预测控制方法属于本领域的常规控制方法，本发明在此不再赘述。
本发明实施例通过在各个控制周期内，获取剩余体的姿态角和姿态角速度的实际值，并将实际值与设定值作比较，得到实际值与设定值的差值，并根据差值对控制指令进行修正，以消除实际控制产生的误差，从而可以进一步保证对运载火箭剩余体良好的姿态控制效果，防止剩余体与分离体之间产生碰撞。
基于同样的发明构思，本发明实施例还提供了一种运载火箭的姿态控制装置，图4是本发明实施例提供的一种姿态控制装置的结构框图，如图4所示，该姿态控制装置包括状态确定模块410、时长确定模块420和控制模块430。
状态确定模块410，用于确定运载火箭是否处于分离预测控制态。分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，运载火箭分离为剩余体和分离体。
时长确定模块420，用于确定运载火箭处于脱离子状态时的脱离总时长。
控制模块430，用于当运载火箭处于脱离子状态时，在脱离子状态的第1至N-1个控制周期内，依次向剩余体发送控制指令，控制指令用于控制剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值。
其中，N≤T0/T，T0表示所述脱离总时长，T表示每个控制周期的时长。
上述运载火箭的姿态控制装置具体细节可以对应参阅图1所示的姿态控制方法的实施例中对应的相关描述和效果进行理解，此处不再赘述。
本发明实施例还提供了一种电子设备，该电子设备可以包括处理器和存储器，其中处理器和存储器可以通过总线或者其他方式连接。处理器可以为中央处理器(CentralProcessing Unit，CPU)。处理器还可以为其他通用处理器、数字信号处理器(DigitalSignal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等芯片，或者上述各类芯片的组合。存储器作为一种非暂态计算机可读存储介质，可用于存储非暂态软件程序、非暂态计算机可执行程序以及模块，如本发明实施例中的运载火箭的姿态控制装置对应的程序指令/模块。处理器通过运行存储在存储器中的非暂态软件程序、指令以及模块，从而执行处理器的各种功能应用以及数据处理，即实现上述方法实施例中的运载火箭的姿态控制装置。
存储器可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需要的应用程序；存储数据区可存储处理器所创建的数据等。此外，存储器可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非暂态存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非暂态固态存储器件。所述一个或者多个模块存储在所述存储器中，当被所述处理器执行时，执行如图1所示实施例中的姿态控制方法。上述电子设备具体细节可以对应参阅图1所示的实施例中对应的相关描述和效果进行理解，此处不再赘述。本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，所述存储介质可为只读存储记忆体(Read-OnlyMemory，ROM)、随机存储记忆体(Random AccessMemory，RAM)、快闪存储器(Flash Memory)、硬盘(Hard Disk Drive，缩写：HDD)或固态硬盘(Solid-State Drive，SSD)等；所述存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。
上述本申请实施例中的技术方案，至少具有如下的技术效果或优点：
本发明实施例提供的一种运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质，通过将运载火箭的分离过程分为接触子状态和脱离子状态，然后确定运载火箭处于脱离子状态时的脱离总时长，即从运载火箭分离为剩余体和分离体，到结束分离过程的总时长。在脱离总时长的多个控制周期内向剩余体发送控制指令，控制剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值，以在分离过程的各个控制周期内保证对运载火箭剩余体良好的姿态控制效果，保证分离过程的安全性，最终达到既能满足运载火箭的分离安全性要求，又能优化姿态控制的目的。
在此处所提供的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本发明的实施例可以在没有这些具体细节的情况下实践。在一些实例中，并未详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。
类似地，应当理解，为了精简本公开并帮助理解各个发明方面中的一个或多个，在上面对本发明的示例性实施例的描述中，本发明的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本发明要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如下面的权利要求书所反映的那样，发明方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本发明的单独实施例。
应该注意的是上述实施例对本发明进行说明而不是对本发明进行限制，并且本领域技术人员在不脱离所附权利要求的范围的情况下可设计出替换实施例。

Claims (10)

1.一种运载火箭的姿态控制方法，其特征在于，所述姿态控制方法包括：
确定运载火箭是否处于分离预测控制态，所述分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当所述运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，所述运载火箭分离为剩余体和分离体；
确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长；
当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1至N-1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，所述控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值；
其中，N≤T0/T，T0表示所述脱离总时长，T表示每个控制周期的时长。
2.根据权利要求1所述的姿态控制方法，其特征在于，当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1个控制周期内，向所述剩余体发送控制指令，包括：
确定所述剩余体在第2个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值，并根据所述设定值生成第一控制指令；
在第1个控制周期内向所述剩余体发送所述第一控制指令，所述第一控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在第2个控制周期内达到所述设定值。
3.根据权利要求1所述的姿态控制方法，其特征在于，当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第2至N-1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，包括：
确定所述剩余体在第2至N个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值；
在第2至N-1个控制周期的每个控制周期内，执行以下步骤：
获取当前控制周期下所述剩余体的姿态角和姿态角速度的实际值，并确定所述实际值与当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值之间的差值；
当所述差值超过误差阈值时，根据所述差值修正当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值；
基于修正后的所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值、以及下一控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值，生成第二控制指令；
在当前控制周期内向所述剩余体发送所述第二控制指令，所述第二控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下一个控制周期内，由修正后的所述设定值达到下一个控制周期对应的设定值。
4.根据权利要求3所述的姿态控制方法，其特征在于，当所述差值超过误差阈值时，根据所述差值修正当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值，包括：
设定误差修正系数α，0.01≤α≤0.15；
根据所述差值和所述误差修正系数α，对所述设定值进行修正。
5.根据权利要求1所述的姿态控制方法，其特征在于，所述确定运载火箭是否处于分离预测控制态，包括：
根据所述运载火箭的轴向加速度判断所述运载火箭是否处于分离预测控制态。
6.根据权利要求5所述的姿态控制方法，其特征在于，所述根据所述运载火箭的轴向加速度判断所述运载火箭是否处于分离预测控制态，包括：
若连续k个控制周期所述运载火箭的轴向加速度平均值的绝对值大于第一阈值且小于第二阈值，判断所述运载火箭处于所述接触子状态；
若所述运载火箭处于所述接触子状态，且连续k个控制周期所述运载火箭的轴向加速度平均值的绝对值小于第三阈值，判断所述运载火箭处于所述脱离子状态；
其中，10≤k≤20，所述第二阈值大于所述第一阈值，所述第一阈值大于所述第三阈值，所述第一阈值为0.1g～0.6g，所述第二阈值为1g～3g，所述第三阈值为0.2g～0.5g，g为重力加速度。
7.根据权利要求1所述的姿态控制方法，其特征在于，所述确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长，包括：
当所述运载火箭进入所述接触子状态时刻，获取所述运载火箭的第一飞行状态参数；
当所述运载火箭进入所述脱离子状态时刻，获取所述运载火箭的第二飞行状态参数；
根据所述第一飞行参数和所述第二飞行参数，确定所述分离体在所述脱离子状态的速度和姿态角速度；
根据所述第二飞行参数、所述分离体在所述脱离子状态的姿态角和姿态角速度、以及预设的所述剩余体与所述分离体的安全距离，确定所述脱离总时长。
8.一种运载火箭的姿态控制装置，其特征在于，所述姿态控制装置包括：
状态确定模块，用于确定运载火箭是否处于分离预测控制态，所述分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当所述运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，所述运载火箭分离为剩余体和分离体；
时长确定模块，用于确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长；
控制模块，用于当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1至N-1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，所述控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值；
其中，N≤T0/T，T0表示所述脱离总时长，T表示每个控制周期的时长。
9.一种电子设备，其特征在于，包括：存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行权利要求1-7中任一项所述的姿态控制方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行权利要求1-7中任一项所述的姿态控制方法。
CN202111575231.1A 2021-12-21 2021-12-21 运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质 Active CN114253282B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111575231.1A CN114253282B (zh) 2021-12-21 2021-12-21 运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111575231.1A CN114253282B (zh) 2021-12-21 2021-12-21 运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114253282A CN114253282A (zh) 2022-03-29
CN114253282B true CN114253282B (zh) 2023-09-22

Family

ID=80796521

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111575231.1A Active CN114253282B (zh) 2021-12-21 2021-12-21 运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114253282B (zh)

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2015223958A (ja) * 2014-05-28 2015-12-14 株式会社Ihi ロケットの制御装置
CN106895855A (zh) * 2017-04-13 2017-06-27 北京航天自动控制研究所 一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法
EP3252559A1 (fr) * 2016-06-03 2017-12-06 Thales Procédé de contrôle d'attitude d'un engin spatial, produit programme d'ordinateur et module de contrôle associés
CN108931987A (zh) * 2018-07-09 2018-12-04 北京航空航天大学 一种姿态控制系统设计方法
CN109297356A (zh) * 2018-11-02 2019-02-01 中国运载火箭技术研究院 一种运载火箭电磁发射系统和方法
KR20190068261A (ko) * 2017-12-08 2019-06-18 한국항공우주연구원 비행체 자세제어 시스템 설계 방법 및 컴퓨터 프로그램
CN110794863A (zh) * 2019-11-20 2020-02-14 中山大学 一种控制性能指标可定制的重型运载火箭姿态控制方法
CN111176310A (zh) * 2019-12-31 2020-05-19 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种运载火箭姿态控制系统的测试方法、装置及系统
CN112325710A (zh) * 2020-09-24 2021-02-05 北京航天自动控制研究所 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
CN112666959A (zh) * 2020-11-30 2021-04-16 航天科工火箭技术有限公司 一种运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2015223958A (ja) * 2014-05-28 2015-12-14 株式会社Ihi ロケットの制御装置
EP3252559A1 (fr) * 2016-06-03 2017-12-06 Thales Procédé de contrôle d'attitude d'un engin spatial, produit programme d'ordinateur et module de contrôle associés
CN106895855A (zh) * 2017-04-13 2017-06-27 北京航天自动控制研究所 一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法
KR20190068261A (ko) * 2017-12-08 2019-06-18 한국항공우주연구원 비행체 자세제어 시스템 설계 방법 및 컴퓨터 프로그램
CN108931987A (zh) * 2018-07-09 2018-12-04 北京航空航天大学 一种姿态控制系统设计方法
CN109297356A (zh) * 2018-11-02 2019-02-01 中国运载火箭技术研究院 一种运载火箭电磁发射系统和方法
CN110794863A (zh) * 2019-11-20 2020-02-14 中山大学 一种控制性能指标可定制的重型运载火箭姿态控制方法
CN111176310A (zh) * 2019-12-31 2020-05-19 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种运载火箭姿态控制系统的测试方法、装置及系统
CN112325710A (zh) * 2020-09-24 2021-02-05 北京航天自动控制研究所 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
CN112666959A (zh) * 2020-11-30 2021-04-16 航天科工火箭技术有限公司 一种运载火箭姿态失稳状态下的姿态稳定控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
多星发射上面级主动抗扰姿态控制技术研究;田嘉懿;张士峰;刘龙斌;;自动化学报(02);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN114253282A (zh) 2022-03-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109189085B (zh) 基于事件触发的航天器网络化系统姿态控制方法
Merheb et al. Emergency control of AR drone quadrotor UAV suffering a total loss of one rotor
US10423158B1 (en) Multi-core processor with independently executing flight control programs
CN106707751B (zh) 航天器终端接近的有限时间饱和避碰控制方法
Sun et al. Robust nonlinear adaptive relative pose control for cooperative spacecraft during rendezvous and proximity operations
CN110844122B (zh) 一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法
US9656593B2 (en) Flight vehicle autopilot
US10175700B2 (en) Methods and apparatus to minimize command dynamics of a satellite
CN109164822B (zh) 一种基于具有混合执行机构的航天器姿态控制方法
CN110775300B (zh) 一种利用姿态机动的不规则小天体表面着陆误差抑制方法
US9963249B2 (en) Efficient stationkeeping design for mixed fuel systems in response to a failure of an electric thruster
CN109426147B (zh) 捕获卫星后组合航天器的自适应增益调整控制方法
Sheng et al. Image-based visual servoing of a quadrotor with improved visibility using model predictive control
JP6293304B2 (ja) 遠隔制御装置、制御システム及び制御方法
CN114253282B (zh) 运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质
CN116923730B (zh) 一种具有自调节预设性能约束的航天器姿态主动容错控制方法
CN117401187A (zh) 一种基于代数条件的复杂外形航天器碰撞规避控制方法
Yongmei et al. Trajectory tracking of a high altitude unmanned airship based on adaptive feedback linearization
Sun et al. Prescribed-time error-constrained moving path following control for a stratospheric airship with disturbances
WO2022179213A1 (zh) 仿人机器人的解耦控制方法、装置和仿人机器人
CN112379680B (zh) 一种飞行器姿态角控制方法、控制装置及存储介质
CN112506209B (zh) 一种基于自适应预测周期的再入飞行器预测控制方法
Lorenz et al. Robustness analysis related to the control design of the SHEFEX-II hypersonic canard control experiment
CN113568314A (zh) 基于切换边界补偿的小天体悬停常推力控制方法
Gassmann et al. Control of a gun-launched MAV for scene observation

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant