CN114265419A - 运载火箭姿态控制方法、装置、电子设备及存储介质 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种运载火箭姿态控制方法，包括如下步骤，求取控制角偏差
对程序角偏差
按照滤波算法进行滤波，对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，获取侧向姿态控制喷管的控制指令δ，对控制指令进行数字继电特性处理，同时对侧向姿态控制喷管和栅格舵系统进行开关控制。本发明针对采用栅格舵+侧向姿态控制喷管的控制方案的运载火箭，提出了在火箭发射初始段，采取栅格舵+侧向姿态控制喷管复合控制的姿态控制系统设计方法，能有效降低对姿控力矩的需求，并降低火箭姿态燃料消耗，提高运载火箭性能，具有较高的工程应用价值。
Description
技术领域
本发明属于火箭控制技术领域，具体为一种运载火箭姿态控制方法、装置、电子设备及存储介质。
背景技术
降低火箭成本，提高运载火箭的运载能力尤其是商业运载火箭设计时主要考虑的技术问题。通常，多数小型运载火箭大气层采用栅格舵控制，栅格舵控制机构成本低，控制精度高；但是在火箭发射初始段，运载火箭速度较低，栅格舵效率低，不能进行姿态有效控制，需要采用侧向姿态控制喷管进行姿态控制，满足运载火箭低速状态下的控制需求。侧向姿态控制喷管主要用于运载火箭大气层外的姿态控制时，需要的控制力矩较小，具有优势；但为满足大气层内使用要求，受全箭质量大、地面风干扰和姿态快速转弯的力矩需求，需要的姿态控制力矩，远大于火箭分离后在大气层外飞行过程中的控制力矩需求，过大的姿态控制力矩将会提高运载火箭大气层外姿态控制系统设计难度，并降低姿态控制系统的性能，亟待解决这一设计难题。
发明内容
针对现有技术的设计难题，提出了一种在火箭发射初始段，采取栅格舵+侧向姿态控制喷管复合控制的姿态控制系统设计方法，能有效降低对姿控力矩的需求。
为实现上述目的，本发明提供一种运载火箭姿态控制方法，所述运载火箭为轴对称外形，俯仰和偏航平面使用相同的控制方案，采用栅格舵和侧向姿态控制喷管两者同时对运载火箭发射后飞行的全过程进行控制，包括如下步骤：
步骤一，依据姿态控制的程序指令角
与火箭实际姿态角
相减，求取控制角偏差
步骤二，对程序角偏差
按照滤波算法进行滤波；滤波算法对角偏差
中的火箭弹性干扰信号进行滤波，滤波器采用陷波滤波器，或者采用带阻滤波器，滤波器的中心值为弹性干扰信号的频率；
步骤3，对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，获取侧向姿态控制喷管的控制指令δ；校正网络设计采取传统的超前-滞后环节设计，设计参数依据火箭具体的气动特性和动力特性进行确定；
步骤4，对控制指令进行数字继电特性处理，同时对侧向姿态控制喷管和栅格舵系统进行开关控制。
进一步地，所述步骤4中，对控制指令δ进行数字继电特性处理的方法是
侧向姿态控制喷管按照带有死区的继电特性进行控制，mzk为侧向姿态控制喷管的开关阈值：
上式中，i表示当前控制周期序号，i-1表示前一拍控制周期，侧向姿态控制喷管按照控制指令δzk进行开关控制；
栅格舵系统按照带有死区与滞环的继电特性进行控制，msgd为栅格舵控制的开关阈值，δsgd为栅格舵开关系数：
上式中，i表示当前控制周期序号，i-1表示前一拍控制周期，系数ksgd取0.6～0.8，具体优化值依据仿真确认；
按照运载火箭的结构参数和最大允许干扰力矩，获取栅格舵的平衡舵偏角δph(t)，栅格舵角度控制指令Dlt：
Dlt＝k×δsgd×δph(t)
上式中，k取0.4～0.6，具体优化值可以依据仿真确认。
进一步地，所述步骤3中，对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，优选的一种校正网络设计方法，连续域的校正网络传递函数如下：
kjz为校正网络增益，ζz为校正网络零点阻尼，ωz为校正网络零点频率，ζp为校正网络极点阻尼，ωp为校正网络极点频率，零极点具体值依据运载火箭性能参数，按照经典控制理论超前-滞后环节设计设计方法确认。
进一步地，所述步骤4中，一种较优的栅格舵角度控制指令确认方法为：
依据地面发射前实测的风场数据，结合运载火箭的结构参数，计算栅格舵的平衡舵偏角δph(t)。
本发明还提供一种运载火箭姿态控制装置，包括：
获取模块，用于获取控制角偏差
滤波模块，用于对角偏差
中的火箭弹性干扰信号进行滤波；
校正网络对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，获取侧向姿态控制喷管的控制指令δ；
数字继电特性处理模块，用于对控制指令进行数字继电特性处理，同时对侧向姿态控制喷管和栅格舵系统进行开关控制。
进一步地，所述数字继电特性处理模块，具体用于侧向姿态控制喷管按照带有死区的继电特性进行控制；栅格舵系统按照带有死区与滞环的继电特性进行控制。
本发明还提供一种电子设备，其特征在于，包括：处理器；
存储器，与所述处理器通信连接；
至少一个程序，被存储在所述存储器中并被配置为由所述处理器执行，所述至少一个程序被配置用于：实现所述的运载火箭姿态控制方法。
本发明还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该计算机程序被电子设备执行时实现所述的运载火箭姿态控制方法。
本发明针对采用栅格舵+侧向姿态控制喷管的控制方案的运载火箭，提出了在火箭发射初始段，采取栅格舵+侧向姿态控制喷管复合控制的姿态控制系统设计方法，能有效降低对姿控力矩的需求，并降低火箭姿态燃料消耗，提高运载火箭性能，具有较高的工程应用价值。具体地，由于将栅格舵进行开关控制，能够适应低速段栅格舵的效率误差大和变化率高的情况，提高了控制系统鲁棒性；同时将栅格舵的操纵力矩作为姿态控制力矩的补充，能够提高姿态控制操纵力矩，降低对侧向姿态控制喷管的控制力矩需求。
附图说明
图1为常规运载火箭姿态控制技术方案示意图；
图2为本发明运载火箭姿态控制方法流程示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明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用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
运载火箭一般为轴对称外形，俯仰和偏航平面控制方案相同。常规运载火箭姿态控制技术方案结构示意图如图1所示，栅格舵系统和侧向姿态控制喷管分时进行姿态控制，运载火箭发射初始段仅采用侧向姿态控制喷管控制，转弯结束后采用栅格舵进行姿态控制。
如图2所示，本发明提供一种运载火箭姿态控制方法，所述运载火箭为轴对称外形，俯仰和偏航平面使用相同的控制方案，采用栅格舵和侧向姿态控制喷管两者同时对运载火箭发射后飞行的全过程进行控制，以下以俯仰平面的姿态控制，分步骤描述姿态控制方法，包括如下步骤：
步骤一，依据姿态控制的程序指令角
与火箭实际姿态角
相减，求取控制角偏差
步骤二，对程序角偏差
按照滤波算法进行滤波；滤波算法对角偏差
中的火箭弹性干扰信号进行滤波，滤波器采用陷波滤波器，或者采用带阻滤波器，滤波器的中心值为弹性干扰信号的频率；
步骤3，对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，获取侧向姿态控制喷管的控制指令δ；校正网络设计采取传统的超前-滞后环节设计，设计参数依据火箭具体的气动特性和动力特性进行确定；
所述步骤3中，对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，优选的一种校正网络设计方法，连续域的校正网络传递函数如下：
kjz为校正网络增益，ζz为校正网络零点阻尼，ωz为校正网络零点频率，ζp为校正网络极点阻尼，ωp为校正网络极点频率，零极点具体值依据运载火箭性能参数，按照经典控制理论超前-滞后环节设计设计方法确认。
步骤4，对控制指令进行数字继电特性处理，同时对侧向姿态控制喷管和栅格舵系统进行开关控制；
所述步骤4中，对控制指令δ进行数字继电特性处理的方法是
侧向姿态控制喷管按照带有死区的继电特性进行控制，mzk为侧向姿态控制喷管的开关阈值：
上式中，i表示当前控制周期序号，i-1表示前一拍控制周期，侧向姿态控制喷管按照控制指令δzk进行开关控制，1代表正向打开，-1代表负(反)向打开，0-代表关闭；
栅格舵系统按照带有死区与滞环的继电特性进行控制，msgd为栅格舵控制的开关阈值，δsgd为栅格舵开关系数：
上式中，i表示当前控制周期序号，i-1表示前一拍控制周期，1代表正向打开，-1代表负(反)向打开，0-代表关闭，系数ksgd取0.6～0.8，具体优化值依据仿真确认；
按照运载火箭的结构参数和最大允许干扰力矩，获取栅格舵的平衡舵偏角δph(t)，栅格舵角度控制指令Dlt：
Dlt＝k×δsgd×δph(t)
上式中，k取0.4～0.6，具体优化值可以依据仿真确认。
所述步骤4中，一种较优的栅格舵角度控制指令确认方法为：
依据地面发射前实测的风场数据，结合运载火箭的结构参数，计算栅格舵的平衡舵偏角δph(t)。
具体依据气动参数表、实际的风场数据及火箭速度插值计算平衡舵偏角δph(t)。
本发明还提供一种运载火箭姿态控制装置，包括：
获取模块，用于获取控制角偏差
滤波模块，用于对角偏差
中的火箭弹性干扰信号进行滤波；
校正网络对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，获取侧向姿态控制喷管的控制指令δ；
数字继电特性处理模块，用于对控制指令进行数字继电特性处理，同时对侧向姿态控制喷管和栅格舵系统进行开关控制。
所述数字继电特性处理模块，具体用于侧向姿态控制喷管按照带有死区的继电特性进行控制；栅格舵系统按照带有死区与滞环的继电特性进行控制。
本发明还提供一种电子设备，其特征在于，包括：处理器；
存储器，与所述处理器通信连接；
至少一个程序，被存储在所述存储器中并被配置为由所述处理器执行，所述至少一个程序被配置用于：实现所述的运载火箭姿态控制方法。
本发明还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该计算机程序被电子设备执行时实现所述的运载火箭姿态控制方法。
Claims (9)
1.一种运载火箭姿态控制方法，所述运载火箭为轴对称外形，俯仰和偏航平面使用相同的控制方案，其特征在于采用栅格舵和侧向姿态控制喷管两者同时对运载火箭发射后飞行的全过程进行控制，包括如下步骤：
步骤一，依据姿态控制的程序指令角
与火箭实际姿态角
相减，求取控制角偏差
步骤二，对程序角偏差
按照滤波算法进行滤波；滤波算法对角偏差
中的火箭弹性干扰信号进行滤波，滤波器采用陷波滤波器，或者采用带阻滤波器，滤波器的中心值为弹性干扰信号的频率；
步骤3，对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，获取侧向姿态控制喷管的控制指令δ；校正网络设计采取传统的超前-滞后环节设计，设计参数依据火箭具体的气动特性和动力特性进行确定；
步骤4，对控制指令进行数字继电特性处理，同时对侧向姿态控制喷管和栅格舵系统进行开关控制。
2.根据权利要求1所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述步骤4中，对控制指令δ进行数字继电特性处理的方法是
侧向姿态控制喷管按照带有死区的继电特性进行控制，mzk为侧向姿态控制喷管的开关阈值：
上式中，i表示当前控制周期序号，i-1表示前一拍控制周期，侧向姿态控制喷管按照控制指令δzk进行开关控制；
栅格舵系统按照带有死区与滞环的继电特性进行控制，msgd为栅格舵控制的开关阈值，δsgd为栅格舵开关系数：
上式中，i表示当前控制周期序号，i-1表示前一拍控制周期，系数ksgd取0.6～0.8，具体优化值依据仿真确认；
按照运载火箭的结构参数和最大允许干扰力矩，获取栅格舵的平衡舵偏角δph(t)，栅格舵角度控制指令Dlt：
Dlt＝k×δsgd×δph(t)
上式中，k取0.4～0.6，具体优化值可以依据仿真确认。
3.根据权利要求1或2所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述步骤3中，对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，优选的一种校正网络设计方法，连续域的校正网络传递函数如下：
kjz为校正网络增益，ζz为校正网络零点阻尼，ωz为校正网络零点频率，ζp为校正网络极点阻尼，ωp为校正网络极点频率，零极点具体值依据运载火箭性能参数，按照经典控制理论超前-滞后环节设计设计方法确认。
4.根据权利要求2所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述步骤4中，一种较优的栅格舵角度控制指令确认方法为：
依据地面发射前实测的风场数据，结合运载火箭的结构参数，计算栅格舵的平衡舵偏角δph(t)。
5.根据权利要求3所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述步骤4中，一种较优的栅格舵角度控制指令确认方法为：
依据地面发射前实测的风场数据，结合运载火箭的结构参数，计算栅格舵的平衡舵偏角δph(t)。
6.一种运载火箭姿态控制装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取控制角偏差
滤波模块，用于对角偏差
中的火箭弹性干扰信号进行滤波；
校正网络对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，获取侧向姿态控制喷管的控制指令δ；
数字继电特性处理模块，用于对控制指令进行数字继电特性处理，同时对侧向姿态控制喷管和栅格舵系统进行开关控制。
7.根据权利要求6所述的运载火箭姿态控制装置，其特征在于，所述数字继电特性处理模块，具体用于侧向姿态控制喷管按照带有死区的继电特性进行控制；栅格舵系统按照带有死区与滞环的继电特性进行控制。
8.一种电子设备，其特征在于，包括：处理器；
存储器，与所述处理器通信连接；
至少一个程序，被存储在所述存储器中并被配置为由所述处理器执行，所述至少一个程序被配置用于：实现如权利要求1-6中任一项所述的运载火箭姿态控制方法。
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该计算机程序被电子设备执行时实现如权利要求1-6中任一项所述的运载火箭姿态控制方法。
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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