CN114415703B - 大角加速度喷管的角速率精确控制方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种大角加速度喷管的角速率精确控制方法，包括以下步骤：优化控制通道喷管组合；根据控制要求预置目标角速率；根据初始反馈箭体实际角速率和预置的目标角速率，计算角速率偏差；根据箭体弹性参数设计滤波器，将角速率偏差送入滤波器，得到滤波后的角速率偏差；设计校正网络，将滤波后的角速率偏差送入校正网络，得到输入控制指令；控制指令进入侧喷流控制系统，姿控发动机启动；得到箭体实际角速率，更新初始箭体实际角速率；重复上述步骤3‑7，直到箭体实际稳态角速率合格。本申请具有以下可预期的技术效果：可以顺利实现预置固定角速率的控制，优化后的单通道产生的角加速度较小，同时可以兼容角偏差控制时大的角加速度需求。

Description

大角加速度喷管的角速率精确控制方法

技术领域

本申请涉及运载火箭姿态精确控制技术领域，尤其是涉及一种大角加速度喷管的角速率精确控制方法。

背景技术

运载火箭飞行过程中，需要对飞行姿态进行控制，控制包括俯仰、偏航和滚动三个方向。姿态控制过程中，侧喷流控制是常用方法之一，侧喷流控制系统一般由一组沿箭体周向或径向分布的液体姿控发动机组成，然后通过液体姿控发动机工作，喷管处产生推力，形成绕箭体质心的控制力拒，实现对俯仰、偏航、滚动通道的姿态控制。

运载火箭飞行过程中一般采用姿态角偏差控制方式，角偏差控制方式具备克服发动机干扰、适应大角度姿态调整、规划程序角精确跟踪的能力。但是，采用角偏差控制方式时，要求喷管推力大，控制力矩大，角加速度大。但在某些情况下，需要进行单一通道角速率精确控制。例如，在固体运载火箭分离方案中，由于固体火箭发动机具有较大后效，分离后，分离体会继续飞行一段距离。为了防止分离体追上箭体，分离前可以预置大小和方向已知的俯仰角速率，即使存在分离干扰，依旧能够保证分离后分离体的俯仰角速率方向与分离前一致。

由于分离体俯仰角速率转动方向已知，控制箭体俯仰通道进行反向调姿，从而保证分离后箭体的近场安全性，在这种情况下，要求实现俯仰角速率精确控制。如图1所示，角速率控制结构原理如下：预置目标角速率；惯测组合(惯性加速度计和陀螺仪的组合)敏感绕箭体三个轴运动的角速率，得到初始反馈角速率；将目标角速率与反馈角速率相减，得到角速率偏差；角速率偏差经过滤波器和校正网络后，输出角速率控制量；控制液体姿控发动机工作，喷管处产生推力，形成需要的控制力矩，对箭体角速率进行控制。

针对上述中的相关技术，发明人认为存在以下缺陷：角偏差控制有以下几点不足：

1.角偏差控制是跟踪姿态角，无法同时实现预置固定角速率的控制；

2.角偏差控制时，单通道产生的角加速度很大，而角速率精确控制要求角对应通道加速度很小，两者对角加速度需求相矛盾。

发明内容

为了改善目前角偏差控制存在无法同时实现预置固定角速率的控制的问题，本申请提供一种大角加速度喷管的角速率精确控制方法。

本申请提供一种大角加速度喷管的角速率精确控制方法，采用如下的技术方案：

一种大角加速度喷管的角速率精确控制方法，包括以下步骤：

S1：优化控制通道喷管组合，根据喷管布局、位置以及喷管力的大小，计算对应通道角加速度，根据控制通道需求，重新组合喷管，包括采用喷管复用的方式，直至挑选到对应被控通道角加速度最小的组合；

S2，根据控制要求预置目标角速率为ω₀；

S3：根据当前初始反馈箭体实际角速率ω_b和预置的目标角速率ω₀，计算角速率偏差Δω，且△ω＝(ω_b-ω₀)；

S4：根据箭体弹性参数设计切比雪夫滤波器，将角速率偏差△ω送入切比雪夫滤波器，滤除箭体弹性干扰，得到滤波后的角速率偏差△ω_lb；

S5：根据频域指标要求，设计校正网络，将滤波后的角速率偏差△ω_lb送入校正网络，经校正网络调整后，得到侧喷流控制系统的输入控制指令△ω_ZL；

S6：结合精度要求设置姿控开关门限ω_h，控制指令△ω_ZL进入侧喷流控制系统，姿控发动机根据控制指令和开关门限的大小关系启动，开启指令记为P，开启方向判断条件为：

Δω_ZL＞ω_h P＝1

|Δω_ZL|≤ω_h P＝0

Δω_ZL＜-ω_h P＝-1；

S7：姿控发动机启动点火，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，得到箭体实际角速率ω′_b，更新初始箭体实际角速率；

S8：重复上述步骤S3至S7，使箭体实际角速率ω_b不断接近预置的目标角速率ω₀，直到箭体实际稳态角速率与预置的目标角速率为之差小于姿控开关门限为止。

进一步地，在步骤S1中，喷管组合方案为：箭体周侧四个方向各设置一组同一型号的大推力喷管且分别命名为P1、P2、P3、P4，其中大推力喷管P2的两侧各设置有一组同一型号的小推力喷管P5和P6，其中大推力喷管P4的两侧各设置有一组同一型号的小推力喷管P7和P8；

选用小推力喷管P5、P6、P7和P8控制俯仰通道角速率，且小推力喷管P5和P8为一组，小推力喷管P6和P7为一组；

选用大推力喷管P2和P4控制偏航通道角速率；

选用小推力喷管P5、P6、P7和P8控制滚动通道角速率，且小推力喷管P5和P7为一组，小推力喷管P6和P8为一组。

进一步地，喷管控制周期10ms，姿态角偏差控制方式下，俯仰通道、偏航通道和滚动通道三通道独立控制。

进一步地，大推力喷管P1、P2、P3、P4和小推力喷管P5、P6、P7、P8八组喷管离箭体尖点的轴向距离相等。

进一步地，大推力喷管P1、P2、P3、P4的推力相等且在3500-4500N之间，小推力喷管P5、P6、P7、P8推力相等且在150-250N之间。

进一步地，当俯仰通道和滚动通道的角速率都达到控制门限时，优先控制俯仰通道的角速率。

综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：

1.不必改变喷管硬件布局，也不必额外安装姿控发动机喷管，采用俯仰和滚动通道复用控制方式，减小角加速度，提升角速率控制精度，优化了喷管控制通道组合，方案简单易行，无额外费用；

2.俯仰角速率控制精度相较于原有喷管组合提高30倍左右；

3.运载火箭飞行中需要进行姿态角偏差控制时，根据应用需求，可以实现角偏差控制和角速率控制的灵活切换，控制方法灵活，具有较高的工程应用价值；

4.可以顺利实现预置固定角速率的控制，角速率精确控制要求角对应通道加速度很小，同时可以兼容角偏差控制时较大角加速度需求。

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是现有技术中角速率控制结构原理流程示意图。

图2是本申请实施例的大角加速度喷管的角速率精确控制方法的流程示意图。

图3是本申请实施例中姿控发动机喷管的布局示意图。

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。

在固体运载火箭分离方案中，由于固体火箭发动机具有较大后效，分离后，分离体会继续飞行一段距离。为了防止分离体追上箭体，分离前可以预置大小和方向已知的俯仰角速率，即使存在分离干扰，依旧能够保证分离后分离体的俯仰角速率方向与分离前一致。

由于分离体俯仰角速率转动方向已知，控制箭体俯仰通道进行反向调姿，从而保证分离后箭体的近场安全性，在这种情况下，要求实现俯仰角速率精确控制。如图1所示，角速率控制结构原理如下：预置目标角速率；惯测组合(惯性加速度计和陀螺仪的组合)敏感绕箭体三个轴运动的角速率，得到初始反馈角速率；将目标角速率与反馈角速率相减，得到角速率偏差；角速率偏差经过滤波器和校正网络后，输出角速率控制量；控制液体姿控发动机工作，喷管处产生推力，形成需要的控制力矩，对箭体角速率进行控制。

针对上述中的相关技术，发明人认为存在以下缺陷：角偏差控制有以下几点不足：

1.角偏差控制是跟踪姿态角，无法同时实现预置固定角速率的控制；

2.角偏差控制时，单通道产生的角加速度很大，而角速率精确控制要求角对应通道加速度很小，两者对角加速度需求相矛盾。

以下结合附图2-3对本申请作进一步详细说明。

本申请实施例公开一种大角加速度喷管的角速率精确控制方法。参照图1，大角加速度喷管的角速率精确控制方法，包括以下步骤：

S1：优化控制通道喷管组合，根据喷管布局、位置以及喷管处力的大小，计算对应通道角加速度，根据控制通道需求，重新组合喷管，包括采用喷管复用的方式，直至挑选到对应被控通道角加速度最小的组合。

S2，根据控制要求预置目标角速率为ω₀。

S3：根据当前初始反馈箭体实际角速率ω_b和预置的目标角速率ω₀，计算角速率偏差Δω，且△ω＝(ω_b-ω₀)。

S4：根据箭体弹性参数设计切比雪夫滤波器，将角速率偏差△ω送入切比雪夫滤波器，滤除箭体弹性干扰，得到滤波后的角速率偏差△ω_lb。

S5：根据频域指标要求，设计校正网络，将滤波后的角速率偏差△ω_lb送入校正网络，经校正网络调整后，得到侧喷流控制系统的输入控制指令△ω_ZL。

S6：结合精度要求设置姿控开关门限ω_h，控制指令△ω_ZL进入侧喷流控制系统，姿控发动机根据控制指令和开关门限的大小关系启动，开启指令记为P，开启方向判断条件为：

Δω_ZL＞ω_h P＝1

|Δω_ZL|≤ω_h P＝0

Δω_ZL＜-ω_h P＝-1。

S7：姿控发动机启动点火，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，得到箭体实际角速率ω′_b，更新初始箭体实际角速率。

S8：重复上述步骤S3至S7，使箭体实际角速率ω_b不断接近预置的目标角速率ω₀，直到箭体实际稳态角速率与预置的目标角速率为之差小于姿控开关门限为止。

参照图3，本实施例的喷管组合方案为：箭体周侧四个方向各设置一组同一型号的大推力喷管且分别命名为P1、P2、P3、P4，其中大推力喷管P2的两侧各设置有一组同一型号的小推力喷管P5和P6，其中大推力喷管P4的两侧各设置有一组同一型号的小推力喷管P7和P8；选用小推力喷管P5、P6、P7和P8控制俯仰通道角速率，且小推力喷管P5和P8为一组，小推力喷管P6和P7为一组；选用大推力喷管P2和P4控制偏航通道角速率；选用小推力喷管P5、P6、P7和P8控制滚动通道角速率，且小推力喷管P5和P7为一组，小推力喷管P6和P8为一组。

喷管控制周期10ms，姿态角偏差控制方式下，俯仰通道、偏航通道和滚动通道三通道独立控制；大推力喷管P1、P2、P3、P4和小推力喷管P5、P6、P7、P8八组喷管离箭体尖点的轴向距离相等；大推力喷管P1、P2、P3、P4的推力相等且在3500-4500N之间，本实施例中优选为4000N，小推力喷管P5、P6、P7、P8推力相等且在150-250N之间，本实施例中优选为200N；当俯仰通道和滚动通道的角速率都达到控制门限时，优先控制俯仰通道的角速率。

采用小推力喷管P5-P8控制俯仰通道角速率时，单个发动机喷管推力为200N，成对工作时为400N，开启时，产生控制力矩，记对应的控制力矩形成角加速度为同时，由于P5-P8推力较小，喷管仅有最小10ms的开机时间限制，对应时间内角速率变化量为也就是俯仰角速率控制精度为/>

现有技术中的喷管组合方案与本申请实施例的喷管组合方案之间的区别之处在于：选用大推力喷管P1和P3控制俯仰通道角速率。

选用P1和P3控制俯仰通道角速率，发动机喷管推力为4000N，开启时，产生控制力矩，记对应的控制力矩形成角加速度为另外，由于P1和P3喷管推力较大，工作时喷管有最小30ms开机时间限制，30ms内角速率变化量为/>也就是俯仰角速率控制精度为/>

在不改变喷管硬件布局和增加姿控喷管情况下，相比较原方案，现喷管组合方案俯仰通道角速率控制精度提升30倍能够实现角速率的高精度控制。同时，也满足偏航和滚动通道角偏差控制。

本申请实施例一种大角加速度喷管的角速率精确控制方法的实施原理为：

1.不必改变喷管硬件布局，也不必额外安装姿控发动机喷管，采用俯仰和滚动通道复用控制方式，减小角加速度，提升角速率控制精度，优化了喷管控制通道组合，方案简单易行，无额外费用；

2.俯仰角速率控制精度相较于原有喷管组合提高30倍左右；

3.运载火箭飞行中需要进行姿态角偏差控制时，根据应用需求，可以实现角偏差控制和角速率控制的灵活切换，控制方法灵活，具有较高的工程应用价值；

4.可以顺利实现预置固定角速率的控制，角速率精确控制要求角对应通道加速度很小，同时可以兼容角偏差控制时较大角加速度需求。

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 (6)

1.一种大角加速度喷管的角速率精确控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：优化控制通道喷管组合，根据喷管布局、位置以及喷管力的大小，计算对应通道角加速度，根据控制通道需求，重新组合喷管，包括采用喷管复用的方式，直至挑选到对应被控通道角加速度最小的组合；

S2，根据控制要求预置目标角速率为ω₀；

S3：根据当前初始反馈箭体实际角速率ω_b和预置的目标角速率ω₀，计算角速率偏差Δω，且Δω＝(ω_b-ω₀)；

S4：根据箭体弹性参数设计切比雪夫滤波器，将角速率偏差Δω送入切比雪夫滤波器，滤除箭体弹性干扰，得到滤波后的角速率偏差Δω_lb；

S5：根据频域指标要求，设计校正网络，将滤波后的角速率偏差Δω_lb送入校正网络，经校正网络调整后，得到侧喷流控制系统的输入控制指令Δω_ZL；

S6：结合精度要求设置姿控开关门限ω_h，控制指令Δω_ZL进入侧喷流控制系统，姿控发动机根据控制指令和开关门限的大小关系启动，开启指令记为P，开启方向判断条件为：

Δω_ZL＞ω_h P＝1

|Δω_ZL|≤ω_h P＝0

Δω_ZL＜-ω_h P＝-1；

S7：姿控发动机启动点火，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，得到箭体实际角速率ω′_b，更新初始箭体实际角速率；

S8：重复上述步骤S3至S7，使箭体实际角速率ω_b不断接近预置的目标角速率ω₀，直到箭体实际稳态角速率与预置的目标角速率为之差小于姿控开关门限为止。

2.根据权利要求1所述的大角加速度喷管的角速率精确控制方法，其特征在于：在步骤S1中，喷管组合方案为：箭体周侧四个方向各设置一组同一型号的大推力喷管且分别命名为P1、P2、P3、P4，其中大推力喷管P2的两侧各设置有一组同一型号的小推力喷管P5和P6，其中大推力喷管P4的两侧各设置有一组同一型号的小推力喷管P7和P8；

选用小推力喷管P5、P6、P7和P8控制俯仰通道角速率，且小推力喷管P5和P8为一组，小推力喷管P6和P7为一组；

选用大推力喷管P2和P4控制偏航通道角速率；

选用小推力喷管P5、P6、P7和P8控制滚动通道角速率，且小推力喷管P5和P7为一组，小推力喷管P6和P8为一组。

3.根据权利要求2所述的大角加速度喷管的角速率精确控制方法，其特征在于：喷管控制周期10ms，姿态角偏差控制方式下，俯仰通道、偏航通道和滚动通道三通道独立控制。

4.根据权利要求2所述的大角加速度喷管的角速率精确控制方法，其特征在于：大推力喷管P1、P2、P3、P4和小推力喷管P5、P6、P7、P8八组喷管离箭体尖点的轴向距离相等。

5.根据权利要求2所述的大角加速度喷管的角速率精确控制方法，其特征在于：大推力喷管P1、P2、P3、P4的推力相等且在3500-4500N之间，小推力喷管P5、P6、P7、P8推力相等且在150-250N之间。

6.根据权利要求2所述的大角加速度喷管的角速率精确控制方法，其特征在于：当俯仰通道和滚动通道的角速率都达到控制门限时，优先控制俯仰通道的角速率。