CN114442647B - 基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法，将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，所述侧喷流装置包括设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上，若干个轴向和径向的喷管，所述喷管喷出气流给箭体提供俯仰、偏航和滚动控制力矩，根据控制特征量对火箭末级姿态进行控制，利用模糊逻辑规则合理地选取不同的控制喷管组合，执行控制策略。本发明核心为模糊逻辑的设计，利用模糊控制的程式化方法，以惯组计算得到的特征控制量姿态角和姿态角速率作为输入，生成模糊策略进而选取对应的控制喷管作动对箭体施加控制力矩，改变箭体的姿态角和角速率，保证箭体姿态满足设计要求。
Description
技术领域
本发明属于运载火箭侧喷流姿态控制领域，具体涉及基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法、装置、电子设备及存储介质。
背景技术
运载火箭最为核心的任务是将给定载荷送到预定轨道，在整个末级飞行段，运载火箭会通过制导算法不停地修正轨道，高可靠的侧喷流装置(姿控系统)作为大气层外末级飞行段运载火箭姿态控制的主要手段之一。运载火箭入轨精度很大程度取决于侧喷流姿控系统的控制精度，由于侧喷流控制本身是一种开关控制，并且喷管并不能在任意时刻任意开闭，在构成闭环控制结构时，侧喷流属于非常显著的非线性环节，一般使用基于极限环的传统侧喷流姿控算法，基于极限环的设计方法在相平面上分析系统的动态过程，通过在相平面上精心设计合理的开关区域，促使箭体的姿态角与姿态角速率在相平面上构成极限环，达到同时将箭体姿态角和姿态角速率限制在给定区间内的目的，但这种设计方法忽略了箭体飞行过程中可能存在的扰动，扰动会干扰极限环的形状，导致设计的目标姿态角与姿态角速率区间与实际值存在差异。同时为降低火箭生产成本、缩短研发周期，在侧喷流装置能提供足够控制能力保证火箭稳定飞行的前提下，减少执行喷管的个数，简化喷管的布局，并且采用多个通道的控制使用某些相同喷管的策略，这也给传统的控制方法带来的较大难度。因此，针对侧喷流姿控系统如何设计出在简化的侧喷流装置基础上，能够保证控制系统性能高可靠且不衰减，是一个亟待解决的问题，具有非常重要的工程和商业应用价值。
发明内容
针对现有技术的改进需求，在简化侧喷流装置的情况下，将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，实现对末级箭体姿态的有效高精度姿态控制。
本发明提供一种基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法，将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，所述侧喷流装置包括设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上，若干个轴向和径向的喷管，所述喷管喷出气流给箭体提供俯仰、偏航和滚动控制力矩，根据控制特征量对火箭末级姿态进行控制，利用模糊逻辑规则合理地选取不同的控制喷管组合，执行控制策略。
进一步地，所述模糊逻辑策略的制定方法包括如下步骤：
设计所述侧喷流装置，对若干喷管进行布局；
根据控制特征量设计模糊逻辑规则集合R；
规则集合R中出现了很多用于制定控制策略的控制特征量的模糊逻辑判断值，所述模糊逻辑判断值为模糊的表述，采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，变成数学准确描述；
输入控制特征量，通过所述隶属度函数逻辑运算获得规则集合R中每个模糊逻辑规则的隶属度取值，进而获取了各个开关策略的隶属度取值，选取所述规则集合R中隶属度取值较大的那个模糊逻辑规则作为初步控制策略，并结合控制系统的优先级规则，确定最后的控制策略。
进一步地，所述控制特征量包括俯仰、偏航和滚动偏差角，以及对应的俯仰、偏航和滚动角速率。
进一步地，所述模糊逻辑规则集合R具体设计方法为：
设计所述侧喷流装置，包括设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上均布的四个轴向喷管，喷管出口面垂直于箭体中心轴朝向箭体尾部，第一喷管和第二喷管对称设置，第三喷管和第四喷管对称设置；和两对对称布置的四个径向喷管，喷管出口面平行于箭体中心轴朝向箭体外侧，第五喷管和第六喷管对称设置第三喷管两侧，跟第三喷管固定在同一位置处，第七喷管和第八喷管对称设置在第四喷管两侧，跟第四喷管固定在同一位置处；
其中，对于偏航通道，第一喷管和第二喷管提供控制偏航控制力矩，同时开第六喷管和第七喷管或者同时开第八喷管和第五喷管也能提供偏航控制力矩，且控制力矩要大于第一喷管和第二喷管所能提供的力矩；还有一种方法是同时开第一喷管、第五喷管、第八喷管或者第二喷管、第六喷管、第八喷管，此时侧喷流结构提供最大的偏航控制力矩；同样，对于俯仰通道，也可以采用同偏航通道的方式进行姿态角控制；对于滚动通道，滚动通道力矩则由成对的第五喷管、第七喷管或第六喷管、第八喷管提供，滚动控制力矩恒定；
所述控制特征量包括俯仰、偏航和滚动偏差角为Δψ，Δγ，对应的角速率记为/>设计模糊逻辑规则集合R如下：
俯仰通道：
如果为很大的正值且/>为很大的正值，开启第四、五、六喷管；
如果为很大的正值且/>不为很大的正值，开启第五、六喷管；
如果不为很大的正值且/>为很大的正值，开启第四喷管；
如果不为很大的正值或负值且/>不为很大的正值或负值，不开启姿控喷管；
如果不为很大的负值且/>为很大的负值，开启第三喷管；
如果为很大的负值且/>不为很大的负值，开启第七、八喷管；
如果为很大的负值且/>为很大的负值，开启第三、七、八姿控喷管；
偏航通道：
如果为很大的正值且Δψ为很大的正值，开启第一、五、八喷管；
如果为很大的正值且Δψ不为很大的正值，开启第五、八喷管；
如果不为很大的正值且Δψ为很大的正值，开启第一喷管；
如果不为很大的正值或负值且Δψ不为很大的正值或负值，不开启姿控喷管；
如果不为很大的负值且Δψ为很大的负值，开启第二喷管；
如果为很大的负值且Δψ不为很大的负值，开启第六、七喷管；
如果为很大的负值且Δψ为很大的负值，开启第三、七、八姿控喷管；
滚动通道：
如果为很大的正值或Δγ为很大的正值，开启第六、八喷管；
如果为很大的负值或Δγ为很大的负值，开启第五、七喷管；
如果为不为很大的负值或负值且Δγ不为很大的负值或负值，不开启喷管。
进一步地，所述采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，变成数学准确描述具体方法如下：
所述模糊逻辑规则集R中出现的模糊逻辑判断值为“很大的负值”以及“很大的正值”，采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，成为数学准确描述：
取俯仰通道控制特征量角偏差门限为俯仰通道控制特征量角速率门限为那么隶属度函数定义如下：
取偏航和滚动通道的控制特征量角偏差门限为ψ0和γ0，偏航和滚动通道的控制特征量角速率门限为ψ0和通过同样的方式定义偏航与滚动通道角偏差和角速率的隶属度函数如下：
输入各个通道的控制特征量，通过所述隶属度函数逻辑运算获得规则集合R中每个模糊逻辑规则的隶属度取值，进而获取了各个开关策略的隶属度取值，选取所述规则集合R中隶属度取值较大的那个模糊逻辑规则作为初步控制策略。
进一步地，还包括结合控制系统的优先级规则，确定最后的控制策略；
所述控制系统的优先级规则为滚动大于俯仰大于偏航，
如果初步控制策略中滚动通道的控制用到了某个喷管，根据优先级规则那么俯仰和偏航不得利用该喷管，此时最终选取轴向喷管开启的策略；
如果初步控制策略中滚动没有起控，俯仰利用了某个喷管，根据优先级规则偏航不得利用该喷管，此时最终偏航通道选取轴向喷管开启的策略；
如果初步控制策略中滚动和俯仰都没有利用径向喷管，最终俯仰偏航可以自由选择喷管组合的策略。
本申请的实施例提供一种基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制装置，包括：
侧喷流装置，设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上，若干个轴向和径向的喷管，所述喷管喷出气流给箭体提供俯仰、偏航和滚动控制力矩，根据控制特征量对火箭末级姿态进行控制；
模糊逻辑策略制定模块，用于将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，利用模糊逻辑规则合理地选取不同的控制喷管组合，执行控制策略。
进一步地，所述模糊逻辑策略制定模块具体用于：
根据控制特征量设计模糊逻辑规则集合R；
规则集合R中出现了很多用于制定控制策略的控制特征量的模糊逻辑判断值，所述模糊逻辑判断值为模糊的表述，采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，变成数学准确描述；
输入控制特征量，通过所述隶属度函数逻辑运算获得规则集合R中每个模糊逻辑规则的隶属度取值，进而获取了各个开关策略的隶属度取值，选取所述规则集合R中隶属度取值较大的那个模糊逻辑规则作为初步控制策略；
还包括控制策略执行模块，用于结合控制系统的优先级规则，确定最后的控制策略。
本申请的实施例提供一种电子设备，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中任一项所述的基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法。
本申请的实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被电子设备执行时实现如权利要求1-6中任一项所述的基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法。
本发明将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，其核心为模糊逻辑的设计，利用模糊控制的程式化方法，以惯组计算得到的特征控制量姿态角和姿态角速率作为输入，生成模糊策略进而选取对应的控制喷管作动对箭体施加控制力矩，改变箭体的姿态角和角速率，保证箭体姿态满足设计要求。通过模糊逻辑方法，可以在不同的情况下选取不同的控制喷管组合、合理调整控制力矩的大小，进而在提供足够控制能力的前提下，保证较高的姿态控制精度。解决了侧喷流姿控系统在简化的侧喷流装置基础上，也能够保证控制系统性能不衰减且可靠性高的问题，为火箭降低研制生产成本做出了重大贡献。
附图说明
图1为本发明实施例中的侧喷流装置既末级喷管布局示意图。
图中，1-第一喷管，2-第二喷管，3-第三喷管，4-第四喷管，5-第五喷管，6-第六喷管，7-第七喷管，8-第八喷管。
具体实施方式
本发明提供一种基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法，将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，所述侧喷流装置包括设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上，若干个轴向和径向的喷管，所述喷管喷出气流给箭体提供俯仰、偏航和滚动控制力矩，根据控制特征量对火箭末级姿态进行控制，利用模糊逻辑规则合理地选取不同的控制喷管组合，执行控制策略。
所述模糊逻辑策略的制定方法包括如下步骤：
设计所述侧喷流装置，对若干喷管进行布局；
根据控制特征量设计模糊逻辑规则集合R；
所述控制特征量包括俯仰、偏航和滚动偏差角，以及对应的俯仰、偏航和滚动角速率；
规则集合R中出现了很多用于制定控制策略的控制特征量的模糊逻辑判断值，所述模糊逻辑判断值为模糊的表述，采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，变成数学准确描述；
输入控制特征量，通过所述隶属度函数逻辑运算获得规则集合R中每个模糊逻辑规则的隶属度取值，进而获取了各个开关策略的隶属度取值，选取所述规则集合R中隶属度取值较大的那个模糊逻辑规则作为初步控制策略，并结合控制系统的优先级规则，确定最后的控制策略。
在一个具体的实施方式中，所述模糊逻辑规则集合R具体设计方法为：
如图1所示，图中X轴垂直纸面向里，设计所述侧喷流装置，包括设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上均布的四个轴向喷管，喷管出口面垂直于箭体中心轴朝向箭体尾部，第一喷管和第二喷管对称设置，第三喷管和第四喷管对称设置；和两对对称布置的四个径向喷管，喷管出口面平行于箭体中心轴朝向箭体外侧，第五喷管和第六喷管对称设置第三喷管两侧，跟第三喷管固定在同一位置处，第七喷管和第八喷管对称设置在第四喷管两侧，跟第四喷管固定在同一位置处；
其中，对于偏航通道，第一喷管和第二喷管提供控制偏航控制力矩，同时开第六喷管和第七喷管或者同时开第八喷管和第五喷管也能提供偏航控制力矩，且控制力矩要大于第一喷管和第二喷管所能提供的力矩；还有一种方法是同时开第一喷管、第五喷管、第八喷管或者第二喷管、第六喷管、第八喷管，此时侧喷流结构提供最大的偏航控制力矩；同样，对于俯仰通道，也可以采用同偏航通道的方式进行姿态角控制；对于滚动通道，滚动通道力矩则由成对的第五喷管、第七喷管或第六喷管、第八喷管提供，滚动控制力矩恒定；
由于滚动通道的扰动力矩很小且控制力矩很大，因此存在利用第5、7或6、8号喷管分时辅助控制俯仰和偏航通道的可能。
所谓分时控制，指的就是三个通道不得同时利用径向喷管对姿态进行控制，必须按照优先级依次占用。比如某个时刻滚动通道不需要控制动作，但是俯仰通道需要开启一队喷管，这个时候偏航通道如有利用径向喷管辅助的需要，必须等到俯仰通道占用结束后才能做此动作，三个通道对径向喷管的利用在时间上是完全分隔开的。
所述控制特征量包括俯仰、偏航和滚动偏差角为Δψ，Δγ，对应的角速率记为/>设计模糊逻辑规则集合R如下：
俯仰通道：
如果为很大的正值且/>为很大的正值，开启第四、五、六喷管；
如果为很大的正值且/>不为很大的正值，开启第五、六喷管；
如果不为很大的正值且/>为很大的正值，开启第四喷管；
如果不为很大的正值或负值且/>不为很大的正值或负值，不开启姿控喷管；
如果不为很大的负值且/>为很大的负值，开启第三喷管；
如果为很大的负值且/>不为很大的负值，开启第七、八喷管；
如果为很大的负值且/>为很大的负值，开启第三、七、八姿控喷管；
偏航通道：
如果为很大的正值且Δψ为很大的正值，开启第一、五、八喷管；
如果为很大的正值且Δψ不为很大的正值，开启第五、八喷管；
如果不为很大的正值且Δψ为很大的正值，开启第一喷管；
如果不为很大的正值或负值且Δψ不为很大的正值或负值，不开启姿控喷管；
如果不为很大的负值且Δψ为很大的负值，开启第二喷管；
如果为很大的负值且Δψ不为很大的负值，开启第六、七喷管；
如果为很大的负值且Δψ为很大的负值，开启第三、七、八姿控喷管；
滚动通道：
如果为很大的正值或Δγ为很大的正值，开启第六、八喷管；
如果为很大的负值或Δγ为很大的负值，开启第五、七喷管；
如果为不为很大的负值或负值且Δγ不为很大的负值或负值，不开启喷管。
所述采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，变成数学准确描述具体方法如下：
所述模糊逻辑规则集R中出现的模糊逻辑判断值为“很大的负值”以及“很大的正值”，采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，成为数学准确描述：
取俯仰通道控制特征量角偏差门限为俯仰通道控制特征量角速率门限为那么隶属度函数定义如下：
取偏航和滚动通道的控制特征量角偏差门限为ψ0和γ0，偏航和滚动通道的控制特征量角速率门限为ψ0和通过同样的方式定义偏航与滚动通道角偏差和角速率的隶属度函数如下：
输入各个通道的控制特征量，通过所述隶属度函数逻辑运算获得规则集合R中每个模糊逻辑规则的隶属度取值，进而获取了各个开关策略的隶属度取值，选取所述规则集合R中隶属度取值较大的那个模糊逻辑规则作为初步控制策略。
还包括结合控制系统的优先级规则，确定最后的控制策略；所述控制系统的优先级规则为滚动大于俯仰大于偏航，即三个通道的优先级是滚动＞俯仰＞偏航；
如果初步控制策略中滚动通道的控制用到了某个喷管，根据优先级规则那么俯仰和偏航不得利用该喷管，此时最终选取轴向喷管开启的策略；
如果初步控制策略中滚动没有起控，俯仰利用了某个喷管，根据优先级规则偏航不得利用该喷管，此时最终偏航通道选取轴向喷管开启的策略；
如果初步控制策略中滚动和俯仰都没有利用径向喷管，最终俯仰偏航可以自由选择喷管组合的策略。
为了节省成本，径向喷管存在辅助控制俯仰和偏航通道的能力，但由于径向喷管的主要目的是提供滚动通道的控制力矩，所以在滚动通道需要进行控制时，其余所有需要占用径向喷管的通道都应该退出对相应喷管的占用。其次箭体在飞行过程中，一般会在俯仰通道进行大角度调姿，而偏航通道仅需要保证稳定即可，并且末级箭体所受的干扰小，不会出现一个通道长时间不间断占用一组径向辅助喷管不退出的情况，故而在具体决策选用何种控制策略的时候，我们将俯仰通道的优先级置于偏航通道之前。
若由于优先级的原因，俯仰或偏航通道不能利用径向喷管进行辅助，这个时候可以退而求其次，利用对应通道的轴线喷管进行一定程度的补偿，带到高优先级动作退出占用后，俯仰或偏航通道可根据系统状态采取下一步的决策。
在一个实施方式中，提供一种基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制装置，包括：
侧喷流装置，设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上，若干个轴向和径向的喷管，所述喷管喷出气流给箭体提供俯仰、偏航和滚动控制力矩，根据控制特征量对火箭末级姿态进行控制；
模糊逻辑策略制定模块，用于将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，利用模糊逻辑规则合理地选取不同的控制喷管组合，执行控制策略。
所述模糊逻辑策略制定模块具体用于：
根据控制特征量设计模糊逻辑规则集合R；
规则集合R中出现了很多用于制定控制策略的控制特征量的模糊逻辑判断值，所述模糊逻辑判断值为模糊的表述，采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，变成数学准确描述；
输入控制特征量，通过所述隶属度函数逻辑运算获得规则集合R中每个模糊逻辑规则的隶属度取值，进而获取了各个开关策略的隶属度取值，选取所述规则集合R中隶属度取值较大的那个模糊逻辑规则作为初步控制策略；
还包括控制策略执行模块，用于结合控制系统的优先级规则，确定最后的控制策略。
在一个实施方式中，提供一种电子设备，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：实现所述的基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法。
在一个实施方式中，提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被电子设备执行时实现所述的基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法。
用一个实际的数据来说明上述方法。设俯仰角偏差门限俯仰角速率门限为/>偏航通道门限同俯仰通道，滚动通道角偏差门限γ＝5°，滚动角速率门限为/>若某一时刻的惯组测量计算得到角偏差和角速率取值如下：
由此计算出的各个规则的隶属度分别为：
俯仰通道：
1)为很大的正值且/>为很大的正值，μ＝1.0000；
2)为很大的正值且/>不为很大的正值，μ＝0.1054；
3)不为很大的正值且/>为很大的正值，μ＝0.1054；
4)不为很大的正值或负值且/>不为很大的正值或负值，μ＝0.1054；
5)不为很大的负值且/>为很大的负值，μ＝1.2341e-4；
6)为很大的负值且/>不为很大的负值，μ＝1.2341e-4；
7)为很大的负值且/>为很大的负值，μ＝1.2341e-4；
其中，为很大的正值且/>为很大的正值，μ＝1.0000，隶属度值比较大，对应的模糊逻辑规则为俯仰通道开启第四、五、六喷管；
偏航通道：
1)为很大的正值且Δψ为很大的正值，μ＝1.0000；
2)为很大的正值且Δψ不为很大的正值，μ＝1.9305e-3
3)不为很大的正值且Δψ为很大的正值，μ＝1.9305e-3；
4)不为很大的正值或负值且Δψ不为很大的正值或负值，v＝1.9305e-3；
5)不为很大的负值且Δψ为很大的负值，μ＝1.1253e-7；
6)为很大的负值且Δψ不为很大的负值，μ＝1.1253e-7；
7)为很大的负值且Δψ为很大的负值，μ＝1.1253e-7；
其中，为很大的正值且Δψ为很大的正值，μ＝1.0000，隶属度值比较大，对应的模糊逻辑规则为偏航通道开启第一、五、八喷管；
滚动通道：
1)为很大的正值或Δγ为很大的正值，μ＝1.8316e-2；
2)为很大的负值或Δγ为很大的负值，μ＝1.2341e-4；/>
3)为不为很大的负值或正值且Δγ不为很大的负值或正值，μ＝0.9817；
其中，为不为很大的负值或正值且Δγ不为很大的负值或正值，μ＝0.9817，隶属度值比较大，对应的模糊逻辑规则为滚动通道不开启喷管；
因此，选取的根据对应的规则选择的喷管开启的策略为：滚动通道不开启喷管，俯仰开第四、五、六喷管，偏航开第一喷管(不能开启第一、五、八喷管，俯仰通道已经利用了第五喷管，偏航优先级低于俯仰；第五、八喷管必须同时开才能提供偏航力矩，径向喷管都是成对开启的，所以第八喷管也不能开启)。
Claims (7)
1.一种基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法，其特征在于：将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，所述侧喷流装置包括设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上，若干个轴向和径向的喷管，所述喷管喷出气流给箭体提供俯仰、偏航和滚动控制力矩，根据控制特征量对火箭末级姿态进行控制，利用模糊逻辑规则合理地选取不同的控制喷管组合，执行控制策略；
所述模糊逻辑策略的制定方法包括如下步骤：
设计所述侧喷流装置，对若干喷管进行布局；
根据控制特征量设计模糊逻辑规则集合R；
规则集合R中出现了很多用于制定控制策略的控制特征量的模糊逻辑判断值，所述模糊逻辑判断值为模糊的表述，采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，变成数学准确描述；
输入控制特征量，通过所述隶属度函数逻辑运算获得规则集合R中每个模糊逻辑规则的隶属度取值，进而获取了各个开关策略的隶属度取值，选取所述规则集合R中隶属度取值较大的那个模糊逻辑规则作为初步控制策略，并结合控制系统的优先级规则，确定最后的控制策略；
所述控制特征量包括俯仰、偏航和滚动偏差角，以及对应的俯仰、偏航和滚动角速率；
所述模糊逻辑规则集合R具体设计方法为：
设计所述侧喷流装置，包括设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上均布的四个轴向喷管，喷管出口面垂直于箭体中心轴朝向箭体尾部，第一喷管和第二喷管对称设置，第三喷管和第四喷管对称设置；和两对对称布置的四个径向喷管，喷管出口面平行于箭体中心轴朝向箭体外侧，第五喷管和第六喷管对称设置第三喷管两侧，跟第三喷管固定在同一位置处，第七喷管和第八喷管对称设置在第四喷管两侧，跟第四喷管固定在同一位置处；
其中，对于偏航通道，第一喷管和第二喷管提供控制偏航控制力矩，同时开第六喷管和第七喷管或者同时开第八喷管和第五喷管也能提供偏航控制力矩，且控制力矩要大于第一喷管和第二喷管所能提供的力矩；还有一种方法是同时开第一喷管、第五喷管、第八喷管或者第二喷管、第六喷管、第八喷管，此时侧喷流结构提供最大的偏航控制力矩；同样，对于俯仰通道，也可以采用同偏航通道的方式进行姿态角控制；对于滚动通道，滚动通道力矩则由成对的第五喷管、第七喷管或第六喷管、第八喷管提供，滚动控制力矩恒定；
所述控制特征量包括俯仰、偏航和滚动偏差角为对应的角速率记为设计模糊逻辑规则集合R如下：
俯仰通道：
如果为很大的正值且/>为很大的正值，开启第四、五、六喷管；
如果为很大的正值且/>不为很大的正值，开启第五、六喷管；
如果不为很大的正值且/>为很大的正值，开启第四喷管；
如果不为很大的正值或负值且/>不为很大的正值或负值，不开启姿控喷管；
如果不为很大的负值且/>为很大的负值，开启第三喷管；
如果为很大的负值且/>不为很大的负值，开启第七、八喷管；
如果为很大的负值且/>为很大的负值，开启第三、七、八姿控喷管；
偏航通道：
如果为很大的正值且Δψ为很大的正值，开启第一、五、八喷管；
如果为很大的正值且Δψ不为很大的正值，开启第五、八喷管；
如果不为很大的正值且Δψ为很大的正值，开启第一喷管；
如果不为很大的正值或负值且Δψ不为很大的正值或负值，不开启姿控喷管；
如果不为很大的负值且Δψ为很大的负值，开启第二喷管；
如果为很大的负值且Δψ不为很大的负值，开启第六、七喷管；
如果为很大的负值且Δψ为很大的负值，开启第三、七、八姿控喷管；
滚动通道：
如果为很大的正值或Δγ为很大的正值，开启第六、八喷管；
如果为很大的负值或Δγ为很大的负值，开启第五、七喷管；
如果为不为很大的负值或负值且Δγ不为很大的负值或负值，不开启喷管。
2.根据权利要求1所述的火箭末级姿态分时控制方法，其特征在于，所述采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，变成数学准确描述具体方法如下：
所述模糊逻辑规则集R中出现的模糊逻辑判断值为“很大的负值”以及“很大的正值”，采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，成为数学准确描述：
取俯仰通道控制特征量角偏差门限为俯仰通道控制特征量角速率门限为/>那么隶属度函数定义如下：
取偏航和滚动通道的控制特征量角偏差门限为ψ0和γ0，偏航和滚动通道的控制特征量角速率门限为ψ0和通过同样的方式定义偏航与滚动通道角偏差和角速率的隶属度函数如下：
输入各个通道的控制特征量，通过所述隶属度函数逻辑运算获得规则集合R中每个模糊逻辑规则的隶属度取值，进而获取了各个开关策略的隶属度取值，选取所述规则集合R中隶属度取值较大的那个模糊逻辑规则作为初步控制策略。
3.根据权利要求2所述的火箭末级姿态分时控制方法，其特征在于，还包括结合控制系统的优先级规则，确定最后的控制策略；
所述控制系统的优先级规则为滚动大于俯仰大于偏航，
如果初步控制策略中滚动通道的控制用到了某个喷管，根据优先级规则那么俯仰和偏航不得利用该喷管，此时最终选取轴向喷管开启的策略；
如果初步控制策略中滚动没有起控，俯仰利用了某个喷管，根据优先级规则偏航不得利用该喷管，此时最终偏航通道选取轴向喷管开启的策略；
如果初步控制策略中滚动和俯仰都没有利用径向喷管，最终俯仰偏航可以自由选择喷管组合的策略。
4.一种基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制装置，实现如权利要求1-3任一项的方法，其特征在于，包括：
侧喷流装置，设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上，若干个轴向和径向的喷管，所述喷管喷出气流给箭体提供俯仰、偏航和滚动控制力矩，根据控制特征量对火箭末级姿态进行控制；
模糊逻辑策略制定模块，用于将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，利用模糊逻辑规则合理地选取不同的控制喷管组合，执行控制策略。
5.根据权利要求4所述的火箭末级姿态分时控制装置，其特征在于，所述模糊逻辑策略制定模块具体用于：
根据控制特征量设计模糊逻辑规则集合R；
规则集合R中出现了很多用于制定控制策略的控制特征量的模糊逻辑判断值，所述模糊逻辑判断值为模糊的表述，采用隶属度函数表示所述模糊逻辑判断值，变成数学准确描述；
输入控制特征量，通过所述隶属度函数逻辑运算获得规则集合R中每个模糊逻辑规则的隶属度取值，进而获取了各个开关策略的隶属度取值，选取所述规则集合R中隶属度取值较大的那个模糊逻辑规则作为初步控制策略；
还包括控制策略执行模块，用于结合控制系统的优先级规则，确定最后的控制策略。
6.一种电子设备，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1-3中任一项所述的基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法。
7.一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1-3中任一项所述的基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法。
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|---|---|---|---|---|
| CN115454118A (zh) * | 2022-10-18 | 2022-12-09 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种运载火箭滚动通道节能控制方法 |
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Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5866120A (ja) * | 1981-10-16 | 1983-04-20 | Nissan Motor Co Ltd | 飛翔体の姿勢制御装置 |
| JPH09240599A (ja) * | 1996-03-11 | 1997-09-16 | Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> | エンジンの推力調整によるロケットの制御方法 |
| CN104236541A (zh) * | 2014-08-11 | 2014-12-24 | 中国西安卫星测控中心 | 运载火箭滚动姿态确定方法 |
| CN105398583A (zh) * | 2009-06-15 | 2016-03-16 | 蓝源有限责任公司 | 太空运载火箭海上着陆及相关的系统和方法 |
| CN105955284A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-09-21 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种在轨加注航天器姿态控制方法 |
| CN106708082A (zh) * | 2017-03-21 | 2017-05-24 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | 基于模糊控制的飞行器俯仰通道姿态指令快速跟踪方法 |
| CN109407551A (zh) * | 2018-12-14 | 2019-03-01 | 上海航天控制技术研究所 | 一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法 |
| CN109541941A (zh) * | 2018-11-19 | 2019-03-29 | 哈尔滨工业大学 | 一种针对垂直起降运载器主动段飞行的自适应增广抗扰容错方法 |
| CN110599416A (zh) * | 2019-09-02 | 2019-12-20 | 太原理工大学 | 一种基于空间目标图像数据库的非合作目标图像盲复原方法 |
| 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 |
-
2021
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Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5866120A (ja) * | 1981-10-16 | 1983-04-20 | Nissan Motor Co Ltd | 飛翔体の姿勢制御装置 |
| JPH09240599A (ja) * | 1996-03-11 | 1997-09-16 | Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> | エンジンの推力調整によるロケットの制御方法 |
| CN105398583A (zh) * | 2009-06-15 | 2016-03-16 | 蓝源有限责任公司 | 太空运载火箭海上着陆及相关的系统和方法 |
| CN104236541A (zh) * | 2014-08-11 | 2014-12-24 | 中国西安卫星测控中心 | 运载火箭滚动姿态确定方法 |
| CN105955284A (zh) * | 2016-05-30 | 2016-09-21 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种在轨加注航天器姿态控制方法 |
| CN106708082A (zh) * | 2017-03-21 | 2017-05-24 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | 基于模糊控制的飞行器俯仰通道姿态指令快速跟踪方法 |
| CN109541941A (zh) * | 2018-11-19 | 2019-03-29 | 哈尔滨工业大学 | 一种针对垂直起降运载器主动段飞行的自适应增广抗扰容错方法 |
| CN109407551A (zh) * | 2018-12-14 | 2019-03-01 | 上海航天控制技术研究所 | 一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法 |
| CN110599416A (zh) * | 2019-09-02 | 2019-12-20 | 太原理工大学 | 一种基于空间目标图像数据库的非合作目标图像盲复原方法 |
| 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)
| Title |
|---|
| 基于模糊 PD 的运载火箭姿态控制系统设计;刘乾;《农业装备与车辆工程》;第第58卷卷(第第5期期);第96-99页 * |
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