CN115265292B - 非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备 - Google Patents

Abstract

本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备，包括获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；计算时间

时刻的发射数据、高空风数据以及发射系到箭体系的转换矩阵，地心系到发射系的转换矩阵，当地水平系到地心系的转换矩阵；计算

时刻的单位风矢量在发射系的投影；计算时间序列对应的滚动程序角理论值序列；对滚动程序角理论值序列进行数值拟合得到工程化的滚动程序角装订值序列；计算滚动程序角装订值序列

的一阶差分得到滚动程序角速率序列；将滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表作为诸元装订至运载火箭上；具有实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷的目的，适用于运载火箭领域。

Description

非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备

技术领域

本发明涉及运载火箭的技术领域，具体涉及非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备。

背景技术

运载火箭在稠密大气层内飞行时受到高空风产生的气动干扰力和力矩作用，对飞行姿态产生干扰；为减少干扰，姿态控制系统按照一定的控制率摇摆发动机改变推力矢量以抵消干扰，然而，受限于发动机的摇摆能力和火箭尾段的结构空间余量，即：发动机的摇摆角度通常有限幅要求，使得推力矢量能够提供的控制力有限的。

运载火箭通常采用轴对称构型或面对称构型，常见的面对称构型包括两助推构型、带翼\舵面构型等，其特征是气动特性和控制力在俯仰和偏航通道不完全对称，往往存在一个“优势面”，设计时倾向于将“优势面”作为迎风面以匹配控制力需求；如果实际飞行风场与设计预期差异很大，可能导致控制力通道匹配情况严重不满足设计意图，即干扰大的通道控制力弱，而干扰小的通道控制力强，控制力余量无法发挥作用，导致飞行气动载荷增大甚至摆角饱和，影响飞行成败。

为防止控制力不满足任务需求，需进行控制力优化，传统控制力优化方法有两种：

一种是更改发动机摇摆方案，增加伺服机构将固定发动机改为摇摆发动机，或者将单摆发动机改成双摆发动机；

另一种是改变控制方案，如使用弹道风修正或主动减载技术，降低摆角需求；

更改发动机摇摆方案需要增加伺服机构，增加经济成本，并且需要更改箭上结构，很可能不具备更改条件，弹道风修正方案需要在火箭发射前对发射窗口高空风进行预报，方案的实施效果依赖于高空风预报的精度；主动减载方案尽管不依赖高空风预报结果，但是对于平稳风效果不好。

发明内容

针对相关技术中存在的不足，本发明所要解决的技术问题在于：提供非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备，能够优化俯仰、偏航通道控制力分配，有效释放火箭自身的控制力余量，实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：非轴对称运载火箭减载控制方法，包括以下步骤：

获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；

初始化火箭一级飞行段特征的时间序列，记为：T＝[t₁,t₂,...,t_n]；

基于标准弹道设计数据、发射窗口预报高空风数据，计算时间t_i时刻的发射数据和高空风数据；t_i∈T,i＝1,2,...,n；

计算时间t_i时刻的发射系G到箭体系B的转换矩阵

地心系E到发射系G的转换矩阵

当地水平系S到地心系E的转换矩阵

计算t_i时刻的单位风矢量在发射系的投影；

通过滚动程序角理论值

计算时间序列T对应的滚动程序角理论值序列Γ^*；

对滚动程序角理论值序列Γ^*进行数值拟合，并对程序角曲线切入和切出部分采用二次曲线进行过渡，得到工程化的滚动程序角装订值序列Γ；

计算滚动程序角装订值序列Γ的一阶差分,并补0作为第一个元素，得到滚动程序角速率序列Γ′；

将时间序列T分别与滚动程序角装订值序列Γ、滚动程序角速率序列Γ′一一对应，组合得到滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表；

将滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表作为诸元装订至运载火箭上。

优选地，所述标准弹道设计数据包括：随时间变化的发射系俯仰姿态角插值表

发射系偏航姿态角插值表I(ψ,t)，发射系滚动姿态角插值表I(γ,t),箭下点大地经度插值表I(λ,t)，箭下点地心纬度插值表I(φ,t)，飞行高度插值表I(H,t)，射向A₀；

所述发射点地理信息数据包括：发射点大地经度λ₀，发射点地理纬度B₀；

所述发射窗口预报高空风数据包括：火箭发射窗口实测的随飞行高度变化的风速插值表I(V_w,H)和风向插值表I(A_w,H)。

优选地，所述t_i时刻的发射数据包括：发射系俯仰姿态角

发射系偏航姿态角ψ⁽ⁱ⁾,发射系滚动姿态角γ⁽ⁱ⁾,箭下点大地经度λ⁽ⁱ⁾,箭下点地心纬度φ⁽ⁱ⁾,飞行高度H⁽ⁱ⁾；

所述t_i时刻的高空风数据包括：H⁽ⁱ⁾高度处的风速

和风向。

优选地，所述t_i时刻的发射系G到箭体系B的转换矩阵的计算表达式为：

所述t_i时刻的地心系E到发射系G的转换矩阵的计算表达式为：

所述t_i时刻的当地水平系S到地心系E的转换矩阵的计算表达式为：

优选地，所述t_i时刻的单位风矢量在发射系的投影的计算表达式为：

式(4)中，

表示t_i时刻的单位风矢量在发射系的投影。

优选地，所述滚动程序角理论值

的计算表达式为：

式(5)中，

所述时间序列T对应的滚动程序角理论值序列Γ^*的表达式为：

优选地，所述工程化的滚动程序角装订值序列Γ的表达式为：

所述滚所述动程序角装订值序列Γ的一阶差分的计算表达式为：

本发明还提供了存储设备，其中存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行如上所述的非轴对称运载火箭减载控制方法。

本发明的有益技术效果在于：

1、本发明不需要增加硬件和更改结构设计，采用发射窗口预报高空风数据作为输入，通过计算得到滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表，并将其作为诸元装订至运载火箭上，通过滚转姿态使得箭体“优势面”迎风承载，从而优化俯仰、偏航通道控制力分配，能够有效释放火箭自身的控制力余量，实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷的效果，实用性极强。

2、本发明对发射窗口预报高空风的精度要求不高，能够对平稳风干扰起作用。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1是现有技术中某面对称运载火箭的一级发动机及伺服机构的布局尾视图；

图2是图1所示的面对称运载火箭的任务射向与优势面的分析示意图；

图3是一组高空风的数据示意图；

图4是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法的流程示意图；

图5是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中发射系俯仰姿态角插值表的曲线图；

图6是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中发射系偏航姿态角插值表的曲线图；

图7是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中发射系滚动姿态角插值表的曲线图；

图8是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中箭下点地心纬度插值表的曲线图；

图9是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中箭下点大地经度插值表的曲线图；

图10是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中飞行高度插值表的曲线图；

图11是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中火箭发射窗口实测的随飞行高度变化的风速插值表的曲线图；

图12是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中风向插值表的曲线图；

图13是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中滚动程序角理论值序列的曲线图；

图14是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中工程化的滚动程序角装订值序列随时间序列变化的曲线图；

图15是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中滚动程序角速率序列随时间序列变化的曲线图；

图16是采用本发明前后气动载荷因子qa的比对曲线图；

图17、图18分别是采用本发明前后芯级1#和2#发动机合成摆角比对曲线图；

图19、图20分别是采用本发明前后助推1#和3#发动机摆角比对曲线图。

具体实施方式

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

对现有技术中某面对称运载火箭进行迎风面与“优势面”的分析如下：

如图1所示，该火箭在偏航通道有四台发动机参与姿态控制，而俯仰通道仅有两台，从控制力角度看纵向平面π是其“优势面”；

如图2所示，假设该火箭的任务射向是南射向，高空风通常以西风为主，因此设计时把π平面放在射面内以达到将“优势面”作为迎风面的目的。

如图3所示的一组高空风的实测数据图，由图3可知，风剖面海拔高度覆盖0～25km，最大风速约40m/s，风向在270°附近但浮动范围较大；尤其是在海拔高度约8km到14km的大风区内，风向由约320°变化到约260°，实际迎风面与“优势面”严重不匹配，需要对其进行优化，以使箭体“优势面”迎风承载，优化控制力分配，降低飞行摆角和飞行载荷。

以下结合附图详细说明所述非轴对称运载火箭减载控制方法的一个实施例。

实施例一

如图4所示，本发明实施例一提供的非轴对称运载火箭减载控制方法，包括以下步骤：

获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；

初始化火箭一级飞行段特征的时间序列，记为：T＝[t₁,t₂,...,t_n]；

基于标准弹道设计数据、发射窗口预报高空风数据，计算时间t_i时刻的发射数据和高空风数据；t_i∈T,i＝1,2,...,n

计算时间t_i时刻的发射系G到箭体系B的转换矩阵

地心系E到发射系G的转换矩阵

当地水平系S到地心系E的转换矩阵

计算t_i时刻的单位风矢量在发射系的投影；

通过滚动程序角理论值

计算时间序列T对应的滚动程序角理论值序列Γ^*；

对滚动程序角理论值序列Γ^*进行数值拟合，并对程序角曲线切入和切出部分采用二次曲线进行过渡，得到工程化的滚动程序角装订值序列Γ；

计算滚动程序角装订值序列Γ的一阶差分,并补0作为第一个元素，得到滚动程序角速率序列Γ′；

将时间序列T分别与滚动程序角装订值序列Γ、滚动程序角速率序列Γ′一一对应，组合得到滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表；

将滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表作为诸元装订至运载火箭上。

本实施例提供的非轴对称运载火箭减载控制方法，不需要增加硬件和更改结构设计，采用发射窗口预报高空风数据作为输入，通过计算得到滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表，并将其作为诸元装订至运载火箭上，通过滚转姿态使得箭体“优势面”迎风承载，从而优化俯仰、偏航通道控制力分配，能够有效释放火箭自身的控制力余量，实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷的效果，实用性极强。

此外，本发明对发射窗口预报高空风的精度要求不高，能够对平稳风干扰起作用。

本实施例中，所述标准弹道设计数据包括：随时间变化的发射系俯仰姿态角插值表

发射系偏航姿态角插值表I(ψ,t)，发射系滚动姿态角插值表I(γ,t),箭下点大地经度插值表I(λ,t)，箭下点地心纬度插值表I(φ,t)，飞行高度插值表I(H,t)，射向A₀。

具体地，所述发射点地理信息数据包括：发射点大地经度λ₀，发射点地理纬度B₀；

所述发射窗口预报高空风数据包括：火箭发射窗口实测的随飞行高度变化的风速插值表I(V_w,H)和风向插值表I(A_w,H)。

所述对于所有时间t_i∈T,i＝1,2,...,n，可根据时间插值计算得到：t_i时刻的发射系俯仰姿态角

发射系偏航姿态角ψ⁽ⁱ⁾,发射系滚动姿态角γ⁽ⁱ⁾,箭下点大地经度λ⁽ⁱ⁾,箭下点地心纬度φ⁽ⁱ⁾,飞行高度H⁽ⁱ⁾；

根据高度插值计算得到：H⁽ⁱ⁾高度处的风速

风向

所述插值方法可采用任意常用插值方法，包括但不限于线性插值、临近点插值、多项式插值、牛顿插值、拉格朗日插值、样条插值等。

具体地，所述发射系俯仰姿态角

可由发射系俯仰姿态角插值表

根据时间t_i线性插值得到；所述发射系偏航姿态角ψ⁽ⁱ⁾可由发射系偏航姿态角插值表I(ψ,t)根据时间t_i线性插值得到；所述发射系滚动姿态角γ⁽ⁱ⁾可由发射系滚动姿态角插值表I(γ,t)根据时间t_i线性插值得到；所述箭下点大地经度λ⁽ⁱ⁾可由箭下点大地经度插值表I(λ,t)根据时间t_i线性插值得到；所述箭下点地心纬度φ⁽ⁱ⁾可由箭下点地心纬度插值表I(φ,t)根据时间t_i线性插值得到；所述飞行高度H⁽ⁱ⁾可由飞行高度插值表I(H,t)根据时间t_i线性插值得到；

所述风速

由风速插值表I(V_w,H)可由飞行高度Hⁱ线性插值得到；所述风向

由风向插值表I(A_w,H)根据飞行高度Hⁱ线性插值得到。

本实施例中，所述t_i时刻的发射系G到箭体系B的转换矩阵的计算表达式为：

所述t_i时刻的地心系E到发射系G的转换矩阵的计算表达式为：

所述t_i时刻的当地水平系S到地心系E的转换矩阵的计算表达式为：

本实施例中，t_i时刻的单位风矢量在发射系的投影的计算表达式为：

式(4)中，

表示t_i时刻的单位风矢量在发射系的投影。

本实施例中，所述滚动程序角理论值

的计算表达式为：

式(5)中，

所述时间序列T对应的滚动程序角理论值序列Γ^*的表达式为：

本实施例中，所述工程化的滚动程序角装订值序列Γ的表达式为：

所述滚所述动程序角装订值序列Γ的一阶差分的计算表达式为：

实施例二

图4至图15是本发明的仿真示意图；将I(γ_cx,t)和I(γ′_cx,t)作为诸元装订箭上使用，开展运载火箭六自由度飞行动力学仿真，通过比对说明本发明的技术效果。

仿真时，具体步骤包括：

S10，获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；

仿真时，射向可为A₀＝179.92°所述的发射点大地经度可为λ₀＝110.9°；发射点地理纬度可为B₀＝19.62°；

S20，初始化火箭一级飞行段特征的时间序列，记为：T＝[t₁,t₂,...,t_n]＝[1,2，...,120]；

S30，对于所有时间t_i∈T,i＝1,2,...,120，采用线性插值方法计算t_i时刻的发射系俯仰姿态角

发射系偏航姿态角ψ⁽ⁱ⁾,发射系滚动姿态角γ⁽ⁱ⁾,箭下点大地经度λ⁽ⁱ⁾,箭下点地心纬度φ⁽ⁱ⁾,飞行高度H⁽ⁱ⁾；根据高度插值计算H⁽ⁱ⁾高度处的风速

风向

S40,计算时间t_i时刻的发射系G到箭体系B的转换矩阵

地心系E到发射系G的转换矩阵

当地水平系S到地心系E的转换矩阵

S50,对于所有时间t_i∈T,i＝1,2,...,120，计算t_i时刻的单位风矢量在发射系G的投影

S60，对于所有时间t_i∈T,i＝1,2,K,120，计算滚动程序角理论值

得到与时间序列T＝[t₁,t₂,...,t₁₂₀]对应的滚动程序角理论值序列

S70,对滚动程序角理论值序列

进行傅里叶级数拟合，并对程序角曲线切入和切出部分采用二次曲线进行过渡，得到工程化的滚动程序角装订值序列

拟合用傅里叶级数为

其中，R＝8,ω₀＝0.0508,a₀＝22.155；

[a₁,a₂,...,a₈]＝[8.886,0.866,3.144,-1.244,9.074,-4.392,0.340,1.634]；

[b₁,b₂,...,b₈]＝[-8.048,3.590，-3.318,2.522,3.660,5.392,5.016,4.928]；

S80,计算滚动程序角装订值序列Γ的一阶差分,并补0作为第一个元素，得到滚动程序角速率序列Γ′；

所述一阶差分计算方法见下式：

S90,将时间序列T分别与滚动程序角装订值序列Γ、滚动程序角速率序列Γ′一一对应，组合得到滚动程序角插值表I(γ_cx,t)、滚动程序角速率插值表I(γ′_cx,t)；

将滚动程序角插值表I(γ_cx,t)、滚动程序角速率插值表I(γ′_cx,t)作为诸元装订至运载火箭上。

仿真结果：

图16是气动载荷因子qa的比对曲线，采用本发明技术内容后qa最大值显著降低，由2576Pa.rad降低为2270Pa.rad；

图17、图18分别为芯级1#和2#发动机合成摆角比对曲线，采用本发明后摆角分配优化，最大摆角由5.83°降低为3.96°；

图19、图20分别为助推1#和3#发动机摆角比对曲线，采用本发明后未有显著增加，表明芯级摆角减小并没有造成助推负担显著增加。

本发明还提供了一种存储设备，其中存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行如上述的非轴对称运载火箭减载控制方法。

所述存储设备可为一计算机可读存储介质，可以包括：ROM、RAM、磁盘或光盘等。

综上，本发明适用于非轴对称运载火箭，通过滚转姿态使得箭体“优势面”迎风承载，从而优化俯仰、偏航通道控制力分配，能够优化通道控制力，有效释放火箭自身的控制力余量，实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷的效果。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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发明和简化描述，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发明的限制。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (8)

1.非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：包括以下步骤：

获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；

初始化火箭一级飞行段特征的时间序列，记为：T＝[t₁,t₂,...,t_n]；

基于标准弹道设计数据、发射窗口预报高空风数据，计算时间t_i时刻的发射数据和高空风数据；t_i∈T,i＝1,2,...,n；

计算时间t_i时刻的发射系G到箭体系B的转换矩阵

地心系E到发射系G的转换矩阵

当地水平系S到地心系E的转换矩阵

计算t_i时刻的单位风矢量在发射系的投影；

通过滚动程序角理论值

计算时间序列T对应的滚动程序角理论值序列Γ^*；

对滚动程序角理论值序列Γ^*进行数值拟合，并对程序角曲线切入和切出部分采用二次曲线进行过渡，得到工程化的滚动程序角装订值序列Γ；

计算滚动程序角装订值序列Γ的一阶差分,并补0作为第一个元素，得到滚动程序角速率序列Γ′；

将时间序列T分别与滚动程序角装订值序列Γ、滚动程序角速率序列Γ′一一对应，组合得到滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表；

将滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表作为诸元装订至运载火箭上。

2.根据权利要求1所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述标准弹道设计数据包括：随时间变化的发射系俯仰姿态角插值表

发射系偏航姿态角插值表I(ψ,t)，发射系滚动姿态角插值表I(γ,t),箭下点大地经度插值表I(λ,t)，箭下点地心纬度插值表I(φ,t)，飞行高度插值表I(H,t)，射向A₀；

所述发射点地理信息数据包括：发射点大地经度λ₀，发射点地理纬度B₀；

所述发射窗口预报高空风数据包括：火箭发射窗口实测的随飞行高度变化的风速插值表I(V_w,H)和风向插值表I(A_w,H)。

3.根据权利要求2所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述t_i时刻的发射数据包括：发射系俯仰姿态角

发射系偏航姿态角ψ⁽ⁱ⁾,发射系滚动姿态角γ⁽ⁱ⁾,箭下点大地经度λ⁽ⁱ⁾,箭下点地心纬度φ⁽ⁱ⁾,飞行高度H⁽ⁱ⁾；

所述t_i时刻的高空风数据包括：H⁽ⁱ⁾高度处的风速

和风向。

4.根据权利要求3所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述t_i时刻的发射系G到箭体系B的转换矩阵的计算表达式为：

所述t_i时刻的地心系E到发射系G的转换矩阵的计算表达式为：

所述t_i时刻的当地水平系S到地心系E的转换矩阵的计算表达式为：

5.根据权利要求4所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述t_i时刻的单位风矢量在发射系的投影的计算表达式为：

式(4)中，

表示t_i时刻的单位风矢量在发射系的投影。

6.根据权利要求5所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述滚动程序角理论值

的计算表达式为：

式(5)中，

所述时间序列T对应的滚动程序角理论值序列Γ^*的表达式为：

7.根据权利要求6所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述工程化的滚动程序角装订值序列Γ的表达式为：

所述滚所述动程序角装订值序列Γ的一阶差分的计算表达式为：

8.存储设备，其中存储有多条指令，其特征在于：所述指令适于由处理器加载并执行如权利要求1～7中任一所述的非轴对称运载火箭减载控制方法。

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