CN115729096A - 一种探空火箭减载方法及系统 - Google Patents

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CN115729096A CN202211433214.9A CN202211433214A CN115729096A CN 115729096 A CN115729096 A CN 115729096A CN 202211433214 A CN202211433214 A CN 202211433214A CN 115729096 A CN115729096 A CN 115729096A
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韩伟
胡峥
王义新
刘国林
阮家麟
朱奕
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Abstract

本发明揭示了一种探空火箭减载方法及系统，采用迎角传感器测量风攻角，将实时攻角引入探空火箭控制系统回路，通过控制发动机摆动，对风干扰进行补偿，使探空火箭在大风区所受载荷最小，减小风引起的气动力矩，提高探空火箭发射适应性。

Description

一种探空火箭减载方法及系统
技术领域
本发明涉及探空火箭领域，特别是涉及一种探空火箭减载方法及系统。
背景技术
探空火箭是在近地空间进行探测和科学试验的火箭，利用探空火箭可以在高度方向探测大气各层结构成分和参数，研究电离层、地磁场宇宙线、太阳紫外线和X射线、陨尘等多种地物理现象，探空火箭比探空气球飞得高、比低轨道运行的人造地球卫星飞得低，探空火箭具有结构简单、成本低廉、发射方便等优点。
在探空火箭飞行过程中作用在箭体上的干扰力和干扰力矩统称为外干扰，外干扰是引起姿态扰动的外因；作用在箭体上的外干扰主要有两类：结构干扰和风干扰；在探空火箭飞行过程中，引起姿态运动偏差最大的是风干扰；姿态偏差(角度偏差和角速度偏差)进而影响到发动机摆动角度，风干扰和发动机摆动共同决定了探空火箭的载荷。
在探空火箭载荷设计中，选取对火箭飞行影响最大的高度，给出一定概率下的统计风速，作为载荷计算条件，探空火箭载荷主要由气动载荷、操纵力载荷组成，约占总体载荷的80％，其中操纵力载荷主要是用来平衡气动载荷。
现有的探空火箭在使用的过程中，由于探空火箭推力较小，要求探空火箭的结构质量要很轻，强度设计很难留有余量，导致探空火箭对高空风较为敏感，风载荷如果超过探空火箭的设计载荷，容易造成结构失效，而高空风具有一定随机性，很难在地面状态进行精确观测，从而限制了探空火箭的发射条件。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种探空火箭减载方法，通过对风干扰进行补偿，减小探空火箭高空风载荷，以解决探空火箭发过程中高空风载荷超过设计载荷，进而引发安全事故的问题，提高探空火箭发射适应性。
为解决上述技术问题，本发明提供一种探空火箭减载方法，包括：
测量火箭飞行过程中的实时攻角；
控制系统中引入顺馈回路，根据所述实时攻角计算出顺馈补偿通道的传递函数；
根据所述顺馈补偿通道的传递函数输出发动机的摆角；
根据所述摆角摆动发动机，控制箭体姿态，减小攻角进行减载。
可选的，测量的所述实时攻角包括风干扰引起的附加攻角和探空火箭速度所形成的攻角。
可选的，所述顺馈回路中系统输出C(s)为考虑风干扰补偿后的探空火箭发动机摆角，所述系统输出C(s)公式如下：
C(s)＝Gc(s)G(s)[R(s)-C(s)]+[GC(s)G(s)G1(s)+Gf(s)]F(s)
通过选择G1(s)，对风干扰进行补偿，则：
Figure BDA0003945810980000021
其中，C(s)为系统的输出，R(s)为系统的输入，F(s)为风干扰输入，G(s)为被控对象对发动机摆角的传递函数，Gf(s)为被控对象对风干扰的传递函数，Gc(s)为控制装置的传递函数，G19s)为顺馈补偿通道的传递函数。
可选的，所述根据实时攻角计算出顺馈补偿通道的传递函数包括：
探空火箭的姿态运动方程为：
Figure BDA0003945810980000022
Figure BDA0003945810980000023
Figure BDA0003945810980000024
其中，Δθ为弹道倾角偏差，
Figure BDA0003945810980000025
为俯仰角偏差，Δα为攻角偏差，αω为风干扰引起的附加攻角；
Figure BDA0003945810980000031
b1为气动阻尼力矩系数，Cmq为俯仰阻尼力矩系数，q为动压，Sm为箭体参考面积，lk为箭体的参考长度；
Figure BDA0003945810980000032
b2为气动稳定力矩系数，
Figure BDA0003945810980000033
为气动法向力系数对攻角的导数，xy为气动压心的位置，xz为箭体质心的位置，JZ为箭体的转动惯量；
Figure BDA0003945810980000034
b3为控制力矩系数，P为发动机控制力,xr为发动机作用位置；
c1为与推力和升力有关的气动系数，c2为重力系数，c3为控制力系数，c1′为附加气动系数；
由探空火箭的姿态运动方程拉氏变换后得到顺馈补偿通道的传递函数为：
Figure BDA0003945810980000035
其中，G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数，Tcs+1为一个时间常数为Tc的惯性环节，b2为气动稳定力矩系数，b3为控制力矩系数，a0为姿态角偏差到发动机摆角间的稳态放大系数，a1为姿态角速度到发动机摆角间的稳态放大系数，G(s)为被控对象对发动机摆角的传递函数。
可选的，通过合理接入补偿信号，忽略伺服机构惯性后将G1(s)简化为：
Figure BDA0003945810980000036
其中，G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数，b2为气动稳定力矩系数，b3为控制力矩系数。
可选的，发动机输出的摆角为根据系统动、静放大系数计算的摆角与反馈后的补偿摆角之和；
公式为：
Figure BDA0003945810980000037
Figure BDA0003945810980000038
Figure BDA0003945810980000041
其中，Δδ1为根据系统动、静放大系数计算的摆角，a0为姿态角偏差到发动机摆角间的稳态放大系数，a1为姿态角速度到发动机摆角间的稳态放大系数，
Figure BDA0003945810980000042
为俯仰角偏差，
Figure BDA0003945810980000043
为俯仰角速度，Δδ2为反馈后的补偿摆角，b2为气动稳定力矩系数，b3为控制力矩系数，Δδ为实际输出摆角，Δα为攻角偏差，αω为风干扰引起的附加攻角。
可选的，所述根据所述摆角进行减载包括：所述摆角产生的控制作用与风干扰作用相互平衡，进而对风干扰进行补偿，减小高空风载荷。
本发明还提供了一种探空火箭减载系统，包括：迎角传感器、箭载计算机以及伺服机构；
迎角传感器用于测量飞行过程中的实时攻角；
箭载计算机用于在控制系统中引入顺馈回路，并计算出顺馈补偿通道的传递函数；
伺服机构用于根据所述计算出的顺馈补偿通道的传递函数输出发动机的摆角。
可选的，顺馈补偿通道的传递函数传递补偿信号，将补偿信号的输入点设置在伺服系统前，以忽略伺服机构惯性。
可选的，测量的所述实时攻角包括风干扰引起的附加攻角和探空火箭速度所形成的攻角。
与现有技术相比，采用迎角传感器测量飞行过程中的实时攻角，将实时攻角引入箭载计算机控制系统中顺馈回路，顺馈回路产生的补偿信号输入伺服系统，通过控制发动机摆动，对风干扰进行补偿，使其产生的控制作用与干扰作用相互平衡，使探空火箭在大风区所受载荷最小，从而减小探空火箭飞行过程中受到的最大载荷，减小风引起的气动力矩，提升探空火箭发射适应性。
附图说明
图1为本发明实施例中的减载方法流程图；
图2为本发明实施例中的减载顺馈回路原理框图；
图3为本发明实施例中的流程实现框图；
图4为本发明实施例中的控制原理框图。
具体实施方式
下面将结合示意图对本发明进行更详细的描述，其中表示了本发明的优选实施例，应该理解本领域技术人员可以修改在此描述的本发明，而仍然实现本发明的有利效果。因此，下列描述应当被理解为对于本领域技术人员的广泛知道，而并不作为对本发明的限制。
在下列段落中参照附图以举例方式更具体地描述本发明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
本发明实施中提供了一种探空火箭减载方法，请参考图1，包括步骤：
S1、测量火箭飞行过程中的实时攻角；
S2、控制系统中引入顺馈回路，根据实时攻角计算出顺馈补偿通道的传递函数；
S3、根据所述顺馈补偿通道的传递函数输出发动机的摆角；
S4、根据所述摆角摆动发动机，控制箭体姿态，减小攻角进行减载。
具体的，在S1中，采用迎角传感器直接测量风干扰，但迎角传感器测量的攻角不仅是风干扰引起的附加攻角αω，还包括探空火箭速度所形成的攻角，因为攻角传感器所测量的是气流相对于探空火箭纵轴的角度即Δα+αω，此时用迎角传感器作为风干扰的测量装置可以把全部的气动力和气动力矩作为干扰。
具体的，在S2中，如图2所示，箭载计算机的控制系统中引入顺馈回路减载，在所述顺馈回路中：系统输出C(s)为考虑风干扰补偿后的发动机摆角，所述系统输出C(s)公式如下：
C(s)＝Gc(s)G(s)[R(s)-C(s)]+[GC(s)G(s)G1(s)+Gf(s)]F(s)
其中，C(s)为系统的输出，R(s)为系统的输入，F(s)为风干扰输入，G(s)为被控对象对发动机摆角的传递函数，Gf(s)为被控对象对风干扰的传递函数，Gc(s)为控制装置的传递函数，G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数。
通过选择G1(s)，使Gc(s)G(s)G1(s)+Gf(s)＝0
即通过选择G1(s)，补偿风干扰对系统输出的影响，则：
Figure BDA0003945810980000061
其中G(s)为被控对象对发动机摆角的传递函数，Gf(s)为被控对象对风干扰的传递函数，Gc(s)为控制装置的传递函数，G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数。
进一步的，请参考图3，所述根据实时攻角计算出顺馈补偿通道的传递函数的过程包括：
探空火箭的姿态运动方程拉氏变换后为：
Figure BDA0003945810980000062
Figure BDA0003945810980000063
Figure BDA0003945810980000064
由姿态方程推出相应传递函数为：
Figure BDA0003945810980000065
Figure BDA0003945810980000066
Figure BDA0003945810980000067
带入可得G1(s)为：
Figure BDA0003945810980000068
其中，Δθ为弹道倾角偏差，
Figure BDA0003945810980000069
为俯仰角偏差，Δα为攻角偏差，αω为风干扰引起的附加攻角；
Figure BDA0003945810980000071
b1为气动阻尼力矩系数，Cmq为俯仰阻尼力矩系数，q为动压，Sm为箭体参考面积，lk为箭体的参考长度；
Figure BDA0003945810980000072
b2为气动稳定力矩系数，
Figure BDA0003945810980000073
为气动法向力系数对攻角的导数，xy为气动压心的位置，xz为箭体质心的位置，JZ为箭体的转动惯量；
Figure BDA0003945810980000074
b3为控制力矩系数，P为发动机控制力,xr为发动机作用位置；
c1为与推力和升力有关的气动系数，c2为重力系数，c3为控制力系数，c1′为附加气动系数；
G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数，G(s)为被控对象对发动机摆角的传递函数，Gf(s)为被控对象对风干扰的传递函数，Gc(s)为控制装置的传递函数；
Tcs+1为一个时间常数为Tc的惯性环节，a0为姿态角偏差到发动机摆角间的稳态放大系数，a1为姿态角速度到发动机摆角间的稳态放大系数。
进一步的，如图4所示，可将顺馈补偿通道的传递函数传递的补偿信号的输入点放在伺服系统前，以忽略伺服机构惯性，则G1(s)可简化为：
Figure BDA0003945810980000075
其中，G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数，b2为气动稳定力矩系数，b3为控制力矩系数。
具体的，在步骤S3中，发动机输出的摆角为根据系统动、静放大系数计算的摆角与通过迎角传感器反馈后的补偿摆角之和；
公式为：
Figure BDA0003945810980000076
Figure BDA0003945810980000077
Figure BDA0003945810980000081
其中，Δδ1为根据系统动、静放大系数计算的摆角，a0为姿态角偏差到发动机摆角间的稳态放大系数，a1为姿态角速度到发动机摆角间的稳态放大系数，
Figure BDA0003945810980000082
为俯仰角偏差，
Figure BDA0003945810980000083
为俯仰角速度，Δδ2为通过迎角传感器反馈后的补偿摆角，b2为气动稳定力矩系数，b3为控制力矩系数，Δδ为实际输出摆角，Δα为攻角偏差，αω为风干扰引起的附加攻角。
Δδ经过补偿后明显小于Δδ1，实现降低发动机摆角的效果。
具体的，在S4中，通过迎角传感器作为风干扰的测量装置，引入相应顺馈回路，再将顺馈补偿通道的传递函数传递的补偿信号的输入点放在伺服系统前，以消除惯性，此时，所述根据所述摆角进行减载包括：由伺服机构输出发动机的摆角，使其产生的控制作用与干扰作用相互平衡，即可有效地对风干扰进行补偿，减小高空风载荷。
本发明实施中还提供了一种探空火箭减载系统，包括：迎角传感器、箭载计算机以及伺服机构。
迎角传感器用于测量飞行过程中的实时攻角；
箭载计算机用于引入顺馈回路，并计算出顺馈补偿通道的传递函数；
伺服机构用于根据所述顺馈补偿通道的传递函数输出发动机的摆角。
具体的，所述迎角传感器测量的攻角不仅是风干扰引起的附加攻角αω，还包括探空火箭速度所形成的的攻角，因为攻角传感器所测量的是气流相对于探空火箭纵轴的角度即Δα+αω。
所述箭载计算机具体采用如下形式引入顺馈回路并计算顺馈补偿通道的传递函数：
在顺馈回路中，系统输出C(s)公式如下：
C(s)＝Gc(s)G(s)[R(s)-C(s)]+[GC(s)G(s)G1(s)+Gf(s)]F(s)
其中，C(s)为系统的输出，R(s)为系统的输入，F(s)为风干扰输入，G(s)为被控对象对发动机摆角的传递函数，Gf(s)为被控对象对风干扰的传递函数，Gc(s)为控制装置的传递函数，G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数。
通过选择G1(s)，使
Gc(s)G(s)G1(s)+Gf(s)＝0
即通过选择G1(s)，补偿风干扰对系统输出的影响，则：
Figure BDA0003945810980000091
其中G(s)为被控对象对发动机摆角的传递函数，Gf(s)为被控对象对风干扰的传递函数，Gc(s)为控制装置的传递函数，G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数。
进一步的，所述计算出顺馈补偿通道的传递函数的过程包括：
探空火箭的姿态运动方程拉氏变换后为：
Figure BDA0003945810980000092
Figure BDA0003945810980000093
Figure BDA0003945810980000094
由姿态方程推出相应传递函数为：
Figure BDA0003945810980000095
Figure BDA0003945810980000096
Figure BDA0003945810980000097
带入可得
Figure BDA0003945810980000098
其中，Δθ为弹道倾角偏差，
Figure BDA0003945810980000099
为俯仰角偏差，Δα为攻角偏差，αω为风干扰引起的附加攻角；
Figure BDA00039458109800000910
b1为气动阻尼力矩系数，Cmq为俯仰阻尼力矩系数，q为动压，Sm为箭体参考面积，lk为箭体的参考长度；
Figure BDA00039458109800000911
b2为气动稳定力矩系数，
Figure BDA00039458109800000912
为气动法向力系数对攻角的导数，xy为气动压心的位置，xz为箭体质心的位置，JZ为箭体的转动惯量；
Figure BDA0003945810980000101
b3为控制力矩系数，P为发动机控制力,xr为发动机作用位置；
c1为与推力和升力有关的气动系数，c2为重力系数，c3为控制力系数，c1′为附加气动系数；
G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数，G(s)为被控对象对发动机摆角的传递函数，Gf(s)为被控对象对风干扰的传递函数，Gc(s)为控制装置的传递函数；
Tcs+1为一个时间常数为Tc的惯性环节，a0为姿态角偏差到发动机摆角间的稳态放大系数，a1为姿态角速度到发动机摆角间的稳态放大系数。
将顺馈补偿通道的传递函数传递的补偿信号的输入点放在伺服系统前，以忽略伺服机构惯性，则可简化为：
Figure BDA0003945810980000102
其中，G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数，b2为气动稳定力矩系数，b3为控制力矩系数。
所述伺服机构具体采用如下形式输出发动机的摆角：
发动机输出的摆角为根据系统动、静放大系数计算的摆角与通过迎角传感器反馈后的补偿摆角之和，公式为：
Figure BDA0003945810980000103
Figure BDA0003945810980000104
Figure BDA0003945810980000105
其中，Δδ1为根据系统动、静放大系数计算的摆角，a0为姿态角偏差到发动机摆角间的稳态放大系数，a1为姿态角速度到发动机摆角间的稳态放大系数，
Figure BDA0003945810980000106
为俯仰角偏差，
Figure BDA0003945810980000107
为俯仰角速度，Δδ2为通过迎角传感器反馈后的补偿摆角，b2为气动稳定力矩系数，b3为控制力矩系数，Δδ为实际输出摆角，Δα为攻角偏差，αω为风干扰引起的附加攻角。
此外，如图4所示，在本实施例中，探空火箭上安装速率陀螺采集箭体实时角速度，捷联惯组输出箭体实时姿态角，角度和角速度信号通过设计的校正网络1变换滤波后，生成伺服系统运动信号，迎角传感器输出箭体实时攻角，通过推导出的减载增益变换，经设计的校正网络2滤波后，输出伺服机构补偿运动信号(对经校正网络1的信号进行补偿)，从而降低伺服机构输出，减小发动机摆角，降低探空火箭风载。
综上所述，本发明通过测量随时间变化的风干扰，将干扰信息引入控制系统，使其产生的控制作用与干扰作用相互平衡，对风干扰进行补偿，从而减小探空火箭飞行过程中受到的最大载荷，减小风引起的气动力矩，提升探空火箭发射适应性；通过引入攻角顺馈回路进行减载，可以减小气动合成攻角和发动机摆角，同时降低气动载荷和操纵载荷。此技术应用于新研探空火箭，可以减轻其结构质量；应用于现用探空火箭，可以使其适应各种高空风发射条件。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种探空火箭减载方法，其特征在于，包括步骤：
测量火箭飞行过程中的实时攻角；
控制系统中引入顺馈回路，根据所述实时攻角计算出顺馈补偿通道的传递函数；
根据所述顺馈补偿通道的传递函数输出发动机的摆角；
根据所述摆角摆动发动机，控制箭体姿态，减小攻角进行减载。
2.如权利要求1所述的探空火箭减载方法，其特征在于，测量的所述实时攻角包括风干扰引起的附加攻角和探空火箭速度所形成的攻角。
3.如权利要求2所述的探空火箭减载方法，其特征在于，所述顺馈回路中系统输出C(s)为考虑风干扰补偿后的探空火箭发动机摆角，所述系统输出C(s)公式如下：
C(s)＝Gc(s)G(s)[R(s)-C(s)]+[Gc(s)G(s)G1(s)+Gf(s)]F(s)
通过选择G1(s)，对风干扰进行补偿，则：
Figure FDA0003945810970000011
其中，C(s)为系统的输出，R(s)为系统的输入，F(s)为风干扰输入，G(s)为被控对象对发动机摆角的传递函数，Gf(s)为被控对象对风干扰的传递函数，Gc(s)为控制装置的传递函数，G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数。
4.如权利要求3所述的探空火箭减载方法，其特征在于，所述根据实时攻角计算出顺馈补偿通道的传递函数包括：
探空火箭的姿态运动方程为：
Figure FDA0003945810970000012
Figure FDA0003945810970000013
Figure FDA0003945810970000014
其中，Δθ为弹道倾角偏差，
Figure FDA0003945810970000015
为俯仰角偏差，Δα为攻角偏差，αω为风干扰引起的附加攻角；
Figure FDA0003945810970000021
b1为气动阻尼力矩系数，Cmq为俯仰阻尼力矩系数，q为动压，Sm为箭体参考面积，lk为箭体的参考长度；
Figure FDA0003945810970000022
b2为气动稳定力矩系数，
Figure FDA0003945810970000023
为气动法向力系数对攻角的导数，xy为气动压心的位置，xz为箭体质心的位置，JZ为箭体的转动惯量；
Figure FDA0003945810970000024
b3为控制力矩系数，P为发动机控制力,xr为发动机作用位置；
c1为与推力和升力有关的气动系数，c2为重力系数，c3为控制力系数，c1′为附加气动系数；
由探空火箭的姿态运动方程拉氏变换后得到顺馈补偿通道的传递函数为：
Figure FDA0003945810970000025
其中，G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数，Tcs+1为一个时间常数为Tc的惯性环节，b2为气动稳定力矩系数，b3为控制力矩系数，a0为姿态角偏差到发动机摆角间的稳态放大系数，a1为姿态角速度到发动机摆角间的稳态放大系数，G(s)为被控对象对发动机摆角的传递函数。
5.如权利要求4所述的探空火箭减载方法，其特征在于，通过合理接入补偿信号，忽略伺服惯性后将G1(s)简化为：
Figure FDA0003945810970000026
其中，G1(s)为顺馈补偿通道的传递函数，b2为气动稳定力矩系数，b3为控制力矩系数。
6.如权利要求5所述的探空火箭减载方法，其特征在于，发动机输出的摆角为根据系统动、静放大系数计算的摆角与反馈后的补偿摆角之和；
所述发动机输出的摆角公式为：
Figure FDA0003945810970000027
Figure FDA0003945810970000031
Figure FDA0003945810970000032
其中，Δδ1为根据系统动、静放大系数计算的摆角，a0为姿态角偏差到发动机摆角间的稳态放大系数，a1为姿态角速度到发动机摆角间的稳态放大系数，
Figure FDA0003945810970000033
为俯仰角偏差，
Figure FDA0003945810970000034
为俯仰角速度，Δδ2为反馈后的补偿摆角，b2为气动稳定力矩系数，b3为控制力矩系数，Δδ为实际输出摆角，Δα为攻角偏差，αω为风干扰引起的附加攻角。
7.如权利要求1所述的探空火箭减载方法，其特征在于，所述根据所述摆角进行减载包括：所述摆角产生的控制作用与风干扰作用相互平衡，进而对风干扰进行补偿，减小高空风载荷。
8.一种探空火箭减载系统，包括：迎角传感器、箭载计算机以及伺服机构；
迎角传感器用于测量飞行过程中的实时攻角；
箭载计算机用于在控制系统中引入顺馈回路，并计算出顺馈补偿通道的传递函数；
伺服机构用于根据所述计算出的顺馈补偿通道的传递函数输出发动机的摆角。
9.如权利要求8所述的探空火箭减载系统，其特征在于，顺馈补偿通道的传递函数传递补偿信号，将补偿信号的输入点设置在伺服系统前，以忽略伺服机构惯性。
10.如权利要求8所述的探空火箭减载系统，其特征在于，测量的所述实时攻角包括风干扰引起的附加攻角和探空火箭速度所形成的攻角。
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