CN116382124A - 一种运载火箭的姿态控制仿真方法和系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种运载火箭的姿态控制仿真方法和系统，所述方法包括：接收激光捷联惯组发送的脉冲全量；根据所述脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果；所述目标解算结果包括导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；将所述导航解算结果、所述制导解算结果以及所述姿态控制解算结果发送至仿真服务端；本发明的方案解决了运载火箭测试时难以模拟真实环境、验证方式不够直观以及安全风险高的问题，实现了在计算机上进行不同工况下的运载火箭的仿真与优化，无需实验验证，节省了时间和成本，准确地预测了火箭在不同工况下的姿态响应和控制效果。
Description
技术领域
本发明涉及运载火箭仿真技术领域，特别是一种运载火箭的姿态控制仿真方法和系统。
背景技术
数字孪生技术指的是利用计算机技术创建虚拟的、与物理系统一一对应的数字模型。数字孪生技术在运载火箭领域的应用十分广泛，可以有助于更好地理解与预测火箭的行为，优化火箭设计和运行，提高火箭的可靠性和安全性。
在运载火箭领域，数字孪生可以应用于多个方面，例如：可以用于优化火箭的设计和制造过程，有助于在计算机上进行虚拟测试和仿真，以验证和优化设计参数；也可以用于火箭的性能预测和故障诊断；还可以用于模拟和预测火箭在不同情况下的行为，以助于更好地理解和分析火箭的性能和问题。
但是现有的运载火箭的数字孪生仿真还存在以下问题：
1）难以模拟真实环境，火箭姿态控制算法的验证过程通常需要在真实的环境中进行，但是在传统的半实物仿真实验火箭发射前的测试中，很难完全模拟真实的飞行环境，会导致算法在实际使用中出现问题；
2）验证方式不够直观，传统的仿真实验通过观察变化的曲线进行数据判读，这样的数据判读方式存在局限性，需要专业人员进行判读，也不够直观，无法完整地看到整个火箭的运行轨迹与结构变化；
3）可重复性差，传统的仿真实验中通常会涉及多种环境参数和外部干扰因素，导致验证结果难以保证一致性和可重复性；
4）安全风险高，传统仿真验证方法需要在实际发射过程中进行试验和测试，增加了飞行过程中的安全风险，试错成本较高；
5）验证周期长，传统验证方法涉及多种环境参数和外部干扰因素，其验证过程比较繁琐，可能需要多次试验和测试来保证验证结果的准确性，因而验证周期相对较长。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种虚拟现实应用的管理方法及装置，解决了运载火箭测试时难以模拟真实环境、验证方式不够直观以及安全风险高等问题。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
一种运载火箭的姿态控制仿真方法，应用于飞行控制模块，包括：
接收所述激光捷联惯组发送的脉冲全量；
根据所述脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果；所述目标解算结果包括导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；
将所述导航解算结果、所述制导解算结果以及所述姿态控制解算结果发送至仿真服务端。
可选的，根据所述脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果，包括：
对所述脉冲全量进行工具误差补偿，得到第一方向、第二方向以及第三方向的视速度增量和角增量；
对所述视速度增量和角增量进行导航解算处理，得到导航解算结果；所述导航解算结果包括姿态角度、高度、相对速度倾角、视加速度均值和角速度均值中的至少一个；
对所述导航解算结果进行制导解算处理，得到制导解算结果；所述制导解算结果包括分离时序和程序角；
根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果。
可选的，根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果，包括：
确定当前时刻待姿态控制的目标芯级；所述目标芯级包括助推级、芯一级、芯二级、芯三级和末级中的至少一项；
根据所述制导解算结果和所述导航解算结果，对所述目标芯级进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果。
可选的，当所述目标芯级为助推级和芯一级时，根据所述制导解算结果和所述导航解算结果，对所述目标芯级进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果，包括：
确定目标传递函数；
通过所述目标传递函数对所述制导解算结果中的所述程序角进行处理，得到第一目标助推级摆角；
对所述第一目标助推级摆角进行摆角限幅计算，得到限幅后的第二目标助推级摆角；
根据所述第二目标助推级摆角，确定助推级三通道的第一目标等效摆角；
基于所述第一目标等效摆角进行指令分配，确定第一伺服摆角指令；
依据所述芯一级在当前时刻所对应的制导时序，得到关于助推级的姿态控制解算结果；其中，若所述制导时序不是点火时刻，则将所述第一伺服摆角指令作为姿态控制解算结果输出，反之，则将所述芯一级对应的第二伺服摆角指令作为姿态控制解算结果输出。
可选的，当所述目标芯级为芯一级或芯二级或芯三级时，根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果，包括：
根据所述制导解算结果中的分离时序，确定所述目标芯级所在的运行阶段；
根据所述运行阶段，确定姿态控制解算结果。
可选的，当所述目标芯级为末级时，根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果，包括：
通过数字校正网络，对所述制导解算结果中的所述程序角进行处理，得到校正值；
对所述校正值进行门限控制处理，确定融合通信控制指令并将所述融合通信控制指令作为姿态控制解算结果输出。
本发明还提供一种运载火箭的姿态控制仿真方法，应用于仿真服务端，包括：
接收仿真客户端发送的开始信号；
根据所述开始信号，向飞行控制模块发送主令信号；
向激光捷联惯组发送模拟位置信息，以使所述激光捷联惯组向飞行控制模块发送根据所述模拟位置信息解算得到的脉冲全量；
接收所述飞行控制模块发送的导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；
根据所述导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果进行模型解算处理，得到模型解算结果；
将所述模型解算结果分别发送至所述仿真客户端和所述激光捷联惯组，以使所述仿真客户端进行三维显示；所述模型解算结果包括最新的模拟位置信息。
本发明提供一种运载火箭的姿态控制仿真系统，包括：
飞行控制模块；
仿真客户端，所述仿真客户端与所述飞行控制模块电连接；
仿真服务端，所述仿真服务端与所述仿真客户端通信连接，与所述飞行控制模块电连接；
激光捷联惯组，所述激光捷联惯组与所述仿真服务端通信连接，与所述飞行控制模块通信连接；
其中，所述飞行控制模块接收所述激光捷联惯组发送的脉冲全量；所述飞行控制模块根据所述脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果；所述目标解算结果包括导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；所述飞行控制模块将所述导航解算结果、所述制导解算结果以及所述姿态控制解算结果发送至仿真服务端。
可选的，所述飞行控制模块包括：
惯性导航模块，所述惯性导航模块与所述激光捷联惯组通信连接；
制导模块，所述制导模块与所述惯性导航模块通信连接；
姿态控制模块，所述姿态控制模块分别与所述惯性导航模块和所述制导模块通信连接；
其中，惯性导航模块用于对所述脉冲全量进行导航解算处理，得到导航解算结果；所述导航解算结果包括姿态角度、高度、相对速度倾角、视加速度均值和角速度均值中的至少一个；
所述制导模块用于对所述导航解算结果进行制导解算处理，得到制导解算结果；所述制导解算结果包括分离时序和程序角；
所述姿态控制模块用于根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果。
可选的，所述仿真服务端与所述仿真客户端通过以太网通信连接；
所述激光捷联惯组分别通过通信总线与所述仿真服务端和所述飞行控制模块通信连接。
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明的上述方案，通过接收所述激光捷联惯组发送的脉冲全量；根据所述脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果；所述目标解算结果包括导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；将所述导航解算结果、所述制导解算结果以及所述姿态控制解算结果发送至仿真服务端；从而解决了运载火箭测试时难以模拟真实环境、验证方式不够直观以及安全风险高等问题，实现了在计算机上进行不同工况下的运载火箭的仿真与优化，无需实验验证，节省了时间和成本，准确地预测了火箭在不同工况下的姿态响应和控制效果。
附图说明
图1是本发明实施例的应用于飞行控制模块的运载火箭的姿态控制仿真方法的流程示意图；
图2是本发明提供的具体的实施例中运载火箭的姿态控制仿真系统的框架示意图；
图3是本发明提供的具体的实施例中目标芯级为芯一级和助推级时的姿态控制解算处理的流程示意图；
图4是本发明提供的具体的实施例中目标芯级为芯一级时的姿态控制解算处理的流程示意图；
图5是本发明提供的具体的实施例中目标芯级为芯二级时的姿态控制解算处理的流程示意图；
图6是本发明提供的具体的实施例中目标芯级为芯三级时的姿态控制解算处理的流程示意图；
图7是本发明提供的具体的实施例中目标芯级为末级时的姿态控制解算处理的流程示意图；
图8是本发明实施例的应用于仿真服务端的运载火箭的姿态控制仿真方法的流程示意图；
图9是本发明提供的具体的实施例中运载火箭的姿态控制仿真方法的系统流程示意图；
图10是本发明提供的具体的实施例中运载火箭的姿态控制仿真方法的整体实现架构示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本申请的示例性实施例。虽然附图中显示了本申请的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本申请而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本申请，并且能够将本申请的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1所示，本发明的实施例提出一种运载火箭的姿态控制仿真方法，应用于飞行控制模块，包括：
步骤11，接收所述激光捷联惯组发送的脉冲全量；
步骤12，根据所述脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果；所述目标解算结果包括导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；
步骤13，将所述导航解算结果、所述制导解算结果以及所述姿态控制解算结果发送至仿真服务端。
该实施例中，运载火箭的姿态控制仿真方法涉及飞行控制模块、仿真服务端、激光捷联惯组以及仿真客户端，其中，仿真客户端用于向飞行控制模块和仿真服务端提供控制指令，同时还可以进行可视化地显示运载火箭的飞行状态；仿真服务端可以按照仿真客户端的指令进行模型解算，向激光捷联惯组提供模拟位置信息；激光捷联惯组用于根据模拟位置信息解算确定脉冲全量；飞行控制模块用于根据激光捷联惯组提供的脉冲全量进行导航解算、制导解算以及姿态控制解算，向仿真服务端提供解算的结果，以使得仿真服务端可根据解算结果控制仿真客户端可视化地显示运载火箭的飞行状态，解决了运载火箭测试时难以模拟真实环境、验证方式不够直观以及安全风险高等问题，实现了在计算机上进行不同工况下的运载火箭的仿真与优化，无需实验验证，节省了时间和成本，准确地预测了火箭在不同工况下的姿态响应和控制效果。
下面，通过对飞行控制模块、仿真服务端、激光捷联惯组以及仿真客户端的作用进行详细地说明：
仿真客户端和仿真服务端共同构成数字孪生仿真系统；
其中，仿真服务端运用Veristand软件（用于实时测试和模拟的软件，可以快速地搭建实时测试系统、硬件在环HIL测试系统以及嵌入式软件验证系统），并运行在PharLap实时操作系统中；
仿真服务端可以进行数据接收、模型解算以及数据输出，其中，数据接收是指通过1553B总线接收飞行控制模块传输的姿态控制解算结果，通过IO（Input/Output，输入/输出）电平信号接收各个芯级的点火和分离状态，该芯级点火和分离状态可由制导解算结果中的分离时序确定；
模型解算由多个数学模型配合解算，具体的，由多个数学模型之间的数值传递，形成仿真流程闭环，以实现依据姿态控制解算结果进行解算，得到模型解算结果；一个优选的实现实例中，该数学模型包括箭体模型、六自由度仿真计算模型、惯组模型、RCS（RichCommunication Suite，融合通信）控制模型、发动机模型、环境模型中的至少一个；
数据输出是指将模型解算出来的一部分模型解算结果，通过以太网（传输控制协议TCP）发送给仿真客户端进行三维显示，另外一部分模型解算结果通过1553B总线发送给激光捷联惯组进行进一步的解算。
仿真客户端优选运用CAD（计算机辅助设计）工程制图软件和Unity（创作引擎）软件；仿真客户端内设有仿真的箭体模型、仿真软件场景以及可视化的二维显示界面；
其中，仿真构建的箭体模型优选为三维的箭体模型，通过数字孪生技术生成，实现了高精度的仿真和预测；具体可以由四个助推级伺服、芯一级伺服、芯二级伺服、芯三级伺服、整流罩和卫星等构成的三维模型，通过接收仿真服务端发送的指令，控制箭体模型进行助推级点火分离、芯一级点火分离、芯二级点火分离、芯三级点火、星箭分离和RCS喷管点火等状态变化；该箭体模型包括旋转运动模型和平移运动模型，即可以在三维空间内实现旋转与平移，为仿真过程提供了必要的输入数据；
仿真软件场景包括天空盒场景、陆地场景、海洋场景和太空场景等，当然还可以根据其他场景，本申请不以此为限制；基于仿真软件场景可以为仿真运载火箭选择发射场景，如，陆地发射或海洋发射；一个具体的实现实例中，在运载火箭发射之后，助推级阶段和芯一级阶段时，运载火箭运行在大气层内，因此助推级和芯一级所在的仿真软件场景为陆地场景或海洋场景，而在芯二级阶段，运载火箭运行至大气层外，因此，芯二级阶段对应的仿真软件场景为太空场景。
二维界面用于仿真客户端的在界面直观显示运载火箭的当前状态，软件设置了二维显示界面，所显示的数值包括火箭当前经度、纬度和高度、火箭俯仰、航向、滚动姿态角、火箭当前所处的级阶段、火箭伺服作动器摆动角度值以及火箭RCS喷管开关状态中的至少一项，具体的显示数据可以依据实际情况调整；
值得说明的是，仿真客户端中还可以设置有其他模块，如，卫星模型、火焰烟雾粒子等，可依据实际情况调整。
如图2所示，一个具体的实现实例中，飞行控制模块上设置有箭上软件，该箭上软件用于飞控解算，仿真服务端内设置有箭体模型、环境模型、六自由度模型、发动机模型以及融合通信模型，这些模型均为数学模型；仿真客户端内设置有箭体三维模型、天空地球模型（即上述仿真软件场景）、卫星模型、二维数值界面以及火焰烟雾粒子；
箭上软件的指令或数据经过数据转换处理后传输至仿真服务端，具体的，将箭上软件以1553B或422串口通信方式传输的数据消息转换成光纤通信的传输数据，发送给仿真服务端进行模型解算，仿真服务端和仿真客户端之间通过以太网通信连接，其数据传输协议为TCP协议。
本发明一可选的实施例中，步骤12，包括：
步骤121，对所述脉冲全量进行工具误差补偿，得到第一方向、第二方向以及第三方向的视速度增量和角增量；
步骤122，对所述视速度增量和角增量进行导航解算处理，得到导航解算结果；所述导航解算结果包括姿态角度、高度、相对速度倾角、视加速度均值和角速度均值中的至少一个；
步骤123，对所述导航解算结果进行制导解算处理，得到制导解算结果；所述制导解算结果包括分离时序和程序角；
步骤124，根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果。
本发明的实施例中，脉冲全量是由激光捷联惯组提供的，该激光捷联惯组通过1553B总线从仿真服务端获取经度、纬度、高度、角速度和加速度信息（即模拟位置信息），激光捷联惯组对模拟位置信息进行解算，输出脉冲全量，该脉冲全量优选为X、Y、Z三个方向加速度计正向和负向脉冲全量，以及X、Y、Z三个方向陀螺仪正向和负向脉冲全量，共计12个脉冲全量；
飞行控制模块通过1553B接收脉冲全量后，对脉冲全量进行工具误差补偿，得到第一方向、第二方向以及第三方向的视速度增量和角增量，这里的第一方向优选为上述的X方向，第二方向优选为Y方向，第三方向优选为Z方向；由于飞行控制模块包括惯性导航模块、制导模块以及姿态控制模块，飞行控制模块中的各个模块依次对三个方向上的视速度增量和角增量进行处理，具体的：
将视速度增量和角增量传入惯性导航模块进行导航解算处理，得到导航解算结果，该导航解算结果为三通道姿态角度、高度、相对速度倾角、视加速度均值和角速度均值；
将导航解算结果传入制导模块进行制导解算处理，输出目标芯级的分离时序和程序角；该分离时序具体可以是包括助推级、芯一级、芯二级、芯三级的点火时序和分离时序，也可以是整流罩和/或星箭的分离时序，还可以是摄像和匹配电阻切换的分离时序等，可以根据实际需求进行调整；该程序角优选为三通道程序角，程序角用于供姿态控制模块进行姿态控制解算处理；
姿态控制模块接收惯性导航模块输出的导航解算结果中的视加速度均值、角速度均值和四元数，接收制导模块的时序控制信号（用于指示分离时序）和三通道程序角，然后进行目标芯级的姿态控制解算处理，输出姿态控制解算结果。
本发明一可选的实施例中，步骤124包括：
步骤1241，确定当前时刻待姿态控制的目标芯级；所述目标芯级包括助推级、芯一级、芯二级、芯三级和末级中的至少一项；
步骤1242，根据所述制导解算结果和所述导航解算结果，对所述目标芯级进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果。
本发明的实施例中，定位当前时刻待进行姿态控制的目标芯级；该目标芯级上均设置有伺服控制器，具体可以包括助推级、芯一级、芯二级、芯三级和末级中的至少一项；目标芯级的姿态即为控制对象，目标芯级的可以根据实际仿真的运载火箭的物理模型进行调整；即可以实现根据运载火箭实际的组成结构，对其进行姿态控制的仿真；
基于制导解算结果中的分离时序和导航解算结果中的视加速度均值、角速度均值和四元数对目标芯级进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果，该姿态控制解算结果包括伺服指令信息（如，伺服摆角指令）和RCS姿控指令。
本发明一可选的实施例中，当所述目标芯级为助推级和芯一级时，步骤1242，包括：
步骤1242a1，确定目标传递函数；
步骤1242a2，通过所述目标传递函数对所述制导解算结果中的所述程序角进行处理，得到第一目标助推级摆角；
步骤1242a3，对所述第一目标助推级摆角进行摆角限幅计算，得到限幅后的第二目标助推级摆角；
步骤1242a4，根据所述第二目标助推级摆角，确定助推级三通道的第一目标等效摆角；
步骤1242a5，基于所述第一目标等效摆角进行指令分配，确定第一伺服摆角指令；
步骤1242a6，依据所述芯一级在当前时刻所对应的制导时序，得到关于助推级的姿态控制解算结果；其中，若所述制导时序不是点火时刻，则将所述第一伺服摆角指令作为姿态控制解算结果输出，反之，则将所述芯一级对应的第二伺服摆角指令作为姿态控制解算结果输出。
本发明的实施例中，当目标芯级为助推级时，运载火箭的助推级优选为四个，每个助推级上均设有一个伺服控制器，四个助推级均匀交叉捆绑在芯一级；
根据制导模块的俯仰、偏航、滚转程序角（即三通道程序角）以及助推级点火、芯一级点火和助推级分离时序（即分离时序），惯性导航模块的轴向视加速度均值和箭体角速度均值，进行姿态控制解算：
确定目标传递函数，该目标传递函数描述摆角控制系统的动态特性，即用于表示输入信号与输出信号之间的关系，具体的，确定目标传递函数的过程为：步骤a11，根据所述制导解算结果和所述导航解算结果，计算第一静态放大系数；步骤a12，通过数字校正网络对所述第一静态放大系数进行修正，得到第二静态放大系数；步骤a13，根据所述第二静态放大系数，确定目标传递函数；其中，静态方法系数优选为固定值，用于调整系统的灵敏度，数字校正网络用于对数据进行滤波和修正，以减少误差和噪声。
通过目标传递函数对制导解算结果中的程序角进行处理，得到第一目标助推级摆角，对第一目标助推级摆角进行摆角限幅计算，得到限幅后的第二目标助推级摆角；该摆角限幅计算是用于避免助推器摆动过大导致的姿态控制不稳定而对摆角进行限幅处理，即可以确保摆角在安全范围内；
根据第二目标助推级摆角，确定助推级三通道的第一目标等效摆角；该等效值是综合考虑了助推级各个通道信息确定的摆角值；
基于第一目标等效摆角生成对应的控制指令（第一伺服摆角指令），再将第一伺服摆角指令分配给助推级对应的不同的伺服控制器，以便实现精确的姿态控制；
由于在助推级阶段设计需芯一级提前点火，所以需要判断芯一级所在的制导时序，如果到达点火时间点，则助推级进行与芯一级一致的姿态控制（第二伺服摆角指令），级输出芯一级对应的伺服控制指令，具体的，依据芯一级在当前时刻所对应的制导时序，得到关于助推级的姿态控制解算结果；其中，若制导时序不是点火时刻，则将第一伺服摆角指令作为姿态控制解算结果输出，反之，则将芯一级对应的第二伺服摆角指令作为姿态控制解算结果输出。
如图3所示，一个具体的实施例中，对助推级和芯一级进行姿态控制解算处理过程为：
步骤31，判断当前是否处于助推级阶段，即当前时刻待控制的目标芯级是否为助推级；
步骤32，若是，则根据制导解算结果和导航解算结果，计算第一静态放大系数；
步骤33，通过数字校正网络对第一静态放大系数进行修正，得到第二静态放大系数；
步骤34，根据第二静态放大系数确定目标传递函数，并基于该目标传递函数依据助推级的制导解算结果中的程序角进行处理与摆角限幅计算，得到限幅后的助推级伺服摆角，并将该助推级伺服摆角进行指令分配，确定助推级伺服指令；
步骤35，判断与助推级均匀交叉捆绑在一起的芯一级在当前时刻所对应的制导时序（即是否点火）；
步骤36，若制导时序是点火时刻，则将芯一级对应的第二伺服摆角指令作为姿态控制解算结果输出，反之，则将第一伺服摆角指令作为姿态控制解算结果输出。
本发明一可选的实施例中，当所述目标芯级为芯一级或芯二级或芯三级时，步骤1242，包括：
步骤1242b1，根据所述制导解算结果中的分离时序，确定所述目标芯级所在的运行阶段；
步骤1242b2，根据所述运行阶段，确定姿态控制解算结果。
本发明的实施例中，当目标芯级为芯一级时，芯一级在运载火箭的运行过程中分为动力飞行段（即从助推级分离完成至芯一级发动机耗尽的运行阶段）和芯一级滑行段（即从芯一级发动机耗尽至芯一子级分离完成，整流罩分离也在该段完成），共两个运行阶段；当目标芯级为芯二级时，芯二级在运载火箭的运行过程中分为芯二级点火前滑行段（即从芯一级分离完成至芯二级点火的阶段）、芯二级动力段（即从芯二级点火至芯二级耗尽）以及芯二级滑行段（即从芯二级耗尽至芯二级喷管偏置），共三个运行阶段；当目标芯级为芯三级时，芯三级在运载火箭的运行过程中分为芯三级点火前滑行段（即从芯二子级分离完成至芯三级发动机点火）和芯三级动力飞行段（即从芯三级发动机点火至芯三级发动机耗尽），共两个运行阶段；
上述芯一级、芯二级或芯三级所处的运行阶段可依据制导解算结果中的分离时序确定，按照运行阶段，确定姿态控制解算结果；
如图4所示，又一具体的实施例中，当目标芯级为芯一级时，对芯一级进行姿态控制解算处理过程为：
步骤41，判断待姿态控制的目标芯级是否为芯一级；
步骤42，若是，则判断芯一级所处的运行阶段是否为动力飞行段；
步骤431，若芯一级所处的运行阶段为动力飞行段，则计算芯一级的第三静态放大系数；
步骤432，通过数字校正网络对第三静态放大系数进行修正，得到第四静态放大系数；
步骤433，根据第四静态放大系数确定芯一级的第一传递函数，并基于该第一传递函数依据芯一级的制导解算结果中的程序角进行处理与摆角限幅计算，得到限幅后的芯一级伺服摆角，根据芯一级伺服摆角，确定芯一级三通道的第二目标等效摆角，将该第二目标等效摆角进行指令分配，确定芯一级伺服指令；
步骤441，若芯一级所处的运行阶段为芯一级滑行段，将当前的芯一级的制导解算结果中的程序角输入数字校正网络进行修正处理，得到修正后的程序角；
步骤442，将修正后的程序角经过三通道门限控制进行处理，以限制修正后的程序角的幅度在一定范围内，以防止过大的控制指令导致不稳定的问题；
步骤443，经过门限控制处理的修正后的程序角被分配给芯一级的伺服控制器，并输出相应的控制指令，这些指令用于实际控制运载火箭的姿态，以保持稳定的芯一级的滑行状态。
如图5所示，再一具体的实施例中，当目标芯级为芯二级时，对芯二级进行姿态控制解算处理过程为：
步骤51，判断待姿态控制的目标芯级是否为芯二级；
步骤52，若是，则判断芯二级所处的运行阶段；
步骤531，若芯二级所处的运行阶段为芯二级点火前滑行段，则将当前的芯二级点火前滑行段的制导解算结果中的程序角输入数字校正网络进行修正处理，得到修正后的程序角；
步骤532，将修正后的程序角经过三通道门限控制进行处理，以限制修正后的程序角的幅度在一定范围内，以防止过大的控制指令导致芯二级不稳定的问题；
步骤533，经过门限控制处理的、修正后的程序角被分配给芯二级点火前滑行段的伺服控制器，并输出相应的控制指令，这些指令用于实际控制运载火箭的姿态，以保持稳定的芯二级点火前滑行段的滑行状态；
步骤541，若芯二级所处的运行阶段为芯二级动力段，则计算芯二级的第五静态放大系数；
步骤542，通过数字校正网络对第五静态放大系数进行修正，得到第六静态放大系数；
步骤543，根据第六静态放大系数确定芯二级的第二传递函数，并基于该第二传递函数依据芯二级的制导解算结果中的程序角进行处理与摆角限幅计算，得到限幅后的芯二级伺服摆角，根据芯二级伺服摆角，确定芯二级三通道的第三目标等效摆角，将该第三目标等效摆角进行指令分配，确定芯二级伺服指令；
步骤551，若芯二级所处的运行阶段为芯二级滑行段，则将当前的芯二级滑行段的制导解算结果中的程序角输入数字校正网络进行修正处理，得到修正后的程序角；
步骤552，将修正后的程序角经过三通道门限控制进行处理，以限制修正后的程序角的幅度在一定范围内，以防止过大的控制指令导致芯二级不稳定的问题；
步骤553，经过门限控制处理的、修正后的程序角被分配给芯二级滑行段的伺服控制器，并输出相应的控制指令，这些指令用于实际控制运载火箭的姿态，以保持稳定的芯二级滑行段的滑行状态。
如图6所示，又一具体的实施例中，当目标芯级为芯三级时，对芯三级进行姿态控制解算处理过程为：
步骤61，判断待姿态控制的目标芯级是否为芯三级；
步骤62，若是，则判断芯三级所处的运行阶段是否为芯三级点火前滑行阶段；
步骤631，若是，则将当前的芯三级点火前滑行段的制导解算结果中的程序角输入数字校正网络进行修正处理，得到修正后的程序角；
步骤632，将修正后的程序角经过滑行段三通道门限控制进行处理，以限制修正后的程序角的幅度在一定范围内，以防止过大的控制指令导致芯三级不稳定的问题；
步骤633，经过门限控制处理的、修正后的程序角被分配给芯三级点火前滑行段的伺服控制器，并输出相应的控制指令，这些指令用于实际控制运载火箭的姿态，以保持稳定的芯三级点火前滑行段的滑行状态；
步骤641，若不是，则计算芯三级的第七静态放大系数；
步骤642，通过数字校正网络对第七静态放大系数进行修正，得到第八静态放大系数；
步骤643，根据第八静态放大系数确定芯三级动力飞行段的第三传递函数，并基于该第三传递函数依据芯三级动力飞行段的制导解算结果中的程序角进行处理与摆角限幅计算，得到限幅后的芯三级伺服摆角，根据芯三级伺服摆角，确定芯三级三通道的第四目标等效摆角，将该第四目标等效摆角进行指令分配，确定芯三级动力飞行段的伺服指令。
本发明一可选的实施例中，当所述目标芯级为末级时，步骤1242，包括：
步骤1242c1，通过数字校正网络，对所述制导解算结果中的所述程序角进行处理，得到校正值；
步骤1242c2，对所述校正值进行门限控制处理，确定融合通信控制指令并将所述融合通信控制指令作为姿态控制解算结果输出。
本发明的实施例中，当目标芯级为末级时，末级在运载火箭的运行过程中分为末速修正段（即从芯三级发动机耗尽至末速修正结束）、星箭分离段（即从末速修正结束至星箭分离结束）和离轨钝化段（即从星箭分离结束至末级钝化完成），共三个运行阶段；
如图7所示，当目标芯级为末级时，对末级进行姿态控制解算处理过程为：
步骤71，判断待姿态控制的目标芯级是否为末级；
步骤72，若是，则将当前的末级的制导解算结果中的程序角输入数字校正网络进行修正处理，得到修正后的程序角（即校正值）；
步骤73，将修正后的程序角（即校正值）经过三通道门限控制进行处理，以限制修正后的程序角（即校正值）的幅度在一定范围内，同时满足对末级的预设控制需求，以防止过大的控制指令导致末级不稳定的问题；其中，该预设控制需求可以根据实际情况调整；
步骤74，经过门限控制处理的、修正后的程序角被分配给末级的伺服控制器，并输出相应的RCS控制指令，该RCS控制指令用于实际控制运载火箭的姿态，以保持稳定的末级的滑行状态。
通过上述的飞行控制模块的运载火箭的姿态控制仿真方法，可以解决了运载火箭测试时难以模拟真实环境、验证方式不够直观以及安全风险高等问题；另外，在一个具体的实现实例中，通过实验的模拟验证，在复杂飞行条件下，用Unity3D火箭模型可以直观地显示火箭俯仰、偏航和滚转角的角度变化。通过伺服模型，可以直观地显示伺服作动器的摆动角度以及伺服火焰的变化情况。通过RCS模型，可以直观地显示姿控喷管开关状态。通过六自由度模型，输出惯组所需的经度纬度高度等信息。整个系统的闭环运行，快捷有效的验证了运载火箭飞控算法。
本发明的实施例通过接收所述激光捷联惯组发送的脉冲全量；根据所述脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果；所述目标解算结果包括导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；将所述导航解算结果、所述制导解算结果以及所述姿态控制解算结果发送至仿真服务端，从而解决了运载火箭测试时难以模拟真实环境、验证方式不够直观以及安全风险高等问题，同时具有以下的有益效果：
1）高精度的姿态控制仿真和预测，使用数字孪生技术生成火箭姿态控制模型，具有高精度的仿真和预测能力，可以更准确地预测火箭在不同工况下的姿态响应和控制效果。
2）节省时间和成本，使用数字孪生技术可以在计算机上进行仿真和优化，无需进行实验验证，节省了时间和成本；同时，数字孪生技术可以在不同工况下生成火箭的姿态控制模型，进一步减少了实验测试的成本。
3）实用性强，基于数字孪生的火箭姿态控制仿真方法可以广泛应用于火箭姿态控制领域，如，火箭的设计和优化、火箭的测试和验证以及火箭的实时控制等。
如图8所示，本发明的实施例提出一种运载火箭的姿态控制仿真方法，应用于仿真服务端，包括：
步骤81，接收仿真客户端发送的开始信号；
步骤82，根据所述开始信号，向飞行控制模块发送主令信号；
步骤83，向激光捷联惯组发送模拟位置信息，以使所述激光捷联惯组向飞行控制模块发送根据所述模拟位置信息解算得到的脉冲全量；
步骤84，接收所述飞行控制模块发送的导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；
步骤85，根据所述导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果进行模型解算处理，得到模型解算结果；
步骤86，将所述模型解算结果分别发送至所述仿真客户端和所述激光捷联惯组，以使所述仿真客户端进行三维显示；所述模型解算结果包括最新的模拟位置信息。
本发明的实施例中，仿真客户端向仿真服务端发送开始信号，仿真服务端接收开始信号后向飞行控制模块发送IO主令信号，飞行控制模块进入飞控阶段，并开始进行飞控解算；仿真服务端通过1553B总线发送经度、纬度、高度、角速度和加速度信息（即模拟位置信息）至激光捷联惯组，该激光捷联惯组根据这些模拟位置信息解算得到的脉冲全量，并将该脉冲全量发送给飞行控制模块，以使得箭上的飞行控制模块可以根据该脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果；
飞行控制模块的目标解算结果（导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果）返回给仿真服务端，目标解算结果包括：伺服指令信息、RCS姿控开关、时序控制信号和姿态信息等；仿真服务端对目标解算结果进行模型解算处理，得到模型解算结果，这里的模型解算处理包括箭体模型解算、环境模型解算、发动机模型解算以及六自由度仿真计算模型等；
具体的，箭体模型解算得到模型解算结果包括：引力、气动力、气动力矩马赫数等信息；环境模型解算得到模型解算结果包括：动压、风速等信息；发动机模型解算得到模型解算结果包括：推力和质量等信息；六自由度仿真计算模型得到模型解算结果包括：经纬高、角速度和角加速度等信息；
仿真客户端接收仿真服务端解算出的模型解算结果和飞行控制模块的数据信息进行三维显示，同时，仿真服务端将解算出的模型解算结果通过1553B总线发送给激光捷联惯组，形成数据流闭环运行；
值得说明的是，激光捷联惯组优选为实体的激光捷联惯组，即进行半实物仿真，当然也可以是仿真的激光捷联惯组，即进行全实物仿真，本申请不以此为限制。
如图9和10所示，一个具体的实施例中，使用Unity软件，构建运载火箭的三维箭体模型，将运载火箭分为助推级、芯一级、芯二级、芯三级和末级五个阶段，控制火箭在各个阶段的稳定飞行。
运载火箭的姿态控制仿真系统包括飞行控制模块、仿真服务端、激光捷联惯组以及仿真客户端，仿真客户端通过以太网向仿真服务端发送用于指示开始仿真实验的开始指令；其中，仿真服务端包括Unity3D得到的火箭三维模型，该火箭三维模型包括喷管模型、箭体模型以及伺服模型；
仿真服务端通过1553B总线向激光捷联惯组发送模拟位置信息（包括经度、纬度、高度、角速度、加速度等），激光捷联惯组根据模拟位置信息解算得到12个脉冲全量，并将该脉冲全量、视速度增量以及角增量发送给飞行控制模块；
飞行控制模块由惯性导航模块、制导模块以及姿态控制模块构成，惯性模块输出的是角速度、轴向视加速度、姿态角、高度、视加速度均值等，制导模块输出的是时序指令（分离时序）和程序角等，姿态控制模块输出的是位置信息、角度信息、伺服喷管摆动信息和RCS控制指令（目标解算结果）；
在未到达停止时序之前，将目标解算结果均通过以太网返回给仿真服务端，仿真服务端的运载火箭模型根据输入的信息进行飞行状态的更新；
仿真客户端接收仿真服务端模型解算出的信息以及飞行控制模块输出的数据信息，进行三维显示，与此同时，仿真服务端将解算出的数据信息通过1553B总线发送给激光捷联惯组，形成数据流闭环运行。
上述运载火箭的姿态控制仿真方法，可以在极端拉偏条件下控制伺服作动器摆动到相应的位置实现运载火箭的稳定飞行，同时针对姿态控制系统提法了与运载火箭一致的三维仿真模型，通过Unity引擎，当火箭姿态信息发生变化时，该模型可以实时做出相应的姿态与位置变化；
需要说明的是，该仿真服务端的方法是与上述飞行控制模块的方法对应的方法，上述飞行控制模块的方法实施例中的所有实现方式均适用于该仿真服务端的方法的实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的实施例还提供一种运载火箭的姿态控制仿真系统，包括：
飞行控制模块；
仿真客户端，所述仿真客户端与所述飞行控制模块电连接；
仿真服务端，所述仿真服务端与所述仿真客户端通信连接，与所述飞行控制模块电连接；
激光捷联惯组，所述激光捷联惯组与所述仿真服务端通信连接，与所述飞行控制模块通信连接；
其中，所述飞行控制模块接收所述激光捷联惯组发送的脉冲全量；所述飞行控制模块根据所述脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果；所述目标解算结果包括导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；所述飞行控制模块将所述导航解算结果、所述制导解算结果以及所述姿态控制解算结果发送至仿真服务端。
可选的，所述飞行控制模块包括：
惯性导航模块，所述惯性导航模块与所述激光捷联惯组通信连接；
制导模块，所述制导模块与所述惯性导航模块通信连接；
姿态控制模块，所述姿态控制模块分别与所述惯性导航模块和所述制导模块通信连接；
其中，惯性导航模块用于对所述脉冲全量进行导航解算处理，得到导航解算结果；所述导航解算结果包括姿态角度、高度、相对速度倾角、视加速度均值和角速度均值中的至少一个；
所述制导模块用于对所述导航解算结果进行制导解算处理，得到制导解算结果；所述制导解算结果包括分离时序和程序角；
所述姿态控制模块用于根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果。
可选的，所述仿真服务端与所述仿真客户端通过以太网通信连接；
所述激光捷联惯组分别通过1553B总线与所述仿真服务端和所述飞行控制模块通信连接。
需要说明的是，该系统是与上述方法对应的系统，上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该系统的实施例中，也能达到相同的技术效果。
本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。
所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
此外，需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行，某些步骤可以并行或彼此独立地执行。对本领域的普通技术人员而言，能够理解本发明的方法和装置的全部或者任何步骤或者部件，可以在任何计算装置（包括处理器、存储介质等）或者计算装置的网络中，以硬件、固件、软件或者它们的组合加以实现，这是本领域普通技术人员在阅读了本发明的说明的情况下运用他们的基本编程技能就能实现的。
因此，本发明的目的还可以通过在任何计算装置上运行一个程序或者一组程序来实现。所述计算装置可以是公知的通用装置。因此，本发明的目的也可以仅仅通过提供包含实现所述方法或者装置的程序代码的程序产品来实现。也就是说，这样的程序产品也构成本发明，并且存储有这样的程序产品的存储介质也构成本发明。显然，所述存储介质可以是任何公知的存储介质或者将来所开发出来的任何存储介质。还需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行。某些步骤可以并行或彼此独立地执行。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种运载火箭的姿态控制仿真方法，其特征在于，应用于飞行控制模块，包括：
接收激光捷联惯组发送的脉冲全量；
根据所述脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果；所述目标解算结果包括导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；
将所述导航解算结果、所述制导解算结果以及所述姿态控制解算结果发送至仿真服务端。
2.根据权利要求1所述的运载火箭的姿态控制仿真方法，其特征在于，根据所述脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果，包括：
对所述脉冲全量进行工具误差补偿，得到第一方向、第二方向以及第三方向的视速度增量和角增量；
对所述视速度增量和角增量进行导航解算处理，得到导航解算结果；所述导航解算结果包括姿态角度、高度、相对速度倾角、视加速度均值和角速度均值中的至少一个；
对所述导航解算结果进行制导解算处理，得到制导解算结果；所述制导解算结果包括分离时序和程序角；
根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果。
3.根据权利要求2所述的运载火箭的姿态控制仿真方法，其特征在于，根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果，包括：
确定当前时刻待姿态控制的目标芯级；所述目标芯级包括助推级、芯一级、芯二级、芯三级和末级中的至少一项；
根据所述制导解算结果和所述导航解算结果，对所述目标芯级进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果。
4.根据权利要求3所述的运载火箭的姿态控制仿真方法，其特征在于，当所述目标芯级为助推级和芯一级时，根据所述制导解算结果和所述导航解算结果，对所述目标芯级进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果，包括：
确定目标传递函数；
通过所述目标传递函数对所述制导解算结果中的所述程序角进行处理，得到第一目标助推级摆角；
对所述第一目标助推级摆角进行摆角限幅计算，得到限幅后的第二目标助推级摆角；
根据所述第二目标助推级摆角，确定助推级三通道的第一目标等效摆角；
基于所述第一目标等效摆角进行指令分配，确定第一伺服摆角指令；
依据所述芯一级在当前时刻所对应的制导时序，得到关于助推级的姿态控制解算结果；其中，若所述制导时序不是点火时刻，则将所述第一伺服摆角指令作为姿态控制解算结果输出，反之，则将所述芯一级对应的第二伺服摆角指令作为姿态控制解算结果输出。
5.根据权利要求3所述的运载火箭的姿态控制仿真方法，其特征在于，当所述目标芯级为芯一级或芯二级或芯三级时，根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果，包括：
根据所述制导解算结果中的分离时序，确定所述目标芯级所在的运行阶段；
根据所述运行阶段，确定姿态控制解算结果。
6.根据权利要求3所述的运载火箭的姿态控制仿真方法，其特征在于，当所述目标芯级为末级时，根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果，包括：
通过数字校正网络，对所述制导解算结果中的所述程序角进行处理，得到校正值；
对所述校正值进行门限控制处理，确定融合通信控制指令并将所述融合通信控制指令作为姿态控制解算结果输出。
7.一种运载火箭的姿态控制仿真方法，其特征在于，应用于仿真服务端，包括：
接收仿真客户端发送的开始信号；
根据所述开始信号，向飞行控制模块发送主令信号；
向激光捷联惯组发送模拟位置信息，以使所述激光捷联惯组向飞行控制模块发送根据所述模拟位置信息解算得到的脉冲全量；
接收所述飞行控制模块发送的导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；
根据所述导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果进行模型解算处理，得到模型解算结果；
将所述模型解算结果分别发送至所述仿真客户端和所述激光捷联惯组，以使所述仿真客户端进行三维显示；所述模型解算结果包括最新的模拟位置信息。
8.一种运载火箭的姿态控制仿真系统，其特征在于，包括：
飞行控制模块；
仿真客户端，所述仿真客户端与所述飞行控制模块电连接；
仿真服务端，所述仿真服务端与所述仿真客户端通信连接，与所述飞行控制模块电连接；
激光捷联惯组，所述激光捷联惯组与所述仿真服务端通信连接，与所述飞行控制模块通信连接；
其中，所述飞行控制模块接收所述激光捷联惯组发送的脉冲全量；所述飞行控制模块根据所述脉冲全量进行解算处理，得到目标解算结果；所述目标解算结果包括导航解算结果、制导解算结果以及姿态控制解算结果；所述飞行控制模块将所述导航解算结果、所述制导解算结果以及所述姿态控制解算结果发送至仿真服务端。
9.根据权利要求8所述的运载火箭的姿态控制仿真系统，其特征在于，所述飞行控制模块包括：
惯性导航模块，所述惯性导航模块与所述激光捷联惯组通信连接；
制导模块，所述制导模块与所述惯性导航模块通信连接；
姿态控制模块，所述姿态控制模块分别与所述惯性导航模块和所述制导模块通信连接；
其中，惯性导航模块用于对所述脉冲全量进行导航解算处理，得到导航解算结果；所述导航解算结果包括姿态角度、高度、相对速度倾角、视加速度均值和角速度均值中的至少一个；
所述制导模块用于对所述导航解算结果进行制导解算处理，得到制导解算结果；所述制导解算结果包括分离时序和程序角；
所述姿态控制模块用于根据所述制导解算结果和所述导航解算结果进行姿态控制解算处理，得到姿态控制解算结果。
10.根据权利要求8所述的运载火箭的姿态控制仿真系统，其特征在于，
所述仿真服务端与所述仿真客户端通过以太网通信连接；
所述激光捷联惯组分别通过通信总线与所述仿真服务端和所述飞行控制模块通信连接。
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| CN202310610123.6A CN116382124B (zh) | 2023-05-29 | 2023-05-29 | 一种运载火箭的姿态控制仿真方法和系统 |
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