CN116859981A - 一种运载火箭姿态控制方法、装置及计算设备 - Google Patents
一种运载火箭姿态控制方法、装置及计算设备 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116859981A CN116859981A CN202311132508.2A CN202311132508A CN116859981A CN 116859981 A CN116859981 A CN 116859981A CN 202311132508 A CN202311132508 A CN 202311132508A CN 116859981 A CN116859981 A CN 116859981A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- attitude
- carrier rocket
- quaternion
- attitude control
- final
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 67
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract description 19
- 230000008859 change Effects 0.000 claims abstract description 11
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 17
- 230000009466 transformation Effects 0.000 claims description 8
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 claims description 7
- 238000012546 transfer Methods 0.000 claims description 6
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 5
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000011438 discrete method Methods 0.000 claims description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 8
- 230000006870 function Effects 0.000 description 37
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 5
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 5
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 4
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 4
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 3
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 2
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 2
- 238000003745 diagnosis Methods 0.000 description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 2
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000006798 recombination Effects 0.000 description 2
- 238000005215 recombination Methods 0.000 description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 2
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 1
- 230000003044 adaptive effect Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 1
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 1
- 238000011217 control strategy Methods 0.000 description 1
- 230000010485 coping Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000002708 enhancing effect Effects 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 230000036039 immunity Effects 0.000 description 1
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 1
- 238000013139 quantization Methods 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
本发明提供一种运载火箭姿态控制方法、装置及计算设备，涉及运载火箭姿态控制技术领域，所述方法包括：构建运载火箭的调姿动力学模型；根据所述调姿动力学模型，预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案；根据完整的最终姿态控制方案，进行离散化，以得到离散控制点；根据所述离散控制点，采用预设的自适应网格细化方法进行处理，以得到最终的离散姿态控制点；根据最终的离散姿态控制点，生成运载火箭的最终连续姿态控制轨迹；根据最终连续姿态控制轨迹，对运载火箭进行闭环姿态控制。本发明在姿态调整过程中既能保证系统性能最优，又能保证姿态平稳变化并且在给定区间内稳定至平衡状态。
Description
技术领域
本发明涉及运载火箭姿态控制技术领域，特别是指一种运载火箭姿态控制方法、装置及计算设备。
背景技术
姿态控制系统是保证运载火箭完成发射任务至关重要的一部分，随着发射任务的多样化，使得对控制系统的设计要求变得更加苛刻。并且火箭箭体受到环境干扰力矩影响时，往往会引起弹性振动，与姿态控制系统相互耦合影响运载火箭的姿态调整控制精度。姿态稳定控制需控制系统能够应对飞行过程的各种干扰，通过实时调整控制力，抑制噪声保证运载火箭姿态稳定。常规控制方法基于Lyapunov稳定性理论，从理论方面证明控制系统的渐进稳定，但是不能保证控制精度要求，如果动力学方程是强耦合非线性的，则由于线性化后误差太大导致失去系统原有的特性。
传统的数值积分方法由于误差随时间的持续而累积，导致误差越来越大，最终导致仿真计算失真而失败。因此传统的姿态控制方案不能满足高精度姿态控制要求。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种运载火箭姿态控制方法、装置及计算设备，在姿态调整过程中既能保证系统性能最优，又能保证姿态平稳变化并且在给定区间内稳定至平衡状态。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
第一方面，一种运载火箭姿态控制方法，所述方法包括：
构建运载火箭的调姿动力学模型；
根据所述调姿动力学模型，预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案；
根据完整的最终姿态控制方案，进行离散化，以得到离散控制点；
根据所述离散控制点，采用预设的自适应网格细化方法进行处理，以得到最终的离散姿态控制点；
根据最终的离散姿态控制点，生成运载火箭的最终连续姿态控制轨迹；
根据最终连续姿态控制轨迹，对运载火箭进行闭环姿态控制。
进一步的，构建运载火箭的调姿动力学模型，包括：
建立刚体运载火箭的运动学方程和四元数模；
根据运动学方程和四元数模，构建一个拉格朗日函数；
通过求解拉格朗日函数，消去拉格朗日乘子，得到四元数约束投影表达式；
将四元数约束投影表达式代入运动学方程，得到具有四元数单位长度约束的新运动学方程；
根据所述新运动学方程，构建运载火箭的调姿动力学模型。
进一步的，所述运动学方程为：
其中，，/>为关节角速度，/>为关节角度误差函数，为驱动角速度，/>为基础比例增益；/>为误差依赖性比例增益；/>为角度误差，k为比例增益，/>为比例增益中系数，/>为关节的实际角度；
为转动惯量矩阵，/>为坐标转换矩阵，/>为关节的期望角速度，/>为作用于运载火箭的控制力矩，/>为外界干扰力矩，/>表示关节的驱动角加速度向量，表示旋转变换矩阵R相对于时间的导数，反映了R矩阵随着关节运动的变化率，/>为基础微分增益，/>为误差变化率依赖性微分增益；/>为误差的变化率，表示角速度误差的时间导数；/>为积分增益。
进一步的，所述四元数模为：
其中，为四元数的实部，/>为四元数的虚部，为一个3维向量，/>表示四元数的向量形式，/>表示/>的转置，将列向量转置为行向量，/>表示转置运算。
进一步的，所述新运动学方程为：
；
；
；
；
其中，、/>、/>分别为x轴、y轴、z轴三个方向的误差姿态角速度；
为四元数的第一个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的第二个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的第三个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的实部的导数；/>为四元数模的平方；/>表示四元数的第一个虚部分量/>的导数，/>表示四元数的第二个虚部分量/>的导数，/>表示四元数的第三个虚部分量/>的导数，表示时间。
进一步的，根据所述调姿动力学模型，预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案，包括：
根据控制需求，建立一个包含状态和控制量权值的性能指标函数;
根据所述性能指标函数，构建包含状态和控制量的哈密顿函数;
通过求解所述哈密顿函数，得到最终控制律表达式；
将所述最终控制律表达式代入所述调姿动力学模型，以预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案。
进一步的，根据完整的最终姿态控制方案，进行离散化，以得到离散控制点，包括：
对完整的最终姿态控制方案采用分段连续的离散方法进行处理，将完整的最终姿态控制方案分段为多段方案；
对每段方案分别采用伪谱法进行离散化，得到各段的离散化方案；
根据相邻两段离散化方案之间需满足的连续性要求，对各段离散化方案进行处理，最终得到满足连续性要求的离散控制点。
第二方面，一种运载火箭姿态控制装置，包括：
获取模块，用于构建运载火箭的调姿动力学模型；根据所述调姿动力学模型，预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案；根据完整的最终姿态控制方案，进行离散化，以得到离散控制点；
处理模块，用于根据所述离散控制点，采用预设的自适应网格细化方法进行处理，以得到最终的离散姿态控制点；根据最终的离散姿态控制点，生成运载火箭的最终连续姿态控制轨迹；根据最终连续姿态控制轨迹，对运载火箭进行闭环姿态控制。
第三方面，一种计算设备，包括：
一个或多个处理器；
存储装置，用于存储一个或多个程序，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现上述方法。
第四方面，一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有程序，该程序被处理器执行时实现上述方法。
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，基于保辛算法，在守恒性、稳定性和长时间计算准确性方面具有独特的优势，在数字积分过程中具有出色的仿真效果，保证运载火箭在受环境干扰力矩的影响下按照既定的最优轨迹稳定运行，实现了运载火箭姿态最优轨迹的实时跟踪控制。
附图说明
图1是本发明的实施例提供的运载火箭姿态控制方法的流程示意图。
图2是本发明的实施例提供的运载火箭姿态控制装置示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开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公开，并且能够将本公开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姿态控制方法，所述方法包括：
步骤11，构建运载火箭的调姿动力学模型；
步骤12，根据所述调姿动力学模型，预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案；
步骤13，根据完整的最终姿态控制方案，进行离散化，以得到离散控制点；
步骤14，根据所述离散控制点，采用预设的自适应网格细化方法进行处理，以得到最终的离散姿态控制点；
步骤15，根据最终的离散姿态控制点，生成运载火箭的最终连续姿态控制轨迹；
步骤16，根据最终连续姿态控制轨迹，对运载火箭进行闭环姿态控制。
在本发明实施例中，建立包括火箭刚体动力学方程、气动力学方程、控制力矩方程等在内的完整数学模型，充分考虑各种影响因素，使模型能够精确描述火箭的运动状态。根据构建的动力学模型进行仿真，预测从初始姿态到终端姿态整个过程中火箭的姿态、角速度、角加速度等状态量的连续变化，获得一个粗略的控制方案。将预测的连续控制方案等变量以一定时间间隔进行采样，转换为离散的控制点，为数字控制系统提供输入。根据状态变化的曲率、误差容限等要求，迭代调整离散点分布，在变化剧烈区域密集点，以提高精度。利用样条曲线等方法对细化后的离散控制点进行曲线拟合，生成平滑连续的控制函数，作为最终控制轨迹。根据轨迹生成控制指令，同时获取火箭实时状态反馈进行闭环控制，实现高精度的姿态控制。
在本发明一优选的实施例中，上述步骤11，可以包括：
步骤111，建立刚体运载火箭的运动学方程和四元数模；
步骤112，根据运动学方程和四元数模，构建一个拉格朗日函数；
步骤113，通过求解拉格朗日函数，消去拉格朗日乘子，得到四元数约束投影表达式；
步骤114，将四元数约束投影表达式代入运动学方程，得到具有四元数单位长度约束的新运动学方程；
步骤115，根据所述新运动学方程，构建运载火箭的调姿动力学模型。
在本发明实施例中，运动学方程描述刚体的运动状态，四元数用于表达刚体的姿态角，两者共同建立起刚体运动的数学描述。将运动学方程和四元数约束条件引入拉格朗日函数，将问题的约束条件统一考虑。通过求解拉格朗日方程组，可以消除拉格朗日乘子，得到仅与广义坐标有关的四元数约束投影表达式。将得到的四元数约束投影表达式代入运动学方程，保证四元数单位长度约束条件满足。根据更新后的运动学方程，结合刚体动力学理论，建立出运载火箭的精确调姿动力学模型。通过这些步骤，可以系统地构建出既满足运动学约束。
在本发明一优选的实施例中，所述运动学方程为：
其中，，/>为关节角速度，/>为关节角度误差函数，为驱动角速度，/>为基础比例增益；/>为误差依赖性比例增益；/>为角度误差，k为比例增益，/>为比例增益中系数，/>为关节的实际角度；
为转动惯量矩阵，/>为坐标转换矩阵，/>为关节的期望角速度，/>为作用于运载火箭的控制力矩，/>为外界干扰力矩，/>表示关节的驱动角加速度向量，表示旋转变换矩阵R相对于时间的导数，反映了R矩阵随着关节运动的变化率，/>为基础微分增益，/>为误差变化率依赖性微分增益；/>为误差的变化率，表示角速度误差的时间导数；/>为积分增益。
在本发明实施例中，通过建立运动学模型，该方程全面而准确地描述了关节的运动学特性，可以构建精确的动力学模型。
在本发明一优选的实施例中，所述四元数模为：
其中，为四元数的实部，/>为四元数的虚部，为一个3维向量，/>表示四元数的向量形式，/>表示/>的转置，将列向量转置为行向量，/>表示转置运算。该方程充分体现了四元数的运算规则，将四元数的单位长度约束条件引入到对刚体姿态的表达中。四元数的实部和虚部反映了刚体的方向余弦矩阵，虚部的向量性质又避免了三轴欧拉角的奇异性问题。通过建立四元数与刚体姿态之间的准确对应关系，有效地利用四元数避免万向锁问题，使刚体的姿态表示更加稳定和精确。
在本发明一优选的实施例中，所述新运动学方程为：
；
；
；
；
其中，、/>、/>分别为x轴、y轴、z轴三个方向的误差姿态角速度；
为四元数的第一个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的第二个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的第三个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的实部的导数；/>为四元数模的平方；/>表示四元数的第一个虚部分量/>的导数，/>表示四元数的第二个虚部分量/>的导数，/>表示四元数的第三个虚部分量/>的导数，表示时间。
在本发明实施例中，该方程在保证四元数单位长度约束条件下，建立了误差角速度与四元数之间的准确对应关系。通过代入四元数约束方程，使原运动学方程同时满足约束条件，避免了运动学奇异性。
在本发明一优选的实施例中，上述步骤12，可以包括：
步骤121，根据控制需求，建立一个包含状态和控制量权值的性能指标函数;
步骤122，根据所述性能指标函数，构建包含状态和控制量的哈密顿函数;
步骤123，通过求解所述哈密顿函数，得到最终控制律表达式；
步骤124，将所述最终控制律表达式代入所述调姿动力学模型，以预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案。
在本发明实施例中，根据控制需求，建立评价状态和控制量的性能指标函数；反映性能指标函数和控制质量的量化指标；将状态量、控制量以及性能指标函数引入哈密顿函数；通过求解哈密顿方程组，获得反映最优控制的控制律表达式，为后续控制提供最优控制策略；将求解得到的最优控制律代入动力学模型；通过建立性能指标、求解最优控制律并代入动力学模型，可以预测出火箭从初始到终端的完整最优姿态控制方案。
在本发明一优选的实施例中，上述步骤13，可以包括：
步骤131，对完整的最终姿态控制方案采用分段连续的离散方法进行处理，将完整的最终姿态控制方案分段为多段方案；
步骤132，对每段方案分别采用伪谱法进行离散化，得到各段的离散化方案；
步骤133，根据相邻两段离散化方案之间需满足的连续性要求，对各段离散化方案进行处理，最终得到满足连续性要求的离散控制点。
在本发明实施例中，将完整控制方案分为多段，每段可以采用不同的离散化方法，分段处理便于控制精度的局部优化；对每段采用伪谱法进行离散，伪谱法可以通过选择多项式提高精度，得到各段的离散化方案；相邻两段的离散方案需满足连续性，对各段进行处理以保证连续，最终得到满足连续性的离散控制点。通过分段离散化、采用伪谱法并保证相邻段间的连续性，可以得到精确而连续的离散控制点。
在本发明另一优选的实施例中，本发明一种运载火箭姿态控制方法，还包括以下步骤：
步骤17，建立运载火箭的在线系统识别模块，实时检测系统状态，进行参数识别和状态估计，以得到在线系统识别结果；根据在线系统识别结果，确定自适应控制器，调整控制参数，对在线系统不确定性进行在线补偿。
步骤18，构建故障诊断与容错模块，进行故障检测和隔离，切换到备用控制器，保证在线系统可靠性，建立自主故障安全控制器，在主控制器故障时，自动切换到安全控制模式，加入扰动观测器，检测外部未知扰动，进行主动补偿；构建终端精确对接控制器，在对接前后阶段进行微调，提高对接精度；建立地面监控站，接收在线系统状态，监控故障，下发控制指令，与飞控实现协同；通过离线仿真和空中飞行试验，验证各模块和在线系统的性能。
在本发明实施例中，建立在线系统识别模块,可以实时检测在线系统状态,进行参数识别和状态估计,实现对在线系统不确定性的评估和补偿,提高控制的适应性；构建故障诊断与容错模块,实现故障检测、隔离和切换控制器,提高在线系统的可靠性和容错性;建立自主故障安全控制器实现故障自动处理;加入扰动观测器实现主动补偿,增强系统的抗扰性;构建精确对接控制器提高对接精度;建立地面监控站实现飞地协同,提高任务完成保障性；离线仿真验证了设计的有效性;空中飞行试验检验了各模块在实际工作环境下的性能。因此,这些步骤使在线系统向着更智能、更自主、更可靠的方向发展,增强了系统的适应性、容错性、抗扰性、精度等方面的性能,为完成复杂空间任务奠定了基础。每个步骤都发挥了其重要作用,共同提高了整体系统的性能指标。
如图2所示，本发明的实施例还提供一种运载火箭姿态控制装置20，包括：
获取模块21，用于构建运载火箭的调姿动力学模型；根据所述调姿动力学模型，预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案；根据完整的最终姿态控制方案，进行离散化，以得到离散控制点；
处理模块22，用于根据所述离散控制点，采用预设的自适应网格细化方法进行处理，以得到最终的离散姿态控制点；根据最终的离散姿态控制点，生成运载火箭的最终连续姿态控制轨迹；根据最终连续姿态控制轨迹，对运载火箭进行闭环姿态控制。
可选的，构建运载火箭的调姿动力学模型，包括：
建立刚体运载火箭的运动学方程和四元数模；
根据运动学方程和四元数模，构建一个拉格朗日函数；
通过求解拉格朗日函数，消去拉格朗日乘子，得到四元数约束投影表达式；
将四元数约束投影表达式代入运动学方程，得到具有四元数单位长度约束的新运动学方程；
根据所述新运动学方程，构建运载火箭的调姿动力学模型。
可选的，所述运动学方程为：
其中，，/>为关节角速度，/>为关节角度误差函数，为驱动角速度，/>为基础比例增益；/>为误差依赖性比例增益；/>为角度误差，k为比例增益，/>为比例增益中系数，/>为关节的实际角度；
为转动惯量矩阵，/>为坐标转换矩阵，/>为关节的期望角速度，/>为作用于运载火箭的控制力矩，/>为外界干扰力矩，/>表示关节的驱动角加速度向量，表示旋转变换矩阵R相对于时间的导数，反映了R矩阵随着关节运动的变化率，/>为基础微分增益，/>为误差变化率依赖性微分增益；/>为误差的变化率，表示角速度误差的时间导数；/>为积分增益。
可选的，所述四元数模为：
其中，为四元数的实部，/>为四元数的虚部，为一个3维向量，/>表示四元数的向量形式，/>表示/>的转置，将列向量转置为行向量，/>表示转置运算。
可选的，所述新运动学方程为：
；
；
；
；
其中，、/>、/>分别为x轴、y轴、z轴三个方向的误差姿态角速度；
为四元数的第一个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的第二个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的第三个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的实部的导数；/>为四元数模的平方；/>表示四元数的第一个虚部分量/>的导数，/>表示四元数的第二个虚部分量/>的导数，/>表示四元数的第三个虚部分量/>的导数，表示时间。
可选的，根据所述调姿动力学模型，预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案，包括：
根据控制需求，建立一个包含状态和控制量权值的性能指标函数;
根据所述性能指标函数，构建包含状态和控制量的哈密顿函数;
通过求解所述哈密顿函数，得到最终控制律表达式；
将所述最终控制律表达式代入所述调姿动力学模型，以预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案。
可选的，根据完整的最终姿态控制方案，进行离散化，以得到离散控制点，包括：
对完整的最终姿态控制方案采用分段连续的离散方法进行处理，将完整的最终姿态控制方案分段为多段方案；
对每段方案分别采用伪谱法进行离散化，得到各段的离散化方案；
根据相邻两段离散化方案之间需满足的连续性要求，对各段离散化方案进行处理，最终得到满足连续性要求的离散控制点。
需要说明的是，该装置是与上述方法相对应的装置，上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的实施例还提供一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行如上所述的方法。上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的实施例还提供一种计算机可读存储介质，存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如上所述的方法。上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，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)
1.一种运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括：
构建运载火箭的调姿动力学模型；
根据所述调姿动力学模型，预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案；
根据完整的最终姿态控制方案，进行离散化，以得到离散控制点；
根据所述离散控制点，采用预设的自适应网格细化方法进行处理，以得到最终的离散姿态控制点；
根据最终的离散姿态控制点，生成运载火箭的最终连续姿态控制轨迹；
根据最终连续姿态控制轨迹，对运载火箭进行闭环姿态控制。
2.根据权利要求1所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，构建运载火箭的调姿动力学模型，包括：
建立刚体运载火箭的运动学方程和四元数模；
根据运动学方程和四元数模，构建一个拉格朗日函数；
通过求解拉格朗日函数，消去拉格朗日乘子，得到四元数约束投影表达式；
将四元数约束投影表达式代入运动学方程，得到具有四元数单位长度约束的新运动学方程；
根据所述新运动学方程，构建运载火箭的调姿动力学模型。
3.根据权利要求2所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述运动学方程为：
；
其中，，/>为关节角速度，/>为关节角度误差函数，/>为驱动角速度，/>为基础比例增益；/>为误差依赖性比例增益；/>为角度误差，k为比例增益，/>为比例增益中系数，/>为关节的实际角度；
；
为转动惯量矩阵，/>为坐标转换矩阵，/>为关节的期望角速度，/>为作用于运载火箭的控制力矩，/>为外界干扰力矩，/>表示关节的驱动角加速度向量，/>表示旋转变换矩阵R相对于时间的导数，反映了R矩阵随着关节运动的变化率，/>为基础微分增益，/>为误差变化率依赖性微分增益；/>为误差的变化率，表示角速度误差的时间导数；/>为积分增益。
4.根据权利要求3所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述四元数模为：
；
其中，为四元数的实部，/>为四元数的虚部，为一个3维向量，/>表示四元数的向量形式，/>表示/>的转置，将列向量转置为行向量，/>表示转置运算。
5.根据权利要求4所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述新运动学方程为：
；
；
；
；
其中，、/>、/>分别为x轴、y轴、z轴三个方向的误差姿态角速度；
；
为四元数的第一个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的第二个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的第三个虚部分量，为时变函数；/>为四元数的实部的导数；为四元数模的平方；/>表示四元数的第一个虚部分量/>的导数，/>表示四元数的第二个虚部分量/>的导数，/>表示四元数的第三个虚部分量/>的导数，/>表示时间。
6.根据权利要求5所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，根据所述调姿动力学模型，预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案，包括：
根据控制需求，建立一个包含状态和控制量权值的性能指标函数;
根据所述性能指标函数，构建包含状态和控制量的哈密顿函数;
通过求解所述哈密顿函数，得到最终控制律表达式；
将所述最终控制律表达式代入所述调姿动力学模型，以预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案。
7.根据权利要求6所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，根据完整的最终姿态控制方案，进行离散化，以得到离散控制点，包括：
对完整的最终姿态控制方案采用分段连续的离散方法进行处理，将完整的最终姿态控制方案分段为多段方案；
对每段方案分别采用伪谱法进行离散化，得到各段的离散化方案；
根据相邻两段离散化方案之间需满足的连续性要求，对各段离散化方案进行处理，最终得到满足连续性要求的离散控制点。
8.一种运载火箭姿态控制装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于构建运载火箭的调姿动力学模型；根据所述调姿动力学模型，预测运载火箭从初始姿态转移到终端姿态的完整的最终姿态控制方案；根据完整的最终姿态控制方案，进行离散化，以得到离散控制点；
处理模块，用于根据所述离散控制点，采用预设的自适应网格细化方法进行处理，以得到最终的离散姿态控制点；根据最终的离散姿态控制点，生成运载火箭的最终连续姿态控制轨迹；根据最终连续姿态控制轨迹，对运载火箭进行闭环姿态控制。
9.一种计算设备，其特征在于，包括：
一个或多个处理器；
存储装置，用于存储一个或多个程序，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现如权利要求1至7中任一项所述的方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质中存储有程序，该程序被处理器执行时实现如权利要求1至7中任一项所述的方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311132508.2A CN116859981B (zh) | 2023-09-05 | 2023-09-05 | 一种运载火箭姿态控制方法、装置及计算设备 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311132508.2A CN116859981B (zh) | 2023-09-05 | 2023-09-05 | 一种运载火箭姿态控制方法、装置及计算设备 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116859981A true CN116859981A (zh) | 2023-10-10 |
| CN116859981B CN116859981B (zh) | 2023-12-15 |
Family
ID=88225396
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202311132508.2A Active CN116859981B (zh) | 2023-09-05 | 2023-09-05 | 一种运载火箭姿态控制方法、装置及计算设备 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116859981B (zh) |
Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5435503A (en) * | 1993-08-27 | 1995-07-25 | Loral Vought Systems Corp. | Real time missile guidance system |
| CN104931048A (zh) * | 2015-06-02 | 2015-09-23 | 南京理工大学 | 一种基于mimu的肩扛制导火箭弹的导航方法 |
| US9849785B1 (en) * | 2012-12-10 | 2017-12-26 | The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy | Method and apparatus for state space trajectory control of uncertain dynamical systems |
| CN111306998A (zh) * | 2020-03-24 | 2020-06-19 | 北京理工大学 | 一种参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法 |
| CN114721261A (zh) * | 2022-03-14 | 2022-07-08 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法 |
| CN115793447A (zh) * | 2022-11-18 | 2023-03-14 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种气动大不确定情况下的运载火箭分离体姿态控制方法 |
| CN116045744A (zh) * | 2023-01-09 | 2023-05-02 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置 |
| CN116185058A (zh) * | 2023-04-21 | 2023-05-30 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种运载火箭姿态控制方法、装置及飞控计算机 |
| CN116466576A (zh) * | 2023-03-22 | 2023-07-21 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种运载火箭末级在线规划动力学约束的伪谱凸化方法 |
-
2023
- 2023-09-05 CN CN202311132508.2A patent/CN116859981B/zh active Active
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5435503A (en) * | 1993-08-27 | 1995-07-25 | Loral Vought Systems Corp. | Real time missile guidance system |
| US9849785B1 (en) * | 2012-12-10 | 2017-12-26 | The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy | Method and apparatus for state space trajectory control of uncertain dynamical systems |
| CN104931048A (zh) * | 2015-06-02 | 2015-09-23 | 南京理工大学 | 一种基于mimu的肩扛制导火箭弹的导航方法 |
| CN111306998A (zh) * | 2020-03-24 | 2020-06-19 | 北京理工大学 | 一种参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法 |
| CN114721261A (zh) * | 2022-03-14 | 2022-07-08 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种火箭子级姿态翻转着陆在线制导方法 |
| CN115793447A (zh) * | 2022-11-18 | 2023-03-14 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种气动大不确定情况下的运载火箭分离体姿态控制方法 |
| CN116045744A (zh) * | 2023-01-09 | 2023-05-02 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置 |
| CN116466576A (zh) * | 2023-03-22 | 2023-07-21 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种运载火箭末级在线规划动力学约束的伪谱凸化方法 |
| CN116185058A (zh) * | 2023-04-21 | 2023-05-30 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种运载火箭姿态控制方法、装置及飞控计算机 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 李伶;倪少波;: "四元数反馈控制技术研究", 航天控制, no. 03 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116859981B (zh) | 2023-12-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106773713B (zh) | 针对欠驱动海洋航行器的高精度非线性路径跟踪控制方法 | |
| Zhang et al. | Fault-tolerant adaptive finite-time attitude synchronization and tracking control for multi-spacecraft formation | |
| Ulrich et al. | Modeling and direct adaptive control of a flexible-joint manipulator | |
| Dierks et al. | Output feedback control of a quadrotor UAV using neural networks | |
| Wu et al. | Robust fault diagnosis of a satellite system using a learning strategy and second order sliding mode observer | |
| Gao et al. | Adaptive neural network visual servo control for dynamic positioning of underwater vehicles | |
| Zhu et al. | Finite‐time rotation‐matrix‐based tracking control for autonomous underwater vehicle with input saturation and actuator faults | |
| CN113670314B (zh) | 基于pi自适应两级卡尔曼滤波的无人机姿态估计方法 | |
| CN108170127A (zh) | 一种无人机飞行控制系统的故障检测方法 | |
| CN111880410A (zh) | 一种针对电机故障的四旋翼无人机容错控制方法 | |
| CN107247459A (zh) | 抗干扰飞行控制方法及装置 | |
| Lendek et al. | Application of Takagi-Sugeno observers for state estimation in a quadrotor | |
| Ren | Observer design for actuator failure of a quadrotor | |
| Mollov et al. | μ-synthesis and hardware-in-the-loop simulation of miniature helicopter control system | |
| CN115826594B (zh) | 不依赖动态模型参数的无人潜航器切换拓扑编队控制方法 | |
| Ataei et al. | Boundary control design for vibration suppression and attitude control of flexible satellites with multi-section appendages | |
| Lee et al. | Design, implementation, and flight tests of a feedback linearization controller for multirotor UAVs | |
| CN108958294A (zh) | 无人水下潜航器编队控制方法及装置 | |
| CN112068444A (zh) | 一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法 | |
| Waitman et al. | Flight evaluation of simultaneous actuator/sensor fault reconstruction on a quadrotor minidrone | |
| CN108829109B (zh) | 基于分布式模型预测控制的中性浮力机器人姿态与轨迹控制方法 | |
| Mirzaei et al. | MEMS gyroscope fault detection and elimination for an underwater robot using the combination of smooth switching and dynamic redundancy method | |
| Hassani et al. | Robust Finite‐Time Tracking Control Based on Disturbance Observer for an Uncertain Quadrotor under External Disturbances | |
| Scaglia et al. | Tracking control design in nonlinear multivariable systems: robotic applications | |
| Zhang et al. | Finite-time attitude optimization maneuver control for coupled spacecraft under attitude measurement errors and actuator faults |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |