CN117555227A - 一种运载火箭的控制方法、计算设备及存储介质 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种运载火箭的控制方法、计算设备及存储介质，属于控制技术领域，对进入飞行状态下的火箭进行干扰角度估算，并将估算得出的干扰角作为新的状态变量导入含有扩张状态观测器的控制系统，判断火箭在当前飞行状态的控制能力需求，进而判断当前级发动机分离和对后一级发动机点火时机。本发明能够对运载火箭的飞行状态进行准确判断，有效确定当前级发动机分离和后一级发动机点火的时机，保证火箭的飞行精度和最终的入轨精度。
Description
技术领域
本发明涉及控制技术领域，特别涉及一种运载火箭的控制方法、计算设备及存储介质。
背景技术
在运载火箭飞行过程中，其姿态控制系统控制火箭飞行绕质心的俯仰、偏航和滚动运动，保证火箭按规定的姿态飞行，通过姿态控制系统对于火箭的控制对于运载火箭能否准确安全的入轨具有极其重要的作用。
运载火箭飞行时，随着当前级发动机燃料的消耗，若当前级发动机在即将耗尽或推力下降时，可能会存在控制能力不足，姿态控制稳定偏弱或者不足的现象。但如果当前级发动机提早分离，下一级发动机过早点火介入，会造成当前级发动机推力的浪费，若太晚介入，会造成火箭姿态控制不稳定。此时，需要姿态控制系统对当前级发动机判断是否耗尽或者无法再提供稳定的控制力，是否将当前级发动机分离，是否将后一级发动机点火。
发明人在日常实践中，发现现有的技术方案具有如下问题：
目前常用方法是通过遥测运载火箭的轴向视加速度或通过判断火箭当前发动机的燃烧时间和额定燃烧时间的对比，来判断当前级发动机是否即将耗尽，以及当前发动机推力是否满足姿态控制需求。但是这种判断方法，对可能出现的突变干扰对当前级发动机的控制力判断会存在一定的盲区。
有鉴于此，实有必要提供一种新的技术方案以解决上述问题。
发明内容
为解决上述技术问题，本申请提供一种运载火箭的控制方法、计算设备及存储介质，能够对运载火箭的飞行状态进行准确判断，有效确定当前级发动机分离和后一级发动机点火的时机，进而实现运载火箭进准入轨。
一种运载火箭的控制方法，包括：
将火箭点火升空，使火箭进入飞行状态；
估算火箭在当前飞行状态下所有不确定扰动因素导致的干扰角度；
将估算得出的干扰角作为新的状态变量导入含有扩张状态观测器的控制系统；
利用控制系统计算出火箭在当前飞行状态的控制能力需求；
根据火箭在当前飞行状态下的控制能力需求，判断是否需要对当前级发动机分离，并对后一级发动机点火。
优选的，所述估算火箭在当前飞行状态下所有不确定扰动因素导致的干扰角度，包括：
计算气动干扰造成的风干扰力矩；
计算结构干扰造成的结构干扰力矩；
将结构干扰力矩均方和，与风干扰力矩叠加，得出最大的干扰力矩；
根据最大的干扰力矩计算得出干扰角度。
优选的，所述气动干扰造成的风干扰力矩为：
；
式中，为风干扰力矩，/>为风干扰力，/>为火箭质心距离理论顶点的距离，为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离；
其中，；
式中，为附加风攻角，/>为风速，/>为法向力系数,/>为箭体横截特征面积，/>为动压。
优选的，所述附加风攻角为：
；
式中：为附加风攻角，/>为弹道倾角，/>为风速，/>为火箭速度矢量。
优选的，所述结构干扰力矩包括：发动机轴线偏斜干扰力矩、质心偏离轴线产生的干扰力矩、推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩和发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩；
其中，发动机轴线偏斜干扰力矩为：
；
式中，为发动机轴线偏斜干扰力矩，/>为发动机轴线偏斜干扰力，/>为干扰力相对于火箭轴线的力臂；
其中，；
式中，为升力系数，/>为动压，/>为箭体横截特征面积，/>为相对于原轴线偏离角度；
质心偏离轴线产生的干扰力矩为：；
式中，为质心偏离轴线产生的干扰力矩，/>为发动机推力，/>为推力偏离理论轴线的距离；
推力线横移产生的干扰力矩为：
；
式中，为推力线横移产生的干扰力矩，/>为发动机推力，/>为推力偏斜角度，为火箭质心距离理论顶点的距离，/>为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离；
推力线偏斜产生的干扰力矩为：
；
式中，为推力线偏斜产生的干扰力矩，/>为发动机推力，/>为推力线横移距离；
发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩为：
；
；
式中，为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩，/>为推力相对于额定值的百分比偏差,/>为发动机轴线相对于火箭轴线的安装角,/>为质心到理论顶点的距离
优选的，所述将结构干扰力矩均方和，与风干扰力矩叠加，得出最大的干扰力矩为：
；
式中，为最大的干扰力矩，/>风干扰力矩，/>为发动机轴线偏斜干扰力矩，为质心偏离轴线产生的干扰力矩,/>为推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩，/>为推力线横移产生的干扰力矩，/>为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩。
优选的，根据最大的干扰力矩计算得出干扰角度为：
；
式中，为干扰角度，/>为最大的干扰力矩，/>为当前火箭绕箭体系坐标Z轴的转动惯量。
优选的，利用控制系统计算出火箭在当前飞行状态的控制能力需求中,控制能力需求的判别参数包括姿态角估计量、姿态角速度估计量和总干扰角加速度估计量；
其中，姿态角估计量为：
=/>；
姿态角速度估计量为：
=/>；
总干扰角加速度估计量为：
；
其中，
；
式中， 为姿态角估计量,/>为态角速度估计量，/>为姿总干扰角加速度估计量，、/>、/>分别为第一观测器反馈增益、第二观测器反馈增益和第三观测器反馈增益，/>为控制系统参数，/>为姿态角估计量与正常飞行状态下理论姿态角的误差，/>为正常飞行状态下的理论姿态角。
根据本申请的另一方面，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，执行所述的控制方法。
根据本申请的另一方面，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，使得计算机执行所述的控制方法。
与现有技术相比，本申请至少具有以下有益效果：
1、本发明能够对运载火箭的飞行状态进行准确判断，有效确定当前级发动机分离和后一级发动机点火的时机，保证火箭的飞行精度和最终的入轨精度。
2、本发明姿态控制系统依靠扩张状态观测器进行控制计算，可以扩大对不确定干扰的判断，同时增强姿态控制系统的稳定性。
附图说明
后文将参照附图以示例性而非限制性的方式详细描述本发明的一些具体实施例。附图中相同的附图标记标示了相同或类似的部件或部分。本领域技术人员应该理解，这些附图未必是按比例绘制的。附图中：
图1为本发明的整体流程示意图。
具体实施方式
为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
如图1所示，一种运载火箭的控制方法，包括以下步骤：
步骤S1、将火箭点火升空，使火箭进入飞行状态。
步骤S2、估算火箭在当前飞行状态下所有不确定扰动因素导致的干扰角度。
所述估算火箭在当前飞行状态下所有不确定扰动因素导致的干扰角度，包括以下步骤：
步骤S21、计算气动干扰造成的风干扰力矩。
所述气动干扰造成的风干扰力矩为：
；
式中，为风干扰力矩，/>为风干扰力，/>为火箭质心距离理论顶点的距离，为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离；
其中，；
式中，为附加风攻角，/>为风速，/>为法向力系数,/>为箭体横截特征面积，/>为动压。
优选的，所述附加风攻角为：
；
式中：为附加风攻角，/>为弹道倾角，/>为风速，/>为火箭速度矢量。
步骤S22、计算结构干扰造成的结构干扰力矩。
优选的，所述结构干扰力矩包括：发动机轴线偏斜干扰力矩、质心偏离轴线产生的干扰力矩、推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩和发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩；
其中，发动机轴线偏斜干扰力矩为：
；
式中，为发动机轴线偏斜干扰力矩，/>为发动机轴线偏斜干扰力，/>为干扰力相对于火箭轴线的力臂；
其中，
；
式中，为发动机轴线偏斜干扰力矩，/>为发动机轴线偏斜干扰力，/>为干扰力相对于火箭轴线的力臂，/>为升力系数，/>为动压，/>为箭体横截特征面积，/>为相对于原轴线偏离角度；
质心偏离轴线产生的干扰力矩为：
；
式中，为质心偏离轴线产生的干扰力矩，/>为发动机推力，/>为推力偏离理论轴线的距离；
推力线横移产生的干扰力矩为：
；
式中，为推力线横移产生的干扰力矩，/>为发动机推力，/>为推力偏斜角度，为火箭质心距离理论顶点的距离，/>为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离；
推力线偏斜产生的干扰力矩为：
；
式中，为推力线偏斜产生的干扰力矩，/>为发动机推力，/>为推力线横移距离；
发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩为：
；
；
式中，为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩，/>为推力相对于额定值的百分比偏差,/>为发动机轴线相对于火箭轴线的安装角,/>为质心到理论顶点的距离。此外，/>为四台发动机的取值常数，需根据发动机具体数量情况进行取值调整。
步骤S23、将结构干扰力矩均方和，与风干扰力矩叠加，得出最大的干扰力矩。
具体为：
；
式中，为最大的干扰力矩，/>风干扰力矩，/>为发动机轴线偏斜干扰力矩，为质心偏离轴线产生的干扰力矩,/>为推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩，/>为推力线横移产生的干扰力矩，/>为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩。
步骤S24、根据最大的干扰力矩计算得出干扰角度。
具体为：
；
式中，为干扰角度，/>为最大的干扰力矩，/>为当前火箭绕箭体系坐标Z轴的转动惯量。
步骤S2、将估算得出的干扰角作为新的状态变量导入含有扩张状态观测器的控制系统。
此处的扩张状态观测器采用现有成熟的扩张状态观测器即可，无需对此进行改进，在此不再赘述。
步骤S3、利用控制系统计算出火箭在当前飞行状态的控制能力需求。
其中,控制能力需求的判别参数包括姿态角估计量、姿态角速度估计量和总干扰角加速度估计量。
其中，姿态角估计量为：
=/>；
姿态角速度估计量为：
=/>；
总干扰角加速度估计量为：
；
其中，
；
式中， 为姿态角估计量,/>为态角速度估计量，/>为姿总干扰角加速度估计量，、/>、/>分别为第一观测器反馈增益、第二观测器反馈增益和第三观测器反馈增益，/>为控制系统参数，/>为姿态角估计量与正常飞行状态下理论姿态角的误差，/>为正常飞行状态下的理论姿态角。
步骤S4、根据火箭在当前飞行状态下的控制能力需求，判断是否需要对当前级发动机分离，并对后一级发动机点火。
其中，在得出的姿态角估计量、姿态角速度估计量、总干扰角加速度估计量后，分别将姿态角估计量、姿态角速度估计量、总干扰角加速度估计量与火箭正常飞行状态下的理论姿态角、理论姿态角速度、理论总干扰角加速度进行比对，判断当前级发动机推力是否可以提供足够的控制能力，进而判断当前级发动机将燃尽或已燃尽，确定是否对即将燃尽或已燃尽的当前级发动机进行分离，并对下一级发动机进行点火。此外，在实际工况下，通常不能选择在正好的时间点，需考虑后一级发动机从点火到可提供足够控制力的时间间隔，进而确定将燃尽或已燃尽的当前级发动机的分离时间。
根据本申请的另一方面，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，执行所述的控制方法。
根据本申请的另一方面，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，使得计算机执行所述的控制方法。
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、工作、器件、组件和/或它们的组合。
需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种运载火箭的控制方法，其特征在于，包括：
将火箭点火升空，使火箭进入飞行状态；
估算火箭在当前飞行状态下所有不确定扰动因素导致的干扰角度；
将估算得出的干扰角作为新的状态变量导入含有扩张状态观测器的控制系统；
利用控制系统计算出火箭在当前飞行状态的控制能力需求；
根据火箭在当前飞行状态下的控制能力需求，判断是否需要对当前级发动机分离，并对后一级发动机点火。
2.如权利要求1所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，所述估算火箭在当前飞行状态下所有不确定扰动因素导致的干扰角度，包括：
计算气动干扰造成的风干扰力矩；
计算结构干扰造成的结构干扰力矩；
将结构干扰力矩均方和，与风干扰力矩叠加，得出最大的干扰力矩；
根据最大的干扰力矩计算得出干扰角度。
3.如权利要求2所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，所述气动干扰造成的风干扰力矩为：
；
式中，为风干扰力矩，/>为风干扰力，/>为火箭质心距离理论顶点的距离，/>为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离；
其中，；
式中，为附加风攻角，/>为风速，/>为法向力系数,/>为箭体横截特征面积，/>为动压。
4.如权利要求3所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，所述附加风攻角为：
；
式中：为附加风攻角，/>为弹道倾角，/>为风速，/>为火箭速度矢量。
5.如权利要求4所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，所述结构干扰力矩包括：发动机轴线偏斜干扰力矩、质心偏离轴线产生的干扰力矩、推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩和发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩；
其中，发动机轴线偏斜干扰力矩为：
；
式中，为发动机轴线偏斜干扰力矩，/>为发动机轴线偏斜干扰力，/>为干扰力相对于火箭轴线的力臂；
其中，；
式中，为升力系数，/>为动压，/>为箭体横截特征面积，/>为相对于原轴线偏离角度；
质心偏离轴线产生的干扰力矩为：；
式中，为质心偏离轴线产生的干扰力矩，/>为发动机推力，/>为推力偏离理论轴线的距离；
推力线横移产生的干扰力矩为：
；
式中，为推力线横移产生的干扰力矩，/>为发动机推力，/>为推力偏斜角度，/>为火箭质心距离理论顶点的距离，/>为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离；
推力线偏斜产生的干扰力矩为：
；
式中，为推力线偏斜产生的干扰力矩，/>为发动机推力，/>为推力线横移距离；
发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩为：
；
；
式中，为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩，/>为推力相对于额定值的百分比偏差,/>为发动机轴线相对于火箭轴线的安装角,/>为质心到理论顶点的距离。
6.如权利要求5所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，所述将结构干扰力矩均方和，与风干扰力矩叠加，得出最大的干扰力矩为：
；
式中，为最大的干扰力矩，/>风干扰力矩，/>为发动机轴线偏斜干扰力矩，/>为质心偏离轴线产生的干扰力矩,/>为推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩，/>为推力线横移产生的干扰力矩，/>为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩。
7.如权利要求6所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，根据最大的干扰力矩计算得出干扰角度为：
；
式中，为干扰角度，/>为最大的干扰力矩，/>为当前火箭绕箭体系坐标Z轴的转动惯量。
8.如权利要求1所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，利用控制系统计算出火箭在当前飞行状态的控制能力需求中,控制能力需求的判别参数包括姿态角估计量、姿态角速度估计量和总干扰角加速度估计量；
其中，姿态角估计量为：
=/>；
姿态角速度估计量为：
=/>；
总干扰角加速度估计量为：
；
其中，
；
式中， 为姿态角估计量,/>为姿态角速度估计量，/>为总干扰角加速度估计量，/>、/>、分别为第一观测器反馈增益、第二观测器反馈增益和第三观测器反馈增益，/>为控制系统参数，/>为姿态角估计量与正常飞行状态下理论姿态角的误差，/>为正常飞行状态下的理论姿态角。
9.一种计算设备，其特征在于，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，执行如权利要求1至8任一项所述的控制方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如权利要求1至8任一项所述的控制方法。
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Non-Patent Citations (2)
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