一种运载火箭助推段制导与控制方法及装置制造方法及图纸

一种运载火箭助推段制导与控制方法及装置，包括以下步骤及相应模块：(1)获取助推飞行段的期望轨迹，设置相关参数；(2)若当前时刻是否到达助推段最大飞行时间，则控制过程结束；否则进入步骤(3)；(3)获取当前时刻运载火箭气动参数、箭体参数、振动参数；(4)计算当前时刻运载火箭受到的气动升力、侧向力、阻力、弹性振动干扰观测矢量、发动机控制推力、指令姿态角、指令角速度矢量、控制力矩矢量；(5)计算下一时刻的伪速度矢量观测值、干扰角加速度观测值、弹性振动干扰观测过程变量、角速度观测矢量；(6)输出当前时刻发动机控制推力和控制力矩矢量，用于实施控制，然后返回步骤(2)。然后返回步骤(2)。然后返回步骤(2)。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭助推段制导与控制方法及装置


[0001]本专利技术涉及一种运载火箭助推段制导与控制方法及装置，属于飞行器动力学与控制


技术介绍

[0002]运载火箭飞行过程主要包含助推段和入轨段，相比而言，助推段主要发生在大气层内，气动作用明显，对运载火箭的位置和姿态运动的影响不容忽视。因此，助推飞行段的控制目的在于消减气动作用及其它干扰带来的影响，使运载火箭的飞行轨迹跟踪预设弹道，为入轨段提供良好的初始条件。整个飞行过程中通过主发动机和伺服机构采用推力矢量控制方式实现制导与控制。
[0003]传统运载火箭助推段控制设计模式中，制导回路与姿控回路通常根据各自预设性能指标分开设计，再通过六自由度仿真推演、反复迭代以满足助推飞行终端约束和飞行过程中的各类约束(如伺服机构约束、过载约束等)；进一步，制导回路通常采用摄动制导，而姿控回路通常采用预设程序角跟踪的控制方法。这种“分而治之”的控制方式未能实现制导控制回路与性能指标的有效匹配，不利于设计余量的释放，限制了总体控制性能的提升；而且，所采用的控制方法对于助推飞行过程中的风干扰、结构干扰及其它干扰的处理简单粗放，过于保守，并未能实施精准抑制，本质上也限制了控制精度的提升。

技术实现思路

[0004]本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提升了助推段预设弹道的跟踪精度与控制性能。
[0005]本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：
[0006]一种运载火箭助推段制导与控制方法，包括：
[0007](1)获取助推飞行段的期望轨迹，设置控制参数、干扰加速度观测器参数、弹性振动干扰观测器参数、干扰角加速度观测器参数；
[0008](2)判断当前时刻是否到达助推段最大飞行时间，若满足，则控制过程结束；否则，进入步骤(3)；
[0009](3)获取当前时刻运载火箭气动参数、箭体参数、振动参数；
[0010](4)计算当前时刻运载火箭受到的气动升力、侧向力、阻力、弹性振动干扰观测矢量、发动机控制推力、指令姿态角、指令角速度矢量、控制力矩矢量；
[0011](5)计算下一时刻的伪速度矢量观测值、干扰角加速度观测值、弹性振动干扰观测过程变量、角速度观测矢量；
[0012](6)输出当前时刻发动机控制推力和控制力矩矢量，用于实施控制，然后返回步骤(2)。
[0013]优选的，根据当前时刻气动参数、箭体参数，计算当前时刻运载火箭受到的气动升力、侧向力、阻力。
[0014]优选的，根据弹性振动干扰观测器参数、箭体参数，计算当前时刻弹性振动干扰观测矢量。
[0015]优选的，根据当前时刻运载火箭受到的阻力、箭体参数、气动参数，以及助推飞行段的期望轨迹、控制参数、干扰加速度观测器参数、运载火箭地心距，计算当前时刻发动机控制推力和指令姿态角。
[0016]优选的，根据当前时刻箭体参数、发动机控制推力、气动参数、气动升力、侧向力、控制周期，以及控制参数，计算当前时刻指令角速度矢量。
[0017]优选的，根据当前时刻箭体参数、指令角速度矢量变化率、气动力矩矢量、姿态运动矩阵、指令姿态角、干扰角加速度观测值，以及控制参数，计算当前时刻控制力矩矢量。
[0018]优选的，根据当前时刻箭体参数、阻力、发动机控制推力、运载火箭地心距、气动升力，以及控制周期、干扰加速度观测器参数，计算下一时刻伪速度矢量观测值和干扰角加速度观测值。
[0019]优选的，根据当前时刻弹性振动干扰观测矢量、箭体参数、气动力矩矢量、控制力矩矢量、指令角速度矢量、振动参数、干扰角加速度观测值、弹性振动干扰角加速度矢量，以及控制周期、干扰角加速度观测器参数、弹性振动干扰观测器参数，计算下一时刻弹性振动干扰观测过程变量和角速度观测矢量。
[0020]一种运载火箭助推段制导与控制装置，包括：
[0021]初始化模块，用于获取助推飞行段的期望轨迹，并设置控制参数、干扰加速度观测器参数、弹性振动干扰观测器参数、干扰角加速度观测器参数；
[0022]判定模块，如果当前时刻到达助推段最大飞行时间，结束控制；否则，依次循环调用参数获取模块、计算模块、控制模块；
[0023]参数获取模块，用于获取当前时刻运载火箭气动参数、箭体参数、振动参数；
[0024]计算模块，用于计算当前时刻运载火箭受到的气动升力、侧向力、阻力、弹性振动干扰观测矢量、发动机控制推力、指令姿态角、指令角速度矢量、控制力矩矢量；计算下一时刻的伪速度矢量观测值、干扰角加速度观测值、弹性振动干扰观测过程变量、角速度观测矢量；
[0025]控制模块，用于输出当前时刻发动机控制推力和控制力矩矢量，用于实施控制。
[0026]一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序指令，所述计算机程序指令在由处理器加载并运行时，使所述处理器执行上述的方法。
[0027]本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果：
[0028](1)本专利技术方法综合考虑助推段气动作用影响，充分利用系统类级联特性，基于反步设计逻辑，实现制导与控制一体化控制指令设计，从本上提升了预设弹道跟踪精度与性能。
[0029](2)本专利技术方法基于扩张状态观测器的复合干扰观测技术，对运载火箭助推飞行过程中受到的风干扰、气动干扰及其它干扰的不同特点，进行有针对性的有效复合观测，为一体化设计框架下的精准补偿提供输入，有效降低了设计保守性。
[0030](3)本专利技术方法利用程序角在线求解算法，结合小角度假设及合理化简，实现多姿态表征特点下的非线性推力矢量方程的快速求解，构建了推力矢量与指令姿态之间的解析映射关系，确保制导与控制一体化设计方法的可解性。
附图说明
[0031]图1为本专利技术方法的步骤流程图。
具体实施方式
[0032]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术的实施方式作进一步详细描述。
[0033]本专利技术可应用于轴对称构型式运载器的助推飞行段的弹道鲁棒跟踪控制问题。下面结合附图对本专利技术作进一步详细说明：
[0034]1)运载火箭助推飞行段位置动力学模型
[0035][0036][0037]其中，r为运载火箭质心相对于地心的位置矢量，η为伪速度矢量，g(η)为位置运动矢量，a为控制加速度矢量，a
d
表示干扰加速度矢量，分别描述如下：
[0038][0039][0040][0041]式中，x,y,z分别为位置矢量r的三轴分量，V为运载火箭相对地面的速度大小，r为运载火箭地心距，满足σ,θ,γ
v
分别为运载火箭速度倾角、航迹偏航角和倾侧角，m为运载火箭质量，α,β分别为运载火箭的攻角和侧滑角，F
dx
,F
dy
,F
dz
为除气动力、控制力外箭体所受的其它干扰力F
d
的三轴分量，P为控制力，L,N,D分别表示箭体所受的气动升力、侧向力和阻力，分别描述如下...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭助推段制导与控制方法，其特征在于，包括：(1)获取助推飞行段的期望轨迹，设置控制参数、干扰加速度观测器参数、弹性振动干扰观测器参数、干扰角加速度观测器参数；(2)判断当前时刻是否到达助推段最大飞行时间，若满足，则控制过程结束；否则，进入步骤(3)；(3)获取当前时刻运载火箭气动参数、箭体参数、振动参数；(4)计算当前时刻运载火箭受到的气动升力、侧向力、阻力、弹性振动干扰观测矢量、发动机控制推力、指令姿态角、指令角速度矢量、控制力矩矢量；(5)计算下一时刻的伪速度矢量观测值、干扰角加速度观测值、弹性振动干扰观测过程变量、角速度观测矢量；(6)输出当前时刻发动机控制推力和控制力矩矢量，用于实施控制，然后返回步骤(2)。2.根据权利要求1所述的制导与控制方法，其特征在于，根据当前时刻气动参数、箭体参数，计算当前时刻运载火箭受到的气动升力、侧向力、阻力。3.根据权利要求1所述的制导与控制方法，其特征在于，根据弹性振动干扰观测器参数、箭体参数，计算当前时刻弹性振动干扰观测矢量。4.根据权利要求1所述的制导与控制方法，其特征在于，根据当前时刻运载火箭受到的阻力、箭体参数、气动参数，以及助推飞行段的期望轨迹、控制参数、干扰加速度观测器参数、运载火箭地心距，计算当前时刻发动机控制推力和指令姿态角。5.根据权利要求1所述的制导与控制方法，其特征在于，根据当前时刻箭体参数、发动机控制推力、气动参数、气动升力、侧向力、控制周期，以及控制参数，计算当前时刻指令角速度矢量。6.根据权利要求1所述的制导与控制方法，其特征在于，根据当前时刻箭体参数、指令角速度矢量变化率、气动力矩矢量、姿态运动矩阵、指令姿态角、干...

【专利技术属性】
技术研发人员：张烽，刁萌，张柳，胡冬生，汪小卫，吴胜宝，祁振强，王小锭，任宽，张雪梅，李一帆，矫慧，孟元军，刘煜东，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：