[发明专利]一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法

权利要求书

1.一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法，其特征在于，包含以下过程：将线性段控制系统和非线性段控制系统进行时间同步处理，使得所述线性段控制系统对箭体模型的伺服系统进行控制时，所述非线性段控制系统也在对箭体模型的姿控喷管进行控制；

对所述箭体模型进行仿真计算，所述仿真计算包括：

将所述姿控喷管产生的干扰力矩叠加到线性控制模型中并对其进行解算得到第一姿态角误差，将伺服系统产生的干扰力矩叠加到非线性控制模型中并对其进行解算得到第二姿态角误差；

将所述第一和第二姿态角误差根据所述伺服系统和姿控喷管分别产生的控制力矩的比例系数进行组合叠加，以得到当前时刻的姿态角误差；

所述线性控制模型为第一线性控制动力学方程：

式中，ω_X1、ω_y1、ω_z1为线性动力学方程解算出的箭体模型姿态角速度，ψ₁、γ₁分别为线性动力学方程解算出的俯仰、偏航、滚动方向的姿态角偏差，δ_ψ、δ_γ分别为控制俯仰、偏航、滚动方向的伺服系统中的发动机摆角，J_c为箭体模型转动惯量，d₃₀、b₃、b₃₀为控制力矩系数，M′_rX、M′_rY、M′_rZ分别为俯仰、偏航、滚动三个方向的干扰力矩；

所述姿控喷管产生的干扰力矩为：

式中，M₁、M₂、M₃分别为姿控喷管在俯仰、偏航、滚动三个方向产生的干扰力矩；K_ψ、K_γ分别为控制俯仰、偏航、滚动方向的姿控喷管开关信号，b_3ψ、d_3γ分别为俯仰、偏航、滚动方向的控制力矩系数；

叠加姿控喷管产生的干扰力矩后得到的第二线性控制动力学方程为：

利用所述第二线性控制动力学方程进行计算，得到所述第一姿态角误差；

所述非线性控制模型为第一非线性控制动力学方程：

式中，ω_X2、ω_y2、ω_z2为非线性动力学方程解算出的箭体模型姿态角速度，ψ₂、γ₂分别为非线性动力学方程解算出的俯仰、偏航、滚动方向的姿态角偏差，K_ψ、K_γ分别为控制俯仰、偏航、滚动方向的姿控喷管开关信号，由姿控发动机的工作情况确定，即正姿控喷管工作时取+1、负姿控喷管工作时取-1、姿控喷管不工作时取0，M′_rX1、M′_rY1、M′_rZ1分别为俯仰、偏航、滚动三个方向的干扰力矩，b_3ψ、d_3γ分别为俯仰、偏航、滚动方向的控制力矩系数；

伺服系统产生的干扰力矩为：

叠加伺服系统产生的干扰力矩得到第二非线性控制动力学方程：

利用所述第二非线性控制动力学方程进行计算得到所述第二姿态角误差。

2.如权利要求1所述的对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法，其特征在于，对所述第一和第二姿态角误差进行线性叠加的步骤进一步包括：

在同一仿真时刻，发动机摆角产生的俯仰方向控制力矩大小为姿控喷管产生的俯仰方向控制力矩大小为两种控制方式控制力矩的比例系数为则两个动力学方程产生的俯仰姿态角偏差叠加值为即进入测量方程的箭体模型的俯仰姿态角偏差值；

在同一仿真时刻，发动机摆角产生的偏航方向控制力矩大小为姿控喷管产生的偏航方向控制力矩大小为K_ψb_3ψ，两种控制方式控制力矩的比例系数为则两个动力学方程产生的偏航姿态角偏差叠加值为ψ即进入测量方程的箭体模型的偏航姿态角偏差值；

在同一仿真时刻，发动机摆角产生的滚动方向控制力矩大小为姿控喷管产生的滚动方向控制力矩大小为d_3γK_γ，两种控制方式控制力矩的比例系数为则两个动力学方程产生的滚动姿态角偏差叠加值为γ即进入测量方程的箭体模型的滚动姿态角偏差值。