[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

说明书

本发明公开了一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法，包含：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，使得线性段控制系统对箭体模型的伺服系统进行控制时，非线性段控制系统也在对箭体模型的姿控喷管进行控制；对箭体模型进行仿真计算，仿真计算包括：将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结算得到第二姿态角误差；将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。本发明实现了对处于联合控制段的运载火箭进行半实物仿真试验的目的。

技术领域

本发明涉及半实物仿真技术领域，特别涉及一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法。

背景技术

运载火箭一般为三级火箭，根据运载火箭飞行过程中特性的变化，可以将运载火箭的飞行过程分为以下几种飞行段：一级、二级和、三级主动段以及滑行段；为适应不同飞行段的要求，需要对应采用不同的姿态控制系统对运载火箭进行姿态控制。

具体的，可以根据运载火箭飞行过程中特性的变化和执行机构的不同，将运载火箭的姿态控制系统分为一级、二级和三级主动段(线性段)、滑行段(非线性段)的姿态控制系统。其中一级、二级和三级主动段的姿态控制系统采用摆动发动机的控制方法有效地对应的消除所述运载火箭在各个飞行段中产生的干扰影响，迅速和正确地实现控制运载火箭的姿态。对于非线性段的姿态控制系统，采用姿态控制喷管控制姿态的方法(典型的非线性开关控制的方法)消除所述运载火箭在所述滑行段飞行段产生的非线性干扰。

如图1所示，摆动发动机的控制方法包括如下过程：通过线性段姿态控制系统中的姿态角或姿态角速度测量装置实时测量运载火箭的姿态运动状态，得到姿态角和姿态角速度信号，将测得的姿态角和姿态角速度信号在线性段姿态控制系统中的信号合成与综合装置中进行信号合成，并经过在线性段姿态控制系统中校正网络或者是姿态控制器进行综合，产生姿态控制信号，将上述姿态控制信号直接传送至线性段姿态控制系统中的控制装置(伺服系统)，带动伺服系统的发动机摆动，产生控制力矩，对运载火箭进行姿态控制。

如图2所示，运载火箭的非线性控制一般采用非线性开关控制的方法，控制所述运载火箭的喷管以“正开—关—负开”的形式进行工作。以俯仰通道为例，其姿控喷管控制段(非线性控制段)姿态动力学方程为：

式中：I为开关控制符号，为俯仰姿态角偏差，为俯仰姿态角速率，α₀为姿态角通道静态放大系数，α₁为姿态角速率通道动态放大系数。

公式1描述了姿控喷管控制期间箭体姿态动力学特性，星箭分离段、排放段及滑行段，在有轴向过载期间考虑推进剂晃动，无轴向过载期间仅考虑刚体运动。综上，当运载火箭处于非线性的飞行段时，可以应用姿控喷管对运载火箭姿态进行控制。

研究发现，在运载火箭在执行完三级主动段的飞行过程后，运载火箭的三级发动机关机，在其关机结束后的5s时间段内，即运载火箭的姿态运动是由线性段姿态控制系统控制机构伺服系统与非线性段姿态控制系统控制姿控喷管进行联合姿态控制的，这个控制阶段称之为联合控制段。

如图3所示，其给出了联合控制段时序图，图中，tk31表示三级发动机关机时间，T-0-Ⅲ表示三级主动段控制系统结束控制时间，T-ZK-T1表示三级滑行段控制通路接通时间。

在三级主动段飞行段结束后，三级发动机关机，在其关机5s后三级主动段控制系统结束控制，即伺服机构归零。三级发动机关机，在其关机1s后，三级滑行段控制通路接通，因此在T-ZK-T1到T-0-Ⅲ这4s时间内，运载火箭是由线性段控制系统控制机构伺服系统与非线性段控制系统控制机构姿控喷管两者联合进行姿态控制的，而对于运载火箭联合控制段的飞行段采用现有的分段式的半实物仿真试验方法无法实现对联合控制段的控制效果及引起的姿态扰动进行仿真试验或进行考核。

发明内容