[发明专利]一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法

权利要求书

1.一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，所述运载器主动段分为两个阶段：初始上升段和动力爬升段；其中，速度V小于等于预设门限之前为初始上升段，当速度V大于预设门限后为动力爬升段；该方法特征在于包括：

(1)、制导策略：

初始上升段，采用开环控制方法，按照纵向仅跟踪标称的俯仰程序角原则，得到俯仰制导指令；横航向不进行制导机动，即：设置偏航制导指令和滚转制导指令均为0值；

动力爬升段，采用闭环控制方法，按照跟踪高度和高度变化率以实现对飞行高度控制的原则，得到俯仰制导指令，横航向不进行制导机动，即：设置偏航制导指令和滚转制导指令均为0值；

(2)、姿态控制策略：初始上升段和动力爬升段，运载器采用三通道姿态控制方法，得到俯仰控制指令、偏航控制指令、滚转控制指令，将俯仰控制指令、偏航控制指令、滚转控制指令分配到气动舵面，实施运载器姿态控制；

(3)、姿态稳定控制策略：初始上升段，根据运载器速度，对主发动机偏角分档，控制主发动机处于不同档位的主发动机偏角状态；动力爬升段，控制主发动机处于固定主发动机偏角状态，规避主发动机喷流对运载器俯仰通道控制能力和稳定性的不利影响。

2.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于初始上升段，俯仰制导指令计算公式如下：

其中，为标称的俯仰程序角。

3.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于动力爬升段，俯仰制导指令计算公式如下：

其中，为标称的俯仰程序角，H为偏差和干扰因素作用下实际飞行高度、为偏差和干扰因素作用下实际的飞行高度变化率，H_r为标称弹道的高度、为标称弹道的高度变化率，为纵向高度反馈制导调节参数，为纵向高度变化率反馈制导参数。

4.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于所述俯仰控制指令δ_ele为：

其中，t为飞行时间，δ_ele为俯仰控制指令，ω_z为俯仰角速度，和θ分别为俯仰制导指令和实际俯仰角，为俯仰通道角速度反馈增益、为俯仰通道姿态角反馈增益、为俯仰通道姿态角积分反馈增益。

5.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于所述偏航控制指令δ_rud为：

其中，δ_rud为偏航控制指令，β为侧滑角，ω_y为偏航角速度，为偏航通道侧滑角反馈增益、为偏航通道角速度反馈增益。

6.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于所述滚转控制指令δ_ail为：

其中，t为飞行时间，δ_ail为滚转控制指令，ω_x为滚转角速度，γ_c和γ分别为指令滚转角和实际滚转角，为滚转通道角速度反馈增益、为滚转通道姿态角反馈增益、为滚转通道姿态角积分反馈增益。

7.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于控制指令到气动舵面物理舵偏的分配公式为：

其中，VL为左V尾偏角、VR为右V尾偏角，FL、FR分别为左副翼的偏角、FR为右副翼的偏角，δ_ele为V尾等效升降舵偏、δ_rud为V尾等效方向舵偏、δ_ail为副翼等效滚转舵偏。

8.根据权利要求1所述的一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法，其特征在于所述主发动机偏角为：

其中，为主发动机偏角，V为飞行速度，a1、a2、a3为分别为不同档的主发动机偏角值，b1、b2、b3为分别不同的速度值；

不同速度值对应的主发动机偏角值必须满足如下三个约束条件：

第一个约束条件为：

min(M₁+M₂)＜0，同时max(M₁+M₂)＞0

其中，M₁＝M_base+M_PL+M_bf，M₂＝M_rocket+M_det，M_base为无舵偏下基本的气动干扰力矩，M_bf为体襟翼偏置产生的力矩增量，M_PL为主发动机喷流和体襟翼相互作用产生的力矩干扰量，M_rocket为主发动机偏角产生的控制力矩，M_det为气动舵舵偏产生的控制力矩；

第二个约束条件为：

-M_c≤M_base+M_rocket+M_det+M_PL≤M_c

其中，M_c为执行机构能产生的最大控制力矩绝对值；

第三个约束条件为：

MH_VL≤MH_VL_max

MH_VR≤MH_VR_max

MH_FL≤MH_FL_max

MH_FR≤MH_FR_max

其中，为允许的发动机偏角最大值，MH_VL为左V尾实际偏角下对应的铰链力矩MH_VL_max为可接受的左V尾铰链力矩最大值，MH_VR为右V尾实际偏角下对应的铰链力矩MH_VR_max为可接受的右V尾铰链力矩最大值，MH_FL为左副翼实际偏角下对应的铰链力矩MH_FL_max为可接受的左副翼铰链力矩最大值，MH_FR为右副翼实际偏角下对应的铰链力矩MH_FR_max为可接受的右副翼铰链力矩最大值。