[发明专利]运载火箭姿态控制方法、装置、电子设备及存储介质

说明书

本发明涉及一种运载火箭姿态控制方法，包括如下步骤，求取控制角偏差对程序角偏差按照滤波算法进行滤波，对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，获取侧向姿态控制喷管的控制指令δ，对控制指令进行数字继电特性处理，同时对侧向姿态控制喷管和栅格舵系统进行开关控制。本发明针对采用栅格舵+侧向姿态控制喷管的控制方案的运载火箭，提出了在火箭发射初始段，采取栅格舵+侧向姿态控制喷管复合控制的姿态控制系统设计方法，能有效降低对姿控力矩的需求，并降低火箭姿态燃料消耗，提高运载火箭性能，具有较高的工程应用价值。

技术领域

本发明属于火箭控制技术领域，具体为一种运载火箭姿态控制方法、装置、电子设备及存储介质。

背景技术

降低火箭成本，提高运载火箭的运载能力尤其是商业运载火箭设计时主要考虑的技术问题。通常，多数小型运载火箭大气层采用栅格舵控制，栅格舵控制机构成本低，控制精度高；但是在火箭发射初始段，运载火箭速度较低，栅格舵效率低，不能进行姿态有效控制，需要采用侧向姿态控制喷管进行姿态控制，满足运载火箭低速状态下的控制需求。侧向姿态控制喷管主要用于运载火箭大气层外的姿态控制时，需要的控制力矩较小，具有优势；但为满足大气层内使用要求，受全箭质量大、地面风干扰和姿态快速转弯的力矩需求，需要的姿态控制力矩，远大于火箭分离后在大气层外飞行过程中的控制力矩需求，过大的姿态控制力矩将会提高运载火箭大气层外姿态控制系统设计难度，并降低姿态控制系统的性能，亟待解决这一设计难题。

发明内容

针对现有技术的设计难题，提出了一种在火箭发射初始段，采取栅格舵+侧向姿态控制喷管复合控制的姿态控制系统设计方法，能有效降低对姿控力矩的需求。

为实现上述目的，本发明提供一种运载火箭姿态控制方法，所述运载火箭为轴对称外形，俯仰和偏航平面使用相同的控制方案，采用栅格舵和侧向姿态控制喷管两者同时对运载火箭发射后飞行的全过程进行控制，包括如下步骤：

步骤一，依据姿态控制的程序指令角与火箭实际姿态角相减，求取控制角偏差

步骤二，对程序角偏差按照滤波算法进行滤波；滤波算法对角偏差中的火箭弹性干扰信号进行滤波，滤波器采用陷波滤波器，或者采用带阻滤波器，滤波器的中心值为弹性干扰信号的频率；

步骤3，对滤波后的控制信号按照设计的校正网络进行计算，获取侧向姿态控制喷管的控制指令δ；校正网络设计采取传统的超前-滞后环节设计，设计参数依据火箭具体的气动特性和动力特性进行确定；

步骤4，对控制指令进行数字继电特性处理，同时对侧向姿态控制喷管和栅格舵系统进行开关控制。

进一步地，所述步骤4中，对控制指令δ进行数字继电特性处理的方法是

侧向姿态控制喷管按照带有死区的继电特性进行控制，m_zk为侧向姿态控制喷管的开关阈值：

上式中，i表示当前控制周期序号，i-1表示前一拍控制周期，侧向姿态控制喷管按照控制指令δ_zk进行开关控制；

栅格舵系统按照带有死区与滞环的继电特性进行控制，m_sgd为栅格舵控制的开关阈值，δ_sgd为栅格舵开关系数：

上式中，i表示当前控制周期序号，i-1表示前一拍控制周期，系数ksgd取0.6～0.8，具体优化值依据仿真确认；

按照运载火箭的结构参数和最大允许干扰力矩，获取栅格舵的平衡舵偏角δ_ph(t)，栅格舵角度控制指令Dlt：

Dlt＝k×δ_sgd×δ_ph(t)