[發明專利]迭代制導下減少大姿態擾動的控制方法

有效

• 申請號: 200910243094.4
• 申請日: 2009-12-24
• 公開（公告）號: CN101723096A
• 公開（公告）日: 2010-06-09
• 發明（設計）人: 鞏慶海;呂新廣;李新明;馮昊;劉茜筠;肖利紅;宋征宇;孫友;王丹曄
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所
• 主分類號: B64G1/24
• 分類號: B64G1/24
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 楊虹

1.迭代制導下減小大姿態擾動的控制方法，其特征在于通過以下步驟實現：

第一步，通過飛行器慣性測量設備的加速度表測得第j個采樣周期內飛行 器體坐標系O₁X₁Y₁Z₁下正負通道的脈沖值，其中X₁軸 從飛行器質心指向頭部方向為正向，Y₁軸與X₁軸垂直，在其縱向對稱面X₁O₁Y₁內從飛行器質心指向上方為正向，Z₁軸與縱向對稱面X₁O₁Y₁垂直，從飛行器 質心指向右為正向，O₁為飛行器質心，j是自然數；

第二步，根據公式組(1)計算得到飛行器體坐標系O₁X₁Y₁Z₁下X₁、Y₁和Z₁三個方向的第j個采樣周期內，飛行器慣性測量設備的加速度表采樣周期 Δt的視速度增量

δw‾x1j=Kx+·Px+j-Kx-·Px-j-K0x·Δt]]>

δw‾y1j=Ky+·Py+j-Ky-·Py-j-K0y·Δt---(1)]]>

δw‾z1j=Kz+·Pz+j-Kz-·Pz-j-K0z·Δt]]>

其中，K_x+、K_x-、K_y+、K_y-、K_z+、K_z-是加速度表標定得到的當量系數，K_0x、 K_0y、K_0z是加速度表的零次項系數；

第三步，當j＜N時，計算其中為第1采樣周期內到第j個采樣周期的滾動累加值，N 為滾動周期數，當j≥N時繼續第四步；

第四步，通過公式(2)計算，得到平滑后的軸向視加速度

W·^x1j=((Σ1Nδw‾x1j)2+(Σ1Nδw‾y1j)2+(Σ1Nδw‾z1j)2)1/2Δtp---(2)]]>

其中，Δtp一個滾動周期時間；

第五步，利用第四步得到的軸向視加速度根據公式(3)得到平滑后 第n個采樣周期飛行器總質量的完全燃燒時間

τin=Ui/W·^x1j---(3)]]>

其中，i代表飛行器不同飛行階段，U_i為飛行器第i個飛行階段的等效比沖， n＝j-N；

第六步，將第五步得到的平滑后的第n個采樣周期飛行器總質量的完全燃 燒時間利用飛行器迭代制導公式，得到平滑后的第n個采樣周期迭代程序角 其中是第n個采樣周期的迭代俯仰程序角輸出值，是第n個采 樣周期的迭代偏航程序角輸出值；

第七步，通過公式組(4)計算當前時刻的迭代程序角增量Δψ_cx，

Δψcx=ψcxn-ψcxn-1;---(4)]]>

其中，是第n-1個采樣周期的迭代俯仰程序角、偏航程序角輸出 值；

第八步，將第七步得到的當前時刻的迭代程序角增量Δψ_cx的絕對值與 預設的角增量限幅值Δψ_max進行比較，Δψ_max為正值，

當|Δψ_cx|≤Δψ_max時，直接輸出Δψ_cx作為當前的迭代程序 角，當|Δψ_cx|＞Δψ_max時，則進行第九步；

第九步，當時，根據公式輸出當前時刻的迭 代俯仰程序角當時，根據公式輸出當前 時刻的迭代俯仰程序角

當Δψ_cx＞Δψ_max時，根據公式輸出當前時刻的迭代偏航 程序角ψ_cx(t)，當時，根據公式輸出當前時刻的 迭代偏航程序角ψ_cx(t)。