[發明專利]一種對運載火箭聯合控制段進行半實物仿真試驗的方法

有效

• 申請號: 201811529697.6
• 申請日: 2018-12-14
• 公開（公告）號: CN109407551B
• 公開（公告）日: 2021-09-24
• 發明（設計）人: 于亞男;王迪;周靜;周嘉煒;賀從園;胡存明
• 申請（專利權）人: 上海航天控制技術研究所
• 主分類號: G05B17/02
• 分類號: G05B17/02
• 代理公司: 上海元好知識產權代理有限公司 31323
• 代理人: 徐雯瓊;張妍

1.一種對運載火箭聯合控制段進行半實物仿真試驗的方法，其特征在于，包含以下過程：將線性段控制系統和非線性段控制系統進行時間同步處理，使得所述線性段控制系統對箭體模型的伺服系統進行控制時，所述非線性段控制系統也在對箭體模型的姿控噴管進行控制；

對所述箭體模型進行仿真計算，所述仿真計算包括：

將所述姿控噴管產生的干擾力矩疊加到線性控制模型中并對其進行解算得到第一姿態角誤差，將伺服系統產生的干擾力矩疊加到非線性控制模型中并對其進行解算得到第二姿態角誤差；

將所述第一和第二姿態角誤差根據所述伺服系統和姿控噴管分別產生的控制力矩的比例系數進行組合疊加，以得到當前時刻的姿態角誤差；

所述線性控制模型為第一線性控制動力學方程：

式中，ω_X1、ω_y1、ω_z1為線性動力學方程解算出的箭體模型姿態角速度，ψ₁、γ₁分別為線性動力學方程解算出的俯仰、偏航、滾動方向的姿態角偏差，δ_ψ、δ_γ分別為控制俯仰、偏航、滾動方向的伺服系統中的發動機擺角，J_c為箭體模型轉動慣量，d₃₀、b₃、b₃₀為控制力矩系數，M′_rX、M′_rY、M′_rZ分別為俯仰、偏航、滾動三個方向的干擾力矩；

所述姿控噴管產生的干擾力矩為：

式中，M₁、M₂、M₃分別為姿控噴管在俯仰、偏航、滾動三個方向產生的干擾力矩；K_ψ、K_γ分別為控制俯仰、偏航、滾動方向的姿控噴管開關信號，b_3ψ、d_3γ分別為俯仰、偏航、滾動方向的控制力矩系數；

疊加姿控噴管產生的干擾力矩后得到的第二線性控制動力學方程為：

利用所述第二線性控制動力學方程進行計算，得到所述第一姿態角誤差；

所述非線性控制模型為第一非線性控制動力學方程：

式中，ω_X2、ω_y2、ω_z2為非線性動力學方程解算出的箭體模型姿態角速度，ψ₂、γ₂分別為非線性動力學方程解算出的俯仰、偏航、滾動方向的姿態角偏差，K_ψ、K_γ分別為控制俯仰、偏航、滾動方向的姿控噴管開關信號，由姿控發動機的工作情況確定，即正姿控噴管工作時取+1、負姿控噴管工作時取-1、姿控噴管不工作時取0，M′_rX1、M′_rY1、M′_rZ1分別為俯仰、偏航、滾動三個方向的干擾力矩，b_3ψ、d_3γ分別為俯仰、偏航、滾動方向的控制力矩系數；

伺服系統產生的干擾力矩為：

疊加伺服系統產生的干擾力矩得到第二非線性控制動力學方程：

利用所述第二非線性控制動力學方程進行計算得到所述第二姿態角誤差。

2.如權利要求1所述的對運載火箭聯合控制段進行半實物仿真試驗的方法，其特征在于，對所述第一和第二姿態角誤差進行線性疊加的步驟進一步包括：

在同一仿真時刻，發動機擺角產生的俯仰方向控制力矩大小為姿控噴管產生的俯仰方向控制力矩大小為兩種控制方式控制力矩的比例系數為則兩個動力學方程產生的俯仰姿態角偏差疊加值為即進入測量方程的箭體模型的俯仰姿態角偏差值；

在同一仿真時刻，發動機擺角產生的偏航方向控制力矩大小為姿控噴管產生的偏航方向控制力矩大小為K_ψb_3ψ，兩種控制方式控制力矩的比例系數為則兩個動力學方程產生的偏航姿態角偏差疊加值為ψ即進入測量方程的箭體模型的偏航姿態角偏差值；

在同一仿真時刻，發動機擺角產生的滾動方向控制力矩大小為姿控噴管產生的滾動方向控制力矩大小為d_3γK_γ，兩種控制方式控制力矩的比例系數為則兩個動力學方程產生的滾動姿態角偏差疊加值為γ即進入測量方程的箭體模型的滾動姿態角偏差值。