[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

本發明公開了一種對運載火箭聯合控制段進行半實物仿真試驗的方法，包含：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，使得線性段控制系統對箭體模型的伺服系統進行控制時，非線性段控制系統也在對箭體模型的姿控噴管進行控制；對箭體模型進行仿真計算，仿真計算包括：將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結算得到第二姿態角誤差；將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。本發明實現了對處于聯合控制段的運載火箭進行半實物仿真試驗的目的。

技術領域

本發明涉及半實物仿真技術領域，特別涉及一種對運載火箭聯合控制段進行半實物仿真試驗的方法。

背景技術

運載火箭一般為三級火箭，根據運載火箭飛行過程中特性的變化，可以將運載火箭的飛行過程分為以下幾種飛行段：一級、二級和、三級主動段以及滑行段；為適應不同飛行段的要求，需要對應采用不同的姿態控制系統對運載火箭進行姿態控制。

具體的，可以根據運載火箭飛行過程中特性的變化和執行機構的不同，將運載火箭的姿態控制系統分為一級、二級和三級主動段(線性段)、滑行段(非線性段)的姿態控制系統。其中一級、二級和三級主動段的姿態控制系統采用擺動發動機的控制方法有效地對應的消除所述運載火箭在各個飛行段中產生的干擾影響，迅速和正確地實現控制運載火箭的姿態。對于非線性段的姿態控制系統，采用姿態控制噴管控制姿態的方法(典型的非線性開關控制的方法)消除所述運載火箭在所述滑行段飛行段產生的非線性干擾。

如圖1所示，擺動發動機的控制方法包括如下過程：通過線性段姿態控制系統中的姿態角或姿態角速度測量裝置實時測量運載火箭的姿態運動狀態，得到姿態角和姿態角速度信號，將測得的姿態角和姿態角速度信號在線性段姿態控制系統中的信號合成與綜合裝置中進行信號合成，并經過在線性段姿態控制系統中校正網絡或者是姿態控制器進行綜合，產生姿態控制信號，將上述姿態控制信號直接傳送至線性段姿態控制系統中的控制裝置(伺服系統)，帶動伺服系統的發動機擺動，產生控制力矩，對運載火箭進行姿態控制。

如圖2所示，運載火箭的非線性控制一般采用非線性開關控制的方法，控制所述運載火箭的噴管以“正開—關—負開”的形式進行工作。以俯仰通道為例，其姿控噴管控制段(非線性控制段)姿態動力學方程為：

式中：I為開關控制符號，為俯仰姿態角偏差，為俯仰姿態角速率，α₀為姿態角通道靜態放大系數，α₁為姿態角速率通道動態放大系數。

公式1描述了姿控噴管控制期間箭體姿態動力學特性，星箭分離段、排放段及滑行段，在有軸向過載期間考慮推進劑晃動，無軸向過載期間僅考慮剛體運動。綜上，當運載火箭處于非線性的飛行段時，可以應用姿控噴管對運載火箭姿態進行控制。

研究發現，在運載火箭在執行完三級主動段的飛行過程后，運載火箭的三級發動機關機，在其關機結束后的5s時間段內，即運載火箭的姿態運動是由線性段姿態控制系統控制機構伺服系統與非線性段姿態控制系統控制姿控噴管進行聯合姿態控制的，這個控制階段稱之為聯合控制段。

如圖3所示，其給出了聯合控制段時序圖，圖中，tk31表示三級發動機關機時間，T-0-Ⅲ表示三級主動段控制系統結束控制時間，T-ZK-T1表示三級滑行段控制通路接通時間。

在三級主動段飛行段結束后，三級發動機關機，在其關機5s后三級主動段控制系統結束控制，即伺服機構歸零。三級發動機關機，在其關機1s后，三級滑行段控制通路接通，因此在T-ZK-T1到T-0-Ⅲ這4s時間內，運載火箭是由線性段控制系統控制機構伺服系統與非線性段控制系統控制機構姿控噴管兩者聯合進行姿態控制的，而對于運載火箭聯合控制段的飛行段采用現有的分段式的半實物仿真試驗方法無法實現對聯合控制段的控制效果及引起的姿態擾動進行仿真試驗或進行考核。

發明內容