[發明專利]一種角速度控制段兼顧角偏差控制的方法

有效

• 申請號: 202011471336.8
• 申請日: 2020-12-14
• 公開（公告）號: CN112550769B
• 公開（公告）日: 2022-03-15
• 發明（設計）人: 邵夢晗;潘豪;胡海峰;胡煜榮;宋征宇;張惠平;尚騰;何勇;柴嘉薪
• 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: 北京一枝筆知識產權代理事務所(普通合伙) 11791
• 代理人: 張慶瑞

本發明公開了一種角速度控制段兼顧角偏差控制的方法根據角速度控制段第一個周期的角偏差計算角速度，取反限幅后，作為角速度控制的目標程序角速度。這樣能夠使姿態角向減小角偏差的方向運動，達到了在角速度控制時兼顧角偏差發散的作用，避免了角偏差持續增大，簡單有效。本發明提供的一種角速度控制段兼顧角偏差控制的方法實現拋整流罩前后角速度控制精度的要求，并避免姿態角長時間無控導致角偏差持續增大的負面作用，為運載火箭拋整流罩前后的飛行安全起到了至關重要的作用。本發明降低了姿態控制網絡設計的復雜度，簡單可靠，易于工程實現，適于廣泛推廣。

技術領域

本發明涉及導航、制導與控制技術領域，特別涉及，一種角速度控制段兼顧角偏差控制的方法。

背景技術

當運載火箭在大氣層飛行時，整流罩用于保護有效載荷不受氣動加熱、氣動力、振動等的影響。而當火箭進入真空中后，外界干擾因素消失，需要進行整流罩分離。為確保整流罩拋罩過程安全，避免碰撞風險，在拋罩前后一段時間須嚴格將箭體姿態角速度控制在較低水平。

因此，要求起控后先采用角速度控制，后進行姿態控制，這樣導致姿態角長時間處于失控狀態，角偏差持續增大，造成實際發動機推力線方向長期偏移，箭體速度、位置偏離既定彈道，對迭代制導精度產生不利影響。若采用角偏差和角速度控制，容易導致在指定時間內無法達到角速度控制要求值，同時增加控制網絡設計的復雜性。

針對此問題，提出了一種解決現有技術所存的為確保整流罩分離安全，運載火箭在拋整流罩前后需要在較長時間段內進行角速度控制，這樣導致姿態角處于失控狀態，角偏差持續增大，影響迭代制導精度的問題的方法，從而更妥善有效的解決角速度控制需求和姿態角控制精度的矛盾。

發明內容

針對上述缺陷，本發明解決的技術問題在于，提供一種角速度控制段兼顧角偏差控制的方法，以解決現在技術所存在的為確保整流罩分離安全，運載火箭在拋整流罩前后需要在較長時間段內進行角速度控制，這樣導致姿態角處于失控狀態，角偏差持續增大，影響迭代制導精度的問題。

本發明提供了一種角速度控制段兼顧角偏差控制的方法，具體步驟包括：

步驟1、在角速度控制段第一周期，根據當前時刻俯仰、偏航、滾動角偏差以及角速度控制要求時長，得到角速度控制段的平均需求角速度；

步驟2、將平均需求角速度取反，并對取反后的平均角速度進行限幅；

步驟3、將取反限幅后的平均角速度作為角速度控制段的目標程序角速度輸入控制方程構建的模型進行角速度偏差控制，其中所述控制方程基于角速度通道增益、校正網絡和控制指令輸出建立。

優選地，所述步驟1中角速度控制段的平均需求角速度為：

其中為當前時刻俯仰角偏差，Δψ₁為當前時刻偏航角偏差，Δγ₁為當前時刻滾動角偏差，Δt_jsdctrl為角速度控制要求時長。

優選地，所述步驟2中平均角速度限幅值的絕對值ω_{ψ_max}、ω_{γ_max}均滿足指標要求。

優選地，所述步驟2中得到的取反限幅后的平均角速度為：

其中ω_{ψ_max}、ω_{γ_max}為平均角速度限幅值的絕對值。

優選地，所述步驟3中nT時刻角速度控制通道輸入為：

其中為控制方程的俯仰角速度的輸入量，為控制方程的偏航角速度的輸入量，為控制方程的滾動角速度的輸入量，ω_x1、ω_y1、ω_z1分別為當前時刻俯仰、偏航和滾動通道的箭體系角速度。

優選地，所述步驟3中控制方程為：