一种适应长时间失控的姿态控制方法技术

一种适应长时间失控的姿态控制方法，属于运载火箭控制技术领域。该方法在起控后，采用角速度控制来减小角速度，为保证三通道角速度快速减小，采用喷管连续开启工作模式，三通道根据角速度方向开启相应喷管，直到角速度减小至0，并在三通道最后一个角速度下降到0附近时，三通道再同时切换至基于姿态角偏差的控制。在姿态角偏差的控制过程中，依据程序四元数和实际四元数，计算箭体系下姿态控制的角偏差。本发明专利技术能够快速抑制轨道转移飞行器偏离标准弹道的姿态，保证在全空间姿态指向下飞行器平稳可靠飞行。

【技术实现步骤摘要】

：本专利技术涉及一种适应长时间失控的姿态控制方法，属于运载火箭控制

技术介绍
：轨道转移飞行器与基础级火箭分离后，需要进行长时间失控飞行，并在起控后完成载荷分离任务，之后仍要沿标准弹道程序角飞行。常规手段是采用欧拉角解算模式对姿态角进行结算，但是由于初始姿态角速度存在，在长时间失控飞行过程中，姿态角变化范围大，欧拉角解算模式易因姿态解算奇异而导致姿态控制发散，导致飞行器姿态偏离标准弹道，影响飞行器的平稳可靠飞行。
技术实现思路
：本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种适应长时间失控的姿态控制方法，能够快速抑制轨道转移飞行器偏离标准弹道的姿态，保证在全空间姿态指向下飞行器平稳可靠飞行。本专利技术的技术解决方案是：一种适应长时间失控的姿态控制方法，包括如下步骤：(1)在起控后的每个控制计算周期T内，根据飞行器惯组给出的姿态角增量信息，计算飞行器箭体系三通道的角速度 ω z 1 G Z = Δθ z 1 T ]]> ω y 1 G Z = Δθ y 1 T ]]> ω x 1 G Z = Δθ x 1 T ]]>其中，Δθx1、Δθy1、Δθz1分别为T时间内飞行器箭体系x1、y1、z1通道的角增量,ωx1GZ、ωy1GZ、ωz1GZ分别为T时间内飞行器绕箭体系x1、y1、z1轴的角速度；(2)根据飞行器转动惯量理论值Jα、喷管推力理论值Pα、喷管到旋转轴距离理论值Lα，计算其中，α＝x1,y1或z1。(3)将中的最大值记为mxx，如果Δθα≤-mxx，则开启α通道使负向角速度减小的喷管；如果Δθα≥mxx，则开启α通道使正向角速度减小的喷管；如果|Δθα|＜mxx或ΔθαΔθα,-1＜0，则关闭α通道的喷管，该通道角速度控制结束，不再根据角增量大小Δθα控制喷管开启或关闭，其中Δθα,-1为前一控制计算周期的角速度；(4)在x1、y1、z1通道的喷管全部关闭的时刻tq，根据程序四元数和实际四元数实时计算飞行器箭体系x1、y1、z1通道的姿态角偏差，利用姿态角偏差对飞行器进行控制，使飞行器运行到标准弹道姿态上。所述步骤(4)中计算姿态角偏差的方法为：(2.1)利用公式ΔQ＝[Δq0 Δq1 Δq2 Δq3]T＝Q-1οQcx计算程序四元数和实际四元数的偏差，其中，Q-1＝[q0 -q1 -q2 -q3]T；(2.2)如果Δq0＜0，则令ΔQ＝-ΔQ，否则ΔQ不变；(2.3)利用公式δθ＝2arccos(Δq0)计算δθ，如果δθ＜10-4弧度，则飞行器箭体系x1、y1、z1通道的姿态角偏差Δγ1、Δψ1、分别为如果δθ≥10-4弧度，则所述步骤(4)中，利用公式 q 0 q 1 q 2 q 3 t = q 0 - q 1 - q 2 - q 3 q 1 q 0 - q 3 q 2 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种适应长时间失控的姿态控制方法，其特征在于包括如下步骤：(1)在起控后的每个控制计算周期T内，根据飞行器惯组给出的姿态角增量信息，计算飞行器箭体系三通道的角速度ωz1GZ=Δθz1T]]>ωy1GZ=Δθy1T]]>ωx1GZ=Δθx1T]]>其中，Δθx1、Δθy1、Δθz1分别为T时间内飞行器箭体系x1、y1、z1通道的角增量,ωx1GZ、ωy1GZ、ωz1GZ分别为T时间内飞行器绕箭体系x1、y1、z1轴的角速度；(2)根据飞行器转动惯量理论值Jα、喷管推力理论值Pα、喷管到旋转轴距离理论值Lα，计算其中，α＝x1,y1或z1。(3)将中的最大值记为mxx，如果Δθα≤‑mxx，则开启α通道使负向角速度减小的喷管；如果Δθα≥mxx，则开启α通道使正向角速度减小的喷管；如果|Δθα|<mxx或ΔθαΔθα,‑1<0，则关闭α通道的喷管，该通道角速度控制结束，不再根据角增量大小Δθα控制喷管开启或关闭，其中Δθα,‑1为前一控制计算周期的角速度；(4)在x1、y1、z1通道的喷管全部关闭的时刻tq，根据程序四元数和实际四元数实时计算飞行器箭体系x1、y1、z1通道的姿态角偏差，利用姿态角偏差对飞行器进行控制，使飞行器运行到标准弹道姿态上。...

【技术特征摘要】
1.一种适应长时间失控的姿态控制方法，其特征在于包括如下步骤：(1)在起控后的每个控制计算周期T内，根据飞行器惯组给出的姿态角增量信息，计算飞行器箭体系三通道的角速度 ω z 1 G Z = Δθ z 1 T ]]> ω y 1 G Z = Δθ y 1 T ]]> ω x 1 G Z = Δθ x 1 T ]]>其中，Δθx1、Δθy1、Δθz1分别为T时间内飞行器箭体系x1、y1、z1通道的角增量,ωx1GZ、ωy1GZ、ωz1GZ分别为T时间内飞行器绕箭体系x1、y1、z1轴的角速度；(2)根据飞行器转动惯量理论值Jα、喷管推力理论值Pα、喷管到旋转轴距离理论值Lα，计算其中，α＝x1,y1或z1。(3)将中的最大值记为mxx，如果Δθα≤-mxx，则开启α通道使负向角速度减小的喷管；如果Δθα≥mxx，则开启α通道使正向角速度减小的喷管；如果|Δθα|<mxx或ΔθαΔθα,-1<0，则关闭α通道的喷管，该通道角速度控制结束，不再根据角增量大小Δθα控制喷管开启或关闭，其中Δθα,-1为前一控制计算周期的角速度；(4)在x1、y1、z1通道的喷管全部关闭的时刻tq，根据程序四元数和实际四元数实时计算飞行器箭体系x1、y1、z1通道的姿态角偏差，利用姿态角偏差对飞行器进行控制，使飞行器运行到标准弹道姿态上。2.根据权利要求1所述的一种适应长时间失控的姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(4)中计算姿态角偏差的方法为：(2.1)利用公式计算程序四元数和实际四元数的偏差，其中，Q-1＝[q0 -q1 -q2 -q3]T；(2.2)如果Δq0<0，则令ΔQ＝-ΔQ，否则ΔQ不变；(2.3)利用公式δθ＝2arccos(Δq0)计算δθ，如果δθ<10-4弧度，则飞行器箭体系x1、y1、z1通道的姿态角偏差Δγ1、Δψ1、分别为如果δθ≥10-4弧度，则3.根据权利要求1所述的一种适应长时间失控的姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(4)中，利用公式 q 0 q 1 q 2 q 3 t = q 0 - q 1 - q 2 - q 3 q 1 q 0 - q 3 q 2 q ...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘豪，王辉，李学锋，王晓东，胡煜荣，李新明，冯昊，李超兵，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11