一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法技术

本发明专利技术公开了一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法，包含：将线性段控制系统和非线性段控制系统进行时间同步处理，使得线性段控制系统对箭体模型的伺服系统进行控制时，非线性段控制系统也在对箭体模型的姿控喷管进行控制；对箭体模型进行仿真计算，仿真计算包括：将姿控喷管产生的干扰力矩叠加到线性控制模型中并对其进行解算得到第一姿态角误差，将伺服系统产生的干扰力矩叠加到非线性控制模型中并对其进行结算得到第二姿态角误差；将第一和第二姿态角误差根据所述伺服系统和姿控喷管分别产生的控制力矩的比例系数进行组合叠加，以得到当前时刻的姿态角误差。本发明专利技术实现了对处于联合控制段的运载火箭进行半实物仿真试验的目的。

【技术实现步骤摘要】
一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法
本专利技术涉及半实物仿真
，特别涉及一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法。
技术介绍
运载火箭一般为三级火箭，根据运载火箭飞行过程中特性的变化，可以将运载火箭的飞行过程分为以下几种飞行段：一级、二级和、三级主动段以及滑行段；为适应不同飞行段的要求，需要对应采用不同的姿态控制系统对运载火箭进行姿态控制。具体的，可以根据运载火箭飞行过程中特性的变化和执行机构的不同，将运载火箭的姿态控制系统分为一级、二级和三级主动段(线性段)、滑行段(非线性段)的姿态控制系统。其中一级、二级和三级主动段的姿态控制系统采用摆动发动机的控制方法有效地对应的消除所述运载火箭在各个飞行段中产生的干扰影响，迅速和正确地实现控制运载火箭的姿态。对于非线性段的姿态控制系统，采用姿态控制喷管控制姿态的方法(典型的非线性开关控制的方法)消除所述运载火箭在所述滑行段飞行段产生的非线性干扰。如图1所示，摆动发动机的控制方法包括如下过程：通过线性段姿态控制系统中的姿态角或姿态角速度测量装置实时测量运载火箭的姿态运动状态，得到姿态角和姿态角速度信号，将测得的姿态角本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法，其特征在于，包含以下过程：将线性段控制系统和非线性段控制系统进行时间同步处理，使得所述线性段控制系统对箭体模型的伺服系统进行控制时，所述非线性段控制系统也在对箭体模型的姿控喷管进行控制；对所述箭体模型进行仿真计算，所述仿真计算包括：将所述姿控喷管产生的干扰力矩叠加到线性控制模型中并对其进行解算得到第一姿态角误差，将伺服系统产生的干扰力矩叠加到非线性控制模型中并对其进行结算得到第二姿态角误差；将所述第一和第二姿态角误差根据所述伺服系统和姿控喷管分别产生的控制力矩的比例系数进行组合叠加，以得到当前时刻的姿态角误差。

【技术特征摘要】
1.一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法，其特征在于，包含以下过程：将线性段控制系统和非线性段控制系统进行时间同步处理，使得所述线性段控制系统对箭体模型的伺服系统进行控制时，所述非线性段控制系统也在对箭体模型的姿控喷管进行控制；对所述箭体模型进行仿真计算，所述仿真计算包括：将所述姿控喷管产生的干扰力矩叠加到线性控制模型中并对其进行解算得到第一姿态角误差，将伺服系统产生的干扰力矩叠加到非线性控制模型中并对其进行结算得到第二姿态角误差；将所述第一和第二姿态角误差根据所述伺服系统和姿控喷管分别产生的控制力矩的比例系数进行组合叠加，以得到当前时刻的姿态角误差。2.如权利要求1所述的对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法，其特征在于，所述线性控制模型为第一线性控制动力学方程：式中，ωX1、ωy1、ωz1为线性动力学方程解算出的箭体模型姿态角速度，γ1分别为线性动力学方程解算出的俯仰、偏航、滚动方向的姿态角偏差，δψ、δγ分别为控制俯仰、偏航、滚动方向的伺服系统中的发动机摆角，Jc为箭体模型转动惯量，d30、b3、b30为控制力矩系数，M′rX、M′rY、M′rZ分别为俯仰、偏航、滚动三个方向的干扰力矩；所述姿控喷管产生的干扰力矩为：式中，M1、M2、M3分别为姿控喷管在俯仰、偏航、滚动三个方向产生的干扰力矩；Kψ、Kγ分别为控制俯仰、偏航、滚动方向的姿控喷管开关信号，b3ψ、d3γ分别为俯仰、偏航、滚动方向的控制力矩系数；叠加姿控喷管产生的干扰力矩后得到的第二线性控制动力学方程为：利用所述第二线性控制动力学方程进行计算，得到所述第一姿态角误差。3.如权利要求2所述的对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方...

【专利技术属性】
技术研发人员：于亚男，王迪，周静，周嘉炜，贺从园，胡存明，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31