姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质，其中姿控参数自适应调节方法包括：分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压；利用所述发动机视速度增量和所述飞行动压计算所述火箭的舵面控制效率；利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。采用上述技术方案，可以将姿控参数与箭上估计的飞行状态直接联系起来，提高了不同发射条件下姿控参数与真实飞行状态的匹配度，避免出现火箭失控的问题。

【技术实现步骤摘要】
姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质
本专利技术涉及航空航天
，具体涉及一种姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质。
技术介绍
对于传统运载火箭的姿控设计，选定几个标准轨迹特征点的三通道姿控参数后，通常在箭体运动六自由度数学仿真、半实物仿真或者实际飞行试验中，以相对于起飞时刻的飞行时间为节点，采用线性插值方式计算得到实时姿控参数，引入姿控回路驱动控制系统执行机构。近年来，商业航天领域的快速发展，对快速响应运载火箭提出了更多需求，为此商业运载火箭需适应不同的发射条件。当发射季节、温度等发射条件改变后，火箭实际飞行轨迹与标准轨迹的差异增大，特征点的飞行状态也会发生变化。此时，如果继续使用按飞行时间线性插值的姿控参数调节方法，很有可能出现姿控参数与飞行状态不匹配现象，严重时可能导致火箭失控。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术实施例提供了一种姿控参数自适应调节方法、装置、电子设备及存储介质，以解决姿控参数与飞行状态不匹配的问题。根据第一方面，本专利技术实施例提供了一种姿控参数自适应调节方法，包括以下步骤：分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压；利用所述发动机视速度增量和所述飞行动压计算所述火箭的舵面控制效率；利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。本专利技术实施例提供的姿控参数自适应调节方法，通过获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压，计算火箭的舵面控制效率，并利用火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数，将姿控参数与箭上估计的飞行状态(发动机视速度增量和飞行动压)直接联系起来，提高了不同发射条件下姿控参数与真实飞行状态的匹配度，避免出现火箭失控的问题。该方法改善了实时姿控参数与火箭实际飞行状态的匹配度，提高了运载火箭对不同发射条件的适应性，增加了运载火箭的快速响应能力。结合第一方面，在第一方面第一实施方式中，利用所述发动机视速度增量计算所述火箭的舵面控制效率，包括：利用所述发动机视速度增量，根据预设的发动机视速度增量与气动效率的对应关系，得到所述火箭的气动效率；利用所述火箭的气动效率和所述飞行动压，计算得到所述火箭的舵面控制效率。结合第一方面，在第一方面第二实施方式中，利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数，包括：利用所述火箭的舵面控制效率，根据预设的舵面控制效率与姿控参数的对应关系，得到所述火箭的姿控参数。结合第一方面第一实施方式，在第一方面第三实施方式中，所述发动机视速度增量与气动效率的对应关系的构建方法包括：利用标准轨迹数据分别计算发动机视速度增量、火箭质心的纵向位置、火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数；利用所述火箭质心的纵向位置、所述火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数、及预设的气动参考长度，计算得到气动效率；利用所述发动机视速度增量、所述火箭质心的纵向位置、所述气动效率及预设的火箭质量，建立所述发动机视速度增量与气动效率的对应关系。结合第一方面第三实施方式，在第一方面第四实施方式中，所述舵面控制效率与姿控参数的对应关系的构建方法包括：选取所述标准轨迹数据中的特征点，根据所述特征点的气动效率，计算所述特征点的舵面控制效率；对选取的特征点进行姿控设计，得到姿控参数；利用所述标准轨迹数据中各特征点的舵面控制效率和姿控参数，建立所述舵面控制效率与姿控参数的对应关系。根据第二方面，本专利技术实施例提供了一种姿控参数自适应调节装置，包括：获取模块，用于分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压；第一计算模块，用于利用所述发动机视速度增量和所述飞行动压计算所述火箭的舵面控制效率；第二计算模块，用于利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。根据第三方面，本专利技术实施例提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的姿控参数自适应调节方法。根据第四方面，本专利技术实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的姿控参数自适应调节方法。附图说明通过参考附图会更加清楚的理解本专利技术的特征和优点，附图是示意性的而不应理解为对本专利技术进行任何限制，在附图中：图1为本专利技术实施例1中姿控参数自适应调节方法的流程示意图；图2为本专利技术实施例1中一维插值方法示意图；图3为本专利技术实施例2中姿控参数自适应调节装置的流程示意图。具体实施方式为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。实施例1本专利技术实施例1提供了一种姿控参数自适应调节方法。图1为本专利技术实施例1中姿控参数自适应调节方法的流程示意图，如图1所示，本专利技术实施例1的姿控参数自适应调节方法包括以下步骤：S101：分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压。具体的，火箭的发动机视速度增量和飞行动压可以根据箭上测量数据实时估计得到。火箭发射后，箭上控制计算机内装订的导航模块实时解算并输出火箭实际的发动机视速度增量和飞行动压S102：利用发动机视速度增量和飞行动压计算火箭的舵面控制效率。作为具体的实施方式，利用所述发动机视速度增量计算所述火箭的舵面控制效率可以采用如下技术方案：利用所述发动机视速度增量根据预设的发动机视速度增量与气动效率的对应关系，得到所述火箭的气动效率利用所述火箭的气动效率和所述飞行动压计算得到所述火箭的舵面控制效率具体的，在本专利技术实施例1中发动机视速度增量与气动效率的对应关系采用差值表的形式，称为第一插值表。利用发动机视速度增量和上述第一插值表，按照图2及公式(4)所示的一维插值方法，计算实际的气动效率利用S101获取的飞行动压和上述气动效率通过公式(5)计算，得到实际的舵面控制效率在本专利技术实施例1中第一差值表可以采用如下方式进行构建：利用标准轨迹数据分别计算发动机视速度增量、火箭质心的纵向位置、火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数；利用所述火箭质心的纵向位置、所述火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数、及预设的气动参考长度，计算得到气动效率；利用所述发动机视速度增量、所述火箭质心的纵向位置、所述气动效率及预设的火箭质量，建立所述发动机视速度增量与气动效率的对应关系。具体包括以下步骤：步骤1：使用标准轨迹数据中的发动机推力P与质量mass，通过公式(1)计本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种姿控参数自适应调节方法，其特征在于，包括：/n分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压；/n利用所述发动机视速度增量和所述飞行动压计算所述火箭的舵面控制效率；/n利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。/n

【技术特征摘要】
1.一种姿控参数自适应调节方法，其特征在于，包括：
分别获取火箭的发动机视速度增量和飞行动压；
利用所述发动机视速度增量和所述飞行动压计算所述火箭的舵面控制效率；
利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数。


2.根据权利要求1所述的姿控参数自适应调节方法，其特征在于，利用所述发动机视速度增量计算所述火箭的舵面控制效率，包括：
利用所述发动机视速度增量，根据预设的发动机视速度增量与气动效率的对应关系，得到所述火箭的气动效率；
利用所述火箭的气动效率和所述飞行动压，计算得到所述火箭的舵面控制效率。


3.根据权利要求1所述的姿控参数自适应调节方法，其特征在于，利用所述火箭的舵面控制效率计算所述火箭的姿控参数，包括：
利用所述火箭的舵面控制效率，根据预设的舵面控制效率与姿控参数的对应关系，得到所述火箭的姿控参数。


4.根据权利要求2所述的姿控参数自适应调节方法，其特征在于，所述发动机视速度增量与气动效率的对应关系的构建方法包括：
利用标准轨迹数据分别计算发动机视速度增量、火箭质心的纵向位置、火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数；
利用所述火箭质心的纵向位置、所述火箭顶点处的法向力系数导数和俯仰力矩系数导数、及预设的气动参考长度，计算得到气动效率；
利用所述发动机视速度增量、所述火...

【专利技术属性】
技术研发人员：彭小波，张勇，黄佩，
申请(专利权)人：北京星际荣耀空间科技有限公司，北京星际荣耀科技有限责任公司，
类型：发明
国别省市：北京;11