运载火箭的姿态控制方法、装置、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运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质，方法包括：确定运载火箭是否处于分离预测控制态，所述分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当所述运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，所述运载火箭分离为剩余体和分离体；确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长；当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1至N

【技术实现步骤摘要】
运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质


[0001]本专利技术涉及运载火箭
，尤其涉及一种运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质。

技术介绍

[0002]运载火箭指的是将人们制造的各种将航天器推向太空的载具，用于把人造地球卫星、载人飞船、航天站或行星际探测器等送入预定轨道。由于运载火箭自身存在干扰和参数变化多的问题，其姿态控制一直是研究人员关注的重点。
[0003]传统的运载火箭的姿态控制结构通常采用比例微分联合校正网络的方式，并随着标称飞行状态的不同再通过调整参数分别进行设计。且在传统运载火箭的姿态控制方法中，通常采用在分离前停控，分离开始一段时间后恢复控制的策略。
[0004]然而，分离过程中运载火箭的分离体的姿态角和姿态角速率不确定性大，采用停控后延时固定时间起控的方式难以满足不同分离情况的姿态控制，且容易存在碰撞风险。

技术实现思路

[0005]鉴于上述问题，提出了本专利技术以便提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的一种运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质。
[0006]第一方面，提供了一种运载火箭的姿态控制方法，所述姿态控制方法包括：
[0007]确定运载火箭是否处于分离预测控制态，所述分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当所述运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，所述运载火箭分离为剩余体和分离体；
[0008]确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长；
[0009]当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1至N
‑
1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，所述控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值；
[0010]其中，N≤T0/T，T0表示所述脱离总时长，T表示每个控制周期的时长。
[0011]可选的，当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1个控制周期内，向所述剩余体发送控制指令，包括：
[0012]确定所述剩余体在第2个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值，并根据所述设定值生成第一控制指令；
[0013]在第1个控制周期内向所述剩余体发送所述第一控制指令，所述第一控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在第2个控制周期内达到所述设定值。
[0014]可选的，当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第2至N
‑
1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，包括：
[0015]确定所述剩余体在第2至N个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值；
[0016]在第2至N
‑
1个控制周期的每个控制周期内，执行以下步骤：
[0017]获取当前控制周期下所述剩余体的姿态角和姿态角速度的实际值，并确定所述实际值与当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值之间的差值；
[0018]当所述差值超过误差阈值时，根据所述差值修正当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值；
[0019]基于修正后的所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值、以及下一控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值，生成第二控制指令；
[0020]在当前控制周期内向所述剩余体发送所述第二控制指令，所述第二控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下一个控制周期内，由修正后的所述设定值达到下一个控制周期对应的设定值。
[0021]可选的，当所述差值超过误差阈值时，根据所述差值修正当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值，包括：
[0022]设定误差修正系数α，0.01≤α≤0.15；
[0023]根据所述差值和所述误差修正系数α，对所述设定值进行修正。
[0024]可选的，所述确定运载火箭是否处于分离预测控制态，包括：
[0025]根据所述运载火箭的轴向加速度判断所述运载火箭是否处于分离预测控制态。
[0026]可选的，所述根据所述运载火箭的轴向加速度判断所述运载火箭是否处于分离预测控制态，包括：
[0027]若连续k个控制周期所述运载火箭的轴向加速度平均值的绝对值大于第一阈值且小于第二阈值，判断所述运载火箭处于所述接触子状态；
[0028]若所述运载火箭处于所述接触子状态，且连续k个控制周期所述运载火箭的轴向加速度平均值的绝对值小于第三阈值，判断所述运载火箭处于所述脱离子状态；
[0029]其中，10≤k≤20，所述第二阈值大于所述第一阈值，所述第一阈值大于所述第三阈值，所述第一阈值为0.1g～0.6g，所述第二阈值为1g～3g，所述第三阈值为0.2g～0.5g，g为重力加速度。
[0030]可选的，所述确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长，包括：
[0031]当所述运载火箭进入所述接触子状态时刻，获取所述运载火箭的第一飞行状态参数；
[0032]当所述运载火箭进入所述脱离子状态时刻，获取所述剩余体的第二飞行状态参数；
[0033]根据所述第一飞行参数和所述第二飞行参数，确定所述分离体在所述脱离子状态的速度和姿态角速度；
[0034]根据所述第二飞行参数、所述分离体在所述脱离子状态的姿态角和姿态角速度、以及预设的所述剩余体与所述分离体的安全距离，确定所述脱离总时长。
[0035]第二方面，提供了一种运载火箭的姿态控制装置，所述姿态控制装置包括：
[0036]状态确定模块，用于确定运载火箭是否处于分离预测控制态，所述分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当所述运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，所述运载火箭分离为剩余体和分离体；
[0037]时长确定模块，用于确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长；
[0038]控制模块，用于当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1
至N
‑
1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，所述控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值；
[0039]其中，N≤T0/T，T0表示所述脱离总时长，T表示每个控制周期的时长。
[0040]第三方面，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，从而执行如第一方面任一项所述的姿态控制方法运载火箭的姿态控制装置。
[0041]第四方面，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有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行如第一方面任一项所述的姿态控制方法。
[0042]本专利技术实施例中提供的技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
[0043]本专利技术实施例提供的一种运载火箭的姿态控制方法、装置、设备及存储介质，通过将运载火箭的分离过程分为接触子本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭的姿态控制方法，其特征在于，所述姿态控制方法包括：确定运载火箭是否处于分离预测控制态，所述分离预测控制态包括接触子状态和脱离子状态，当所述运载火箭由接触子状态进入脱离子状态时刻，所述运载火箭分离为剩余体和分离体；确定所述运载火箭处于所述脱离子状态时的脱离总时长；当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1至N
‑
1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，所述控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下个控制周期内达到设定值；其中，N≤T0/T，T0表示所述脱离总时长，T表示每个控制周期的时长。2.根据权利要求1所述的姿态控制方法，其特征在于，当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第1个控制周期内，向所述剩余体发送控制指令，包括：确定所述剩余体在第2个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值，并根据所述设定值生成第一控制指令；在第1个控制周期内向所述剩余体发送所述第一控制指令，所述第一控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在第2个控制周期内达到所述设定值。3.根据权利要求1所述的姿态控制方法，其特征在于，当所述运载火箭处于所述脱离子状态时，在所述脱离子状态的第2至N
‑
1个控制周期内，依次向所述剩余体发送控制指令，包括：确定所述剩余体在第2至N个控制周期内的姿态角和姿态角速度的设定值；在第2至N
‑
1个控制周期的每个控制周期内，执行以下步骤：获取当前控制周期下所述剩余体的姿态角和姿态角速度的实际值，并确定所述实际值与当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值之间的差值；当所述差值超过误差阈值时，根据所述差值修正当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值；基于修正后的所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值、以及下一控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值，生成第二控制指令；在当前控制周期内向所述剩余体发送所述第二控制指令，所述第二控制指令用于控制所述剩余体的姿态角和姿态角速度在下一个控制周期内，由修正后的所述设定值达到下一个控制周期对应的设定值。4.根据权利要求3所述的姿态控制方法，其特征在于，当所述差值超过误差阈值时，根据所述差值修正当前控制周期内所述剩余体的姿态角和姿态角速度的设定值，包括：设定误差修正系数α，0.01≤α≤0.15；根据所述差值和所述误差修正系数α，对所述设定值进行修正。5.根据权利要求1所述的姿态控制方法，其特征在于，所述确定运载火箭是否处于分离预测控制态，包括：根...

【专利技术属性】
技术研发人员：熊晶洲，郭志品，夏龙，周凯，黄威，戴鑫，耿家新，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：