姿态角速度控制方法、装置、计算机设备和存储介质制造方法及图纸

本发明专利技术提供一种姿态角速度控制方法、装置、计算机设备和存储介质，所述方法包括：根据火箭运动学模型，生成动态逆系统模型；根据当前姿态角速度控制指令和当前姿态角速度，得到目标姿态角加速度；将所述目标姿态角加速度输入所述动态逆系统模型，得到目标舵偏角；将所述目标舵偏角输入所述火箭运动学模型，得到所述当前姿态角速度控制指令中的目标姿态角速度，并控制火箭根据所述目标姿态角速度进行运行；本发明专利技术通过将动态逆系统模型与火箭运动学模型串联在一起得到积分解耦型线性系统模型，从而可以实现通道间的解耦控制，并且可以有效抑制姿态漂离，减小姿态角偏差，实现火箭的稳定控制。定控制。定控制。

【技术实现步骤摘要】
姿态角速度控制方法、装置、计算机设备和存储介质


[0001]本专利技术涉及姿态角控制
，具体涉及一种姿态角速度控制方法、装置、计算机设备和存储介质。

技术介绍

[0002]目前火箭在级间分离后，常规手段是通过火箭三通道对姿态角进行独立控制，但是由于反推力干扰及气动干扰使得姿态角速度较大，而较大的姿态角速度会造成三通道之间出现较强的耦合，从而导致姿态控制不稳定，使火箭姿态偏离标准弹道，影响飞行器的平稳可靠飞行。
[0003]可见，现有技术对火箭姿态角速度的控制方法无法解决姿态角速度之间存在较强耦合的问题，从而导致无法满足姿态控制要求。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中所存在的不足，本专利技术提供的姿态角速度控制方法、装置、计算机设备和存储介质，解决了传统姿态角速度之间存在较强耦合而影响姿态控制的问题，通过将动态逆系统模型与火箭运动学模型串联在一起得到积分解耦型线性系统模型，使串联后的系统模型的输入输出之间存在伪线性传递关系且无耦合关联，从而可以实现通道间的解耦控制，并且可以有效抑制姿态漂离，减小姿态角偏差，实现火箭的稳定控制。
[0005]第一方面，本专利技术提供一种姿态角速度控制方法，所述方法包括：根据火箭运动学模型，生成动态逆系统模型；根据当前姿态角速度控制指令和当前姿态角速度，得到目标姿态角加速度；将所述目标姿态角加速度输入所述动态逆系统模型，得到目标舵偏角；将所述目标舵偏角输入所述火箭运动学模型，得到所述当前姿态角速度控制指令中的目标姿态角速度，并控制火箭根据所述目标姿态角速度进行运行。
[0006]可选地，根据火箭运动学模型，生成动态逆系统模型，包括：在弹体坐标系中，以滚转角速度、偏航角速度和俯仰角速度状态变量，以滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角为控制量，建立所述火箭运动学模型；将所述火箭运动学模型进行矩阵变换，得到原系统模型；对所述原系统模型进行求逆，得到动态逆系统模型。
[0007]可选地，所述火箭运动学模型的表达式为：
[0008][0009]其中，J
x
，J
y
，J
z
是三轴转动惯量，式中α、β为攻角和侧滑角，滚转方向空气阻尼系数
滚转舵效率系数偏航通道的空气阻尼系数为静稳定力学系数偏航舵效系数偏航通道切线转动的角速度增量俯仰通道的空气阻尼系数为火箭的静稳定力学系数火箭俯仰舵效系数俯仰通道切线转动的角速度增量
[0010]可选地，将所述火箭运动学模型进行矩阵变换得到原系统模型的表达式为：
[0011][0012]式中X＝[ω
x ω
y ω
z
]T
是系统的状态向量，U＝[δ
x δ
y δ
z
]T
是系统的控制向量，为输出向量，A(X)和B(X)的形式如下：
[0013][0014]可选地，对所述原系统模型进行求逆，得到动态逆系统模型，包括：
[0015][0016]可选地，根据当前姿态角速度控制指令和当前姿态角速度，得到目标姿态角加速度，包括：根据所述火箭运动学模型，得到当前姿态角速度；根据所述当前姿态角速度控制指令中的目标姿态角速度，得到所述目标姿态角速度与所述当前姿态角速度的目标差；根据所述目标差与相匹配的调节参数的乘积，得到所述目标姿态角加速度。
[0017]可选地，在根据当前姿态角速度控制指令和当前姿态角速度，得到目标姿态角加速度之前，所述方法还包括：根据所述火箭运动学模型，得到当前姿态角速度；判断当前姿态角速度是否大于预设角速度阈值；若所述当前姿态角速度大于预设角速度阈值时，生成当前姿态角速度控制指令。
[0018]第二方面，本专利技术提供一种姿态角速度控制装置，所述装置包括：逆系统生成模块，用于根据火箭运动学模型，生成动态逆系统模型；姿态角加速度获取模块，用于根据当前姿态角速度控制指令和当前姿态角速度，得到目标姿态角加速度；目标舵偏角获取模块，用于将所述目标姿态角加速度输入所述动态逆系统模型，得到目标舵偏角；控制模块，用于将所述目标舵偏角输入所述火箭运动学模型，得到所述当前姿态角速度控制指令中的目标姿态角速度，并控制火箭根据所述目标姿态角速度进行运行。
[0019]第三方面，本专利技术提供一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并
可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：根据火箭运动学模型，生成动态逆系统模型；根据当前姿态角速度控制指令和当前姿态角速度，得到目标姿态角加速度；将所述目标姿态角加速度输入所述动态逆系统模型，得到目标舵偏角；将所述目标舵偏角输入所述火箭运动学模型，得到所述当前姿态角速度控制指令中的目标姿态角速度，并控制火箭根据所述目标姿态角速度进行运行。
[0020]第四方面，本专利技术提供一种可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：根据火箭运动学模型，生成动态逆系统模型；根据当前姿态角速度控制指令和当前姿态角速度，得到目标姿态角加速度；将所述目标姿态角加速度输入所述动态逆系统模型，得到目标舵偏角；将所述目标舵偏角输入所述火箭运动学模型，得到所述当前姿态角速度控制指令中的目标姿态角速度，并控制火箭根据所述目标姿态角速度进行运行。
[0021]与现有技术相比，本专利技术的有益效果为：
[0022]本专利技术首先通过当前姿态角速度控制指令中的目标姿态角速度和当前姿态角速度得到目标姿态角加速度，再将所述目标姿态角加速输入动态逆系统模型中得到目标舵偏角，最后根据所述目标舵偏角得到所述目标姿态角速度，并控制所述火箭根据所述目标姿态角速度进行运行。因此，本专利技术中动态逆系统模型的输出是火箭运动学模型的输入，将动态逆系统模型与火箭运动学模型串联在一起得到积分解耦型伪线性系统模型，使串联后的系统模型的输入输出之间存在伪线性传递关系且无耦合关联，从而可以实现通道间的解耦控制，并且可以有效抑制姿态漂离，减小姿态角偏差，实现火箭的稳定控制。
附图说明
[0023]图1所示为本专利技术实施例提供的一种姿态角速度控制方法的流程示意图；
[0024]图2所示为本专利技术实施例提供的一种伪线性系统的结构示意图；
[0025]图3所示为本专利技术实施例提供的一种姿态角速度控制方法的结构框图；
[0026]图4所示为本专利技术实施例提供的一种姿态角速度的响应曲线示意图；
[0027]图5所示为本专利技术实施例提供的一种姿态角的变化曲线示意图；
[0028]图6所示为本专利技术实施例提供的一种姿态角速度控制装置的结构示意图。
具体实施方式
[0029]为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种姿态角速度控制方法，其特征在于，所述方法包括：根据火箭运动学模型，生成动态逆系统模型；根据当前姿态角速度控制指令和当前姿态角速度，得到目标姿态角加速度；将所述目标姿态角加速度输入所述动态逆系统模型，得到目标舵偏角；将所述目标舵偏角输入所述火箭运动学模型，得到所述当前姿态角速度控制指令中的目标姿态角速度，并控制火箭根据所述目标姿态角速度进行运行。2.如权利要求1所述的姿态角速度控制方法，其特征在于，根据火箭运动学模型，生成动态逆系统模型，包括：在弹体坐标系中，以滚转角速度、偏航角速度和俯仰角速度状态变量，以滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角为控制量，建立所述火箭运动学模型；将所述火箭运动学模型进行矩阵变换，得到原系统模型；对所述原系统模型进行求逆，得到动态逆系统模型。3.如权利要求2所述的姿态角速度控制方法，其特征在于，所述火箭运动学模型的表达式为：其中，J
x
，J
y
，J
z
是三轴转动惯量，式中α、β为攻角和侧滑角，滚转方向空气阻尼系数滚转舵效率系数偏航通道的空气阻尼系数为静稳定力学系数偏航舵效系数偏航通道切线转动的角速度增量俯仰通道的空气阻尼系数为火箭的静稳定力学系数火箭俯仰舵效系数俯仰通道切线转动的角速度增量4.如权利要求3所述的姿态角速度控制方法，其特征在于，将所述火箭运动学模型进行矩阵变换得到原系统模型的表达式为：式中X＝[ω
x ω
y ω
z
]
T
是系统的状态向量，U＝[δ
x δ
y δ
z
]
T
是系统的控制向量，为输出向量，A(X)和B(...

【专利技术属性】
技术研发人员：凡玉龙，舒畅，马超，
申请(专利权)人：重庆零壹空间科技集团有限公司北京零壹空间电子有限公司西安零壹空间科技有限公司北京零壹空间技术研究院有限公司，
类型：发明
国别省市：