一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法技术

本申请提供了一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，根据程序姿态角与实际姿态角计算差值得到角偏差，再经过校正网络计算得到校正值，根据校正值的绝对值与预设的开关门限及偏差值之和的大小关系，进行通道故障的检测，且根据校正值与预设的开关门限的大小关系，决定通道的开启方向及控制发动机的启动，从而更新箭体的实际姿态角，并使箭体实时跟踪程序姿态角。本申请通过故障检测识别出发动机失效位置，切换姿态控制模式并进行姿态冗余控制，可靠性高，该冗余控制方法简单，工程上容易实现，具有较高的工程应用价值，可以极大的提升姿态控制系统的可靠性。控制系统的可靠性。控制系统的可靠性。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法


[0001]本申请涉及运载火箭姿态控制
，具体涉及一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法。

技术介绍

[0002]运载火箭飞行过程中，姿态控制系统的主要任务是跟踪制导系统解算的程序角指令，从而实现箭体入轨目标。姿态控制系统的可靠性决定了飞行任务成功的概率大小，如何提高姿态控制系统的可靠性是最为重要的课题。侧喷流姿态控制是目前国内主流的姿态控制方式之一，侧喷流姿态控制系统一般由一组沿箭体轴向或径向分布的液体姿控发动机组成，通过液体姿控发动机工作，喷管处产生推力，形成绕箭体质心的控制力拒，实现对俯仰通道、偏航通道、滚动通道的姿态控制。
[0003]箭体飞行过程中，若姿态无冗余控制策略，一旦出现一台发动机异常，箭体就会因为姿态失控而导致飞行任务失败。国内运载火箭飞行试验中出现过这类故障问题。
[0004]目前，国内在运载火箭姿态冗余控制方面的研究非常少，尚未有基于侧喷流姿态控制系统的故障检测及姿态冗余控制方法。侧喷流姿态控制系统中液体姿控发动机布局常用的方式有“米”字型布局和“井”字型布局。其中“井”字型布局具备一定的硬件冗余效果。但姿态冗余控制效果较为局限，只能适应单发动机失效，无法适应两台发动机同时失效的情况。
[0005]如何进一步提升“井”字型布局的姿态冗余控制效果，是亟需解决的技术问题。

技术实现思路

[0006]本申请的目的在于提供一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，方法简单，工程上容易实现，具有较高的工程应用价值，可以极大的提升姿态控制系统的可靠性。
[0007]为了实现上述目的，本申请提供了一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，包括：步骤S1、根据程序姿态角γ
cx
与实际姿态角γ
sj
计算差值得到角偏差，；步骤S2、角偏差经过校正网络计算得到校正值；步骤S3、若连续N个控制周期内，所述校正值的绝对值，则判定当前姿态控制模式下的通道存在发动机喷管工作异常情况，并将当前姿态控制模式切换至另一姿态控制模式；其中，N为正整数，h为预设的开关门限，为预设的偏差值；步骤S4、如果，则通道正向开启，相应的发动机启动，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，从而更新箭体的实际姿态角γ
sj
；如果
，则通道关闭；如果，则通道负向开启，相应的发动机启动，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，从而更新箭体的实际姿态角γ
sj
；步骤S5、重复步骤S1至步骤S4，从而使箭体实时跟踪程序姿态角γ
cx
。
[0008]在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述步骤S2中，校正网络的公式为：其中，为校正网络输出的校正值，为角偏差，E0、E1、E2、E3、F1、F2、F3均为校正网络系数，z0、z
‑1、z
‑2、z
‑3分别表示当前控制周期、前1个控制周期、前2个控制周期、前3个控制周期。
[0009]在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述程序姿态角γ
cx
为火箭发射前装订值，所述实际姿态角γ
sj
通过惯测组合实时测量解算得到。
[0010]在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述步骤S3中，当前姿态控制模式为俯仰通道独立控制，偏航通道和滚动通道分时复用，另一姿态控制模式为偏航通道独立控制，俯仰通道和滚动通道分时复用。
[0011]在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述步骤S3中，N≥5，0.5
°
≤h≤0.8
°
，。
[0012]在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述发动机为液态姿控发动机。
[0013]在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述发动机采用“井”字型布局，该“井”字型布局包括八个发动机，每两个发动机为一组，分别处于四个象限点处，四个象限点分别记为象限点I、象限点II、象限点III及象限点IV，象限点I处的两个发动机分别记为T1、T2，象限点II处的两个发动机分别记为T3、T4，象限点III处的两个发动机分别记为T5、T6，象限点IV处的两个发动机分别记为T7、T8，T1、T2、T3、T4、T5、T6、T7、T8依次顺时针设置。
[0014]在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述俯仰通道独立控制，偏航通道和滚动通道分时复用包括：T1和T2或T5和T6同时开启控制俯仰通道，T3和T4或T7和T8同时开启控制偏航通道，T3和T7或T4和T8同时开启控制滚动通道；所述偏航通道独立控制，俯仰通道和滚动通道分时复用包括：T1和T2或T5和T6同时开启控制俯仰通道，T3和T4或T7和T8同时开启控制偏航通道，T1和T5或T2和T6同时开启控制滚动通道。
[0015]在本申请的一些实施例中，基于前述方案，所述方法用于滚动通道姿态冗余控制，所述程序姿态角γ
cx
为程序滚动角，所述实际姿态角γ
sj
为实际滚动角，所述角偏差为滚动角偏差，所述通道为滚动通道。
[0016]在本申请的一些实施例中，基于前述方案，在所述当前姿态控制模式下，所述步骤S4中，如果，相应的发动机为T4和T8，如果，相应的发动机为T3和T7；
在所述另一姿态控制模式下，所述步骤S4中，如果，相应的发动机为T2和T6，如果，相应的发动机为T1和T5。
[0017]本申请的技术方案提出一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，通过故障检测识别出发动机失效位置，切换姿态控制模式并进行姿态冗余控制，可靠性高，该冗余控制方法简单，工程上容易实现，具有较高的工程应用价值，可以极大的提升姿态控制系统的可靠性。能进一步提升“井”字型布局的姿态控制冗余效果，可以解决“井”字型布局中两个发动机同时失效的问题。
附图说明
[0018]此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。在附图中：图1为侧喷流姿态控制原理图；图2为侧喷流姿态控制系统中液体姿控发动机的“井”字型布局的示意图；图3为本申请运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法的流程图；图4为本申请运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法用于滚动通道姿态冗余控制的流程框图。
具体实施方式
[0019]为使本申请的目的、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，所描述的实施例仅仅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，都属于本申请保护的范围。
[0020]下面将结合附图，对本申请的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，包括：步骤S1、根据程序姿态角γ
cx
与实际姿态角γ
sj
计算差值得到角偏差，；步骤S2、角偏差经过校正网络计算得到校正值；步骤S3、若连续N个控制周期内，所述校正值的绝对值，则判定当前姿态控制模式下的通道存在发动机喷管工作异常情况，并将当前姿态控制模式切换至另一姿态控制模式；其中，N为正整数，h为预设的开关门限，为预设的偏差值；步骤S4、如果，则通道正向开启，相应的发动机启动，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，从而更新箭体的实际姿态角γ
sj
；如果，则通道关闭；如果，则通道负向开启，相应的发动机启动，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，从而更新箭体的实际姿态角γ
sj
；步骤S5、重复步骤S1至步骤S4，从而使箭体实时跟踪程序姿态角γ
cx
。2.根据权利要求1所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，所述步骤S2中，校正网络的公式为：其中，为校正网络输出的校正值，为角偏差，E0、E1、E2、E3、F1、F2、F3均为校正网络系数，z0、z
‑1、z
‑2、z
‑3分别表示当前控制周期、前1个控制周期、前2个控制周期、前3个控制周期。3.根据权利要求1所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，所述程序姿态角γ
cx
为火箭发射前装订值，所述实际姿态角γ
sj
通过惯测组合实时测量解算得到。4.根据权利要求1所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，所述步骤S3中，当前姿态控制模式为俯仰通道独立控制，偏航通道和滚动通道分时复用，另一姿态控制模式为偏航通道独立控制，俯仰通道和滚动通道分时复用。5.根据权利要求4所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄晓平，张修玮，岳小飞，王志军，杨凯铜，谢凤云，唐梦莹，何漫丽，左湛，
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：