【技术实现步骤摘要】
本申请涉及数据处理领域，具体地，涉及一种大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法及其系统。
技术介绍
1、为满足包络所运载有效载荷外形尺寸要求，进一步提高发射任务适应性，需加大运载火箭整流罩尺寸，而保持其他外部结构尺寸不变，从而形成大锤头外形。大锤头外形火箭的气动特性，在跨音速段及最大动压段，压心位置大幅前移，气动力矩系数相应大幅提高，气动干扰影响增大，姿态控制系统可能出现控制能力不足或余量较小情况。固体运载火箭一般采用主发动机柔性喷管摆动进行俯仰和偏航通道姿态控制，其控制能力与主发动机性能、主发动机安装位置、柔性喷管摆动能力、火箭质心分布等相关。工程上通常基于弹性箭体小偏差线性化动力学模型，采用增益定序pd+校正网络控制器，在频域内进行姿态控制参数设计及综合。上述姿态控制参数频域设计及综合方法，通常不考虑执行机构受限情况，即无法直接反映发动机摆角饱和情况影响；在频域分析结果稳定裕度均满足指标要求的情况下，仍会出现时域仿真过程中，特别是下偏下限状态时，姿态控制系统发散的情况。
2、因此，如何提供一种姿态控制参数设计方法，在不更改姿态控制系统配置的前提下，满足姿态控制系统姿态跟踪与稳定性要求成为本领域急需解决的问题。
技术实现思路
1、本申请提供一种大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法，包括以下步骤：获取输入参数；根据输入参数，获取箭体小偏差线性化动力学方程式中的系数；响应于计算完成箭体小偏差线性化动力学方程式系数，选取特征秒点；针对选取的特征秒点，设计对应的
2、如上的，其中，输入参数主要包括：弹道文件，初始数据，气动数据，弹性参数以及风场参数。
3、如上的，其中，获取箭体小偏差线性化动力学方程式中的系数包括：气动力矩系数b2，控制力矩系数b3。
4、如上的，其中，特征秒点主要包括：起飞时刻，攻角转弯时刻，跨音速时刻，最大动压时刻，一二级分离点附近时刻。
5、如上的，其中，针对选取的特征秒点，设计对应的反馈增益值包括，根据设计对应的反馈增益获取特征秒点对应的发动机摆角指令；
6、控制方程为其中为采集的姿态角偏差，为采集的姿态角速度，a0为根据任意特征秒点设计的对应的静态反馈增益，即控制装置中姿态角偏差到发动机摆角之间的稳态放大系数，a1为根据任意特征秒点设计的对应的动态反馈增益，即姿态角速度到发动机摆角之间的稳态放大系数，为发动机摆角指令。
7、一种大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计系统，包括参数获取单元、系数获取单元、特征秒点选取单元、反馈增益值设计单元、校正网络设计单元、验证单元以及调整单元；参数获取单元用于获取输入参数；系数获取单元用于根据输入参数，获取箭体小偏差线性化动力学方程式中的系数；特征秒点选取单元用于选取特征秒点；反馈增益值设计单元用于针对选取的特征秒点，设计对应的反馈增益值；校正网络设计单元用于设计特征秒点对应的校正网络；验证单元用于对反馈控制增益值和校正网络的参数进行时域仿真验证，判断仿真验证中是否能够通过；若仿真验证不能通过，调整单元对反馈控制增益和校正网络参数进行调整，直至仿真验证通过。
8、如上的，其中，参数获取单元中的输入参数主要包括：弹道文件，初始数据，气动数据，弹性参数以及风场参数。
9、如上的，其中，系统获取单元获取箭体小偏差线性化动力学方程式中的系数包括：气动力矩系数b2，控制力矩系数b3。
10、如上的，其中，特征秒点选取单元中的特征秒点主要包括：起飞时刻，攻角转弯时刻，跨音速时刻，最大动压时刻，一二级分离点附近时刻。
11、如上的，其中，反馈增益值设计单元针对选取的特征秒点，设计对应的反馈增益值，根据设计对应的反馈增益获取特征秒点对应的发动机摆角指令；
12、控制方程为其中为采集的姿态角偏差，为采集的姿态角速度，a0为根据任意特征秒点设计的对应的静态反馈增益，即控制装置中姿态角偏差到发动机摆角之间的稳态放大系数，a1为根据任意特征秒点设计的对应的动态反馈增益，即姿态角速度到发动机摆角之间的稳态放大系数，为发动机摆角指令。
13、本申请具有以下有益效果：
14、(1)本申请基于常规设计流程完成第一轮设计，保证了除跨音速段及最大动压段外，其他飞行时间段，姿态控制系统稳定裕度满足指标要求；同时为跨音速段及最大动压段姿态控制参数调整提供依据，降低了参数调整难度，并且，本申请进一步综合时域仿真结果，完成跨音速段及最大动压段反馈控制增益及校正网络参数调整，最终实现姿态控制系统稳定控制。
15、(2)本申请基于时域仿真结果，对跨音速段及最大动压段范围内特征秒点对应反馈增益参数进行调整，便于模拟执行机构受限情况，便于确定需要进行参数调整的时间范围。
16、(3)本申请基于频域分析结果，对跨音速段及最大动压段范围内特征秒点对应校正网络进行调整，保证上偏上限状态刚体裕度，并使弹性裕度超差最小化，从而优化姿态控制系统性能。
17、(4)本申请通过时域仿真完成姿态控制参数最终验证，要求常规偏差组合状态，姿态控制系统稳定，姿态控制精度满足指标要求，摆角控制指令无明显抖动，保证设计方法及设计参数可靠性。
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1.一种大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法，其特征在于，输入参数主要包括：弹道文件，初始数据，气动数据，弹性参数以及风场参数。
3.如权利要求2所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法，其特征在于，获取箭体小偏差线性化动力学方程式中的系数包括：气动力矩系数b2，控制力矩系数b3。
4.如权利要求1所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法，其特征在于，特征秒点主要包括：起飞时刻，攻角转弯时刻，跨音速时刻，最大动压时刻，一二级分离点附近时刻。
5.如权利要求4所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法，其特征在于，针对选取的特征秒点，设计对应的反馈增益值包括，根据设计对应的反馈增益获取特征秒点对应的发动机摆角指令；
6.一种大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计系统，其特征在于，包括参数获取单元、系数获取单元、特征秒点选取单元、反馈增益值设计单元、校正网络设计单元、验证单元以及调整单元；p>
7.如权利要求6所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计系统，其特征在于，参数获取单元中的输入参数主要包括：弹道文件，初始数据，气动数据，弹性参数以及风场参数。
8.如权利要求7所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计系统，其特征在于，系统获取单元获取箭体小偏差线性化动力学方程式中的系数包括：气动力矩系数b2，控制力矩系数b3。
9.如权利要求8所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计系统，其特征在于，特征秒点选取单元中的特征秒点主要包括：起飞时刻，攻角转弯时刻，跨音速时刻，最大动压时刻，一二级分离点附近时刻。
10.如权利要求9所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计系统，其特征在于，反馈增益值设计单元针对选取的特征秒点，设计对应的反馈增益值，根据设计对应的反馈增益获取特征秒点对应的发动机摆角指令；
...【技术特征摘要】
1.一种大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法，其特征在于，输入参数主要包括：弹道文件，初始数据，气动数据，弹性参数以及风场参数。
3.如权利要求2所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法，其特征在于，获取箭体小偏差线性化动力学方程式中的系数包括：气动力矩系数b2，控制力矩系数b3。
4.如权利要求1所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法，其特征在于，特征秒点主要包括：起飞时刻，攻角转弯时刻，跨音速时刻，最大动压时刻，一二级分离点附近时刻。
5.如权利要求4所述的大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计方法，其特征在于，针对选取的特征秒点，设计对应的反馈增益值包括，根据设计对应的反馈增益获取特征秒点对应的发动机摆角指令；
6.一种大直径整流罩固体运载火箭姿态控制参数设计系统，其特征在于，包括参数...
【专利技术属性】
技术研发人员：韩冠超，马玉海，刘凯，蔺骁，吴炜平，
申请(专利权)人：广州中科宇航探索技术有限公司，
类型：发明
国别省市：
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