【技术实现步骤摘要】
本申请涉及运载火箭，尤其涉及一种运载火箭滚转姿态角控制方法。
技术介绍
1、目前，运载火箭多采用摆动喷管的方式进行大气层内飞行段的滚转姿态控制。根据姿态控制系统的信号传递关系，姿态控制系统可分解为两个控制回路，即角速率回路和姿态角回路，两个回路均采用比例控制，控制系统框图如图1所示。
2、采用上述控制方案时，火箭姿态控制系统为0型系统，即当存在内部或外部干扰时，该系统无法完全消除内外部干扰的影响，在存在常值干扰的情况下，最终输出与控制输入之间存在常值误差。火箭飞行过程中会受到各种干扰的影响，如推力不平衡、推力偏斜、质心位置误差、风干扰等，因此传统的姿态控制方案必然会产生控制误差。对于传统轴对称火箭来说，由于滚转干扰较小，滚转控制误差尚在可接受范围内。而对于非轴对称火箭，飞行过程中产生的滚转干扰较大，会导致最终控制精度难以满足设计指标要求。
3、另外，采用上述控制方案时，未对滚转角速度进行限制。当滚转角偏差较大时，滚转角控制会产生较大的滚转角速度，进而对俯仰、偏航等其他通道的姿态控制产生不利影响。
4、...
【技术保护点】
1.一种运载火箭滚转姿态角控制方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的运载火箭滚转姿态角控制方法，其特征在于，在基础滚转姿态角控制回路中增加角偏差限幅器和带限幅的积分器，获得优化后的滚转姿态角控制回路，包括：
3.根据权利要求2所述的运载火箭滚转姿态角控制方法，其特征在于，在基础滚转姿态角控制回路的姿态角偏差输出端与校正网络的摆角输出端之间增加带限幅的积分器。
4.根据权利要求1所述的运载火箭滚转姿态角控制方法，其特征在于，滚转角偏差带限幅积分器的输出结果为滚转角偏差积分值，滚转角偏差积分值的计算公式如下：<...
【技术特征摘要】
1.一种运载火箭滚转姿态角控制方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的运载火箭滚转姿态角控制方法，其特征在于，在基础滚转姿态角控制回路中增加角偏差限幅器和带限幅的积分器，获得优化后的滚转姿态角控制回路，包括：
3.根据权利要求2所述的运载火箭滚转姿态角控制方法，其特征在于，在基础滚转姿态角控制回路的姿态角偏差输出端与校正网络的摆角输出端之间增加带限幅的积分器。
4.根据权利要求1所述的运载火箭滚转姿态角控制方法，其特征在于，滚转角偏差带限幅积分器的输出结果为滚转角偏差积分值，滚转角偏差积分值的计算公式如下：
5.根据权利要求1所述的运载火箭滚转姿态角控制方法，其特征在于，滚转通道姿态控制摆角指令的计算公式如下：
6.根据权利要求5所述的运载火箭滚转姿态...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘凯，蔺骁，韩冠超，吴炜平，张志刚，张智境，
申请(专利权)人：北京中科宇航技术有限公司，
类型：发明
国别省市：
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