本發(fā)明涉及一種適應(yīng)長時(shí)間失控的姿態(tài)控制方法，屬于運(yùn)載火箭控制
技術(shù)領(lǐng)域：
。
背景技術(shù)：
：：軌道轉(zhuǎn)移飛行器與基礎(chǔ)級火箭分離后，需要進(jìn)行長時(shí)間失控飛行，并在起控后完成載荷分離任務(wù)，之后仍要沿標(biāo)準(zhǔn)彈道程序角飛行。常規(guī)手段是采用歐拉角解算模式對姿態(tài)角進(jìn)行結(jié)算，但是由于初始姿態(tài)角速度存在，在長時(shí)間失控飛行過程中，姿態(tài)角變化范圍大，歐拉角解算模式易因姿態(tài)解算奇異而導(dǎo)致姿態(tài)控制發(fā)散，導(dǎo)致飛行器姿態(tài)偏離標(biāo)準(zhǔn)彈道，影響飛行器的平穩(wěn)可靠飛行。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：：本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種適應(yīng)長時(shí)間失控的姿態(tài)控制方法，能夠快速抑制軌道轉(zhuǎn)移飛行器偏離標(biāo)準(zhǔn)彈道的姿態(tài)，保證在全空間姿態(tài)指向下飛行器平穩(wěn)可靠飛行。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種適應(yīng)長時(shí)間失控的姿態(tài)控制方法，包括如下步驟：(1)在起控后的每個(gè)控制計(jì)算周期T內(nèi)，根據(jù)飛行器慣組給出的姿態(tài)角增量信息，計(jì)算飛行器箭體系三通道的角速度ωz1GZ=Δθz1T]]>ωy1GZ=Δθy1T]]>ωx1GZ=Δθx1T]]>其中，Δθx1、Δθy1、Δθz1分別為T時(shí)間內(nèi)飛行器箭體系x1、y1、z1通道的角增量,ωx1GZ、ωy1GZ、ωz1GZ分別為T時(shí)間內(nèi)飛行器繞箭體系x1、y1、z1軸的角速度；(2)根據(jù)飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量理論值Jα、噴管推力理論值Pα、噴管到旋轉(zhuǎn)軸距離理論值Lα，計(jì)算其中，α＝x1,y1或z1。(3)將中的最大值記為mxx，如果Δθα≤-mxx，則開啟α通道使負(fù)向角速度減小的噴管；如果Δθα≥mxx，則開啟α通道使正向角速度減小的噴管；如果|Δθα|＜mxx或ΔθαΔθα,-1＜0，則關(guān)閉α通道的噴管，該通道角速度控制結(jié)束，不再根據(jù)角增量大小Δθα控制噴管開啟或關(guān)閉，其中Δθα,-1為前一控制計(jì)算周期的角速度；(4)在x1、y1、z1通道的噴管全部關(guān)閉的時(shí)刻tq，根據(jù)程序四元數(shù)和實(shí)際四元數(shù)實(shí)時(shí)計(jì)算飛行器箭體系x1、y1、z1通道的姿態(tài)角偏差，利用姿態(tài)角偏差對飛行器進(jìn)行控制，使飛行器運(yùn)行到標(biāo)準(zhǔn)彈道姿態(tài)上。所述步驟(4)中計(jì)算姿態(tài)角偏差的方法為：(2.1)利用公式ΔQ＝[Δq0Δq1Δq2Δq3]T＝Q-1οQcx計(jì)算程序四元數(shù)和實(shí)際四元數(shù)的偏差，其中，Q-1＝[q0-q1-q2-q3]T；(2.2)如果Δq0＜0，則令ΔQ＝-ΔQ，否則ΔQ不變；(2.3)利用公式δθ＝2arccos(Δq0)計(jì)算δθ，如果δθ＜10-4弧度，則飛行器箭體系x1、y1、z1通道的姿態(tài)角偏差Δγ1、Δψ1、分別為如果δθ≥10-4弧度，則所述步驟(4)中，利用公式q0q1q2q3t=q0-q1-q2-q3q1q0-q3q2q2q3q0-q1q3-q2q1q0t-T·cosΔθ2Δθx1Δθ·sinΔθ2Δθy1Δθ·sinΔθ2Δθz1Δθ·sinΔθ2]]>計(jì)算t時(shí)刻的實(shí)際四元數(shù)其中由t-T時(shí)刻實(shí)際四元數(shù)確定,起飛時(shí)刻的實(shí)際四元數(shù)由初始對準(zhǔn)測量得到。所述步驟(4)中利用四元數(shù)固定目標(biāo)的調(diào)姿方法，在線實(shí)時(shí)計(jì)算生成程序四元數(shù)其中程序四元數(shù)初值設(shè)置為全部噴管關(guān)閉時(shí)刻tq對應(yīng)的實(shí)際四元數(shù)終值為調(diào)姿結(jié)束時(shí)刻te對應(yīng)的程序四元數(shù)其中，為調(diào)姿結(jié)束時(shí)刻te對應(yīng)的彈道程序角，為已知量。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下有益效果：(1)本發(fā)明通過控制通道噴管，能夠快速實(shí)現(xiàn)角速度減小，從而有效抑制姿態(tài)漂離，在角速度控制結(jié)束后，采用基于四元數(shù)的姿態(tài)角偏差計(jì)算方法計(jì)算箭體系下的角偏差，實(shí)現(xiàn)姿態(tài)角調(diào)姿。從而在起控后，可快速抑制運(yùn)載器姿態(tài)繼續(xù)偏離標(biāo)準(zhǔn)彈道，并可保證在調(diào)姿角度不確定情況下的平穩(wěn)可靠高精度控制，從而提高運(yùn)載器飛行適應(yīng)性。(2)本發(fā)明在姿態(tài)角調(diào)姿過程中采用基于四元數(shù)的在線規(guī)劃方式實(shí)時(shí)產(chǎn)生程序四元數(shù)，并根據(jù)導(dǎo)航不斷更新的實(shí)時(shí)四元數(shù)，從而依據(jù)程序四元數(shù)和實(shí)時(shí)四元數(shù)，利用角速度勻速轉(zhuǎn)動(dòng)模式，計(jì)算箭體系下的姿態(tài)角偏差，從而有效避免了采用傳統(tǒng)歐拉角解算模式可能會(huì)出現(xiàn)解算奇異現(xiàn)象的問題，能夠快速抑制軌道轉(zhuǎn)移飛行器偏離標(biāo)準(zhǔn)彈道的姿態(tài)，保證了在全空間姿態(tài)指向下飛行器平穩(wěn)可靠飛行。附圖說明：圖1為本發(fā)明方法流程圖；圖2為飛行器繞箭體系x1、y1、z1軸的角速度曲線；圖3為飛行器箭體系x1、y1、z1通道的姿態(tài)角偏差曲線。具體實(shí)施方式：本發(fā)明提出一種適應(yīng)長時(shí)間失控的姿態(tài)控制方法，能夠快速抑制軌道轉(zhuǎn)移飛行器偏離標(biāo)準(zhǔn)彈道的姿態(tài)，保證在全空間姿態(tài)指向下飛行器平穩(wěn)可靠飛行。設(shè)計(jì)思路如下：(1)基于姿控噴管的三軸角速度控制方法軌道轉(zhuǎn)移飛行器失控飛行結(jié)束后，姿控噴管開始接收控制指令正常工作，起控后，為盡快抑制姿態(tài)角繼續(xù)漂離，采用角速度控制來減小角速度，為保證三通道角速度快速減小，采用噴管連續(xù)開啟工作模式，三通道根據(jù)角速度方向開啟相應(yīng)噴管，直到角速度減小至0，并在三通道角速度最后一個(gè)下降到0附近時(shí)，三通道再同時(shí)切換至基于角偏差的控制。(2)調(diào)姿過程基于四元數(shù)的姿態(tài)角偏差計(jì)算方法角速度控制結(jié)束后，需要將飛行器快速平穩(wěn)調(diào)整到彈道程序角，采用傳統(tǒng)歐拉角解算模式，由于長時(shí)間失控影響，歐拉角大小不確定，可能會(huì)出現(xiàn)歐拉角解算奇異現(xiàn)象。為此，在姿態(tài)角調(diào)姿過程中采用基于四元數(shù)的在線規(guī)劃方式實(shí)時(shí)產(chǎn)生程序四元數(shù)，并根據(jù)導(dǎo)航不斷更新的實(shí)時(shí)四元數(shù)，從而依據(jù)程序四元數(shù)和實(shí)時(shí)四元數(shù)，利用角速度勻速轉(zhuǎn)動(dòng)模式，計(jì)算箭體系下的姿態(tài)角偏差，用于姿態(tài)控制。依據(jù)上述思路，本發(fā)明的具體步驟如圖1所示，內(nèi)容如下：(1)在起控后的每個(gè)控制計(jì)算周期T內(nèi)，根據(jù)飛行器慣組給出的姿態(tài)角增量信息，計(jì)算飛行器箭體系三通道的角速度ωz1GZ=Δθz1T]]>ωy1GZ=Δθy1T]]>ωx1GZ=Δθx1T]]>箭體系是以O(shè)x1、0y1、0z1軸表示的直角坐標(biāo)系，原點(diǎn)0為箭體質(zhì)心，0x1沿箭體縱軸指向前，0y1軸與0x1垂直并在箭體縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)向上，0z1軸由右手法則確定。其中，Δθx1、Δθy1、Δθz1分別為T時(shí)間內(nèi)飛行器箭體系x1、y1、z1通道的角增量,ωx1GZ、ωy1GZ、ωz1GZ分別為飛行器繞箭體系x1、y1、z1軸的角速度。(2)根據(jù)運(yùn)載器理論計(jì)算的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Jα、噴管推力Pα、噴管到旋轉(zhuǎn)軸距離Lα，計(jì)算其中，α＝x1,y1,z1。(3)將中的最大值記為mxx，(4)如果Δθα≤-mxx，則開啟α通道使負(fù)向角速度減小的噴管；(5)如果Δθα≥mxx，則開啟α通道使正向角速度減小的噴管；(6)如果|Δθα|＜mxx或ΔθαΔθα,-1＜0(Δθα,-1為前一控制計(jì)算周期的角速度)，則關(guān)閉相應(yīng)α通道的噴管，該通道角速度控制結(jié)束，不再根據(jù)角速度大小Δθα控制噴管開啟或關(guān)閉；(7)在三組通道的噴管全部關(guān)閉的時(shí)刻tq，進(jìn)入基于姿態(tài)角偏差的控制模式，角偏差計(jì)算需要根據(jù)程序四元數(shù)和四元數(shù)來計(jì)算；其中，四元數(shù)根據(jù)(1)中角增量，不斷遞推計(jì)算得到，遞推初值為起飛時(shí)刻四元數(shù)，由初始對準(zhǔn)測量得到；相應(yīng)遞推公式為q0q1q2q3t=q0-q1-q2-q3q1q0-q3q2q2q3q0-q1q3-q2q1q0t-T·cosΔθ2Δθx1Δθ·sinΔθ2Δθy1Δθ·sinΔθ2Δθz1Δθ·sinΔθ2]]>其中，t表示當(dāng)前時(shí)刻，t-T表示前一計(jì)算時(shí)刻。為t時(shí)刻的實(shí)際四元數(shù)，由t-T時(shí)刻實(shí)際四元數(shù)確定。程序四元數(shù)根據(jù)基于四元數(shù)固定目標(biāo)的調(diào)姿方法，在線實(shí)時(shí)計(jì)算生成，該方法是該領(lǐng)域成熟技術(shù)，只需要配置初值、終值，以及調(diào)姿起始、結(jié)束時(shí)刻即可，這里初值為全部噴管關(guān)閉時(shí)刻tq對應(yīng)的實(shí)際四元數(shù)終值為調(diào)姿結(jié)束時(shí)刻te對應(yīng)的程序四元數(shù)其中，為調(diào)姿結(jié)束時(shí)刻te對應(yīng)彈道程序角(轉(zhuǎn)序?yàn)?。根據(jù)程序四元數(shù)和四元數(shù)按照如下公式計(jì)算姿態(tài)角偏差：ΔQ＝[Δq0Δq1Δq2Δq3]T＝Q-1οQcx其中，Q-1＝[q0-q1-q2-q3]T。在上式中，如果Δq0＜0，則令ΔQ＝-ΔQ，否則ΔQ不變，然后按照如下方式計(jì)算姿態(tài)角偏差：首先，計(jì)算δθ，有δθ＝2arccos(Δq0)如果δθ＝2arccos(Δq0)＜0.001°/57.3，則取否則，這里，Δψ1,Δγ1為姿態(tài)角偏差。利用本發(fā)明方法對某飛行器進(jìn)行長時(shí)間失控后的姿態(tài)控制仿真，得到飛行器繞箭體系x1、y1、z1軸的角速度曲線如圖2所示，飛行器箭體系x1、y1、z1通道的姿態(tài)角偏差曲線如圖3所示。從圖2中角速度ωx1GZ、ωy1GZ、ωz1GZ曲線，可以看出，本發(fā)明方法能夠快速實(shí)現(xiàn)角速度減小，從而有效抑制姿態(tài)漂離；從圖3中姿態(tài)角偏差曲線Δγ1,Δψ1,可以看出沿著向彈道姿態(tài)規(guī)劃的路徑，姿態(tài)角偏差較小，即姿態(tài)角平緩過渡到彈道姿態(tài)上，控制穩(wěn)定。說明本發(fā)明方法有效可行，可保證飛行器平穩(wěn)可靠飛行。實(shí)際上，該方法已成功應(yīng)用于某飛行器實(shí)際飛行中長時(shí)間失控情形下的姿態(tài)控制，并取得圓滿成功。本發(fā)明未詳細(xì)說明部分屬于本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識。當(dāng)前第1頁1 2 3