一种垂直起降火箭在线轨迹规划的等效姿态控制处理方法与流程

本发明涉及一种垂直起降火箭在线轨迹规划的等效姿态控制处理方法，属于运载器的轨迹在线规划技术领域。

背景技术：

在线轨迹规划技术是一项火箭飞行过程中实时规划一条火箭运动轨迹满足各种等式及不等式约束条件的技术。在垂直起降重复使用火箭下落段中的飞行控制中，在线轨迹规划技术的引入可以解决火箭开始下落位置的不确定性难题。现有轨迹规划问题描述中动力学等式约束在建立过程中一般只是选择将推力矢量t做为状态量，然后将矢量在坐标系下x,y,z三个方向的分力矢量tx,ty,tz分别作为状态量分别构建微分方程。但是这种构建方式会产生形如tx²+ty²+tz²＝t²的非线性等式，使得计算更复杂，而且这种构建方式不利于x,y,z三方向分通道加速度微分方程描述，也不利于x,y,z三方向分通道加速度相关等式与不等式约束描述。

而对于垂直起降重复使用火箭垂直着陆段飞行时，横纵x,z方向的位置调整主要依靠发动机摆角调整箭体姿态使得推力矢量在x,z方向有一定的推力分量。而依靠发动机摆角调整箭体姿态也需要一个响应过程，因此将此调节过程引入在线轨迹规划x,z方向的动力学等式约束中，可以将姿态控制回路间接体现在在线轨迹规划算法中，可以解决姿态控制响应延迟而导致x,z方向推力矢量分量不准确的难题，使得整体控制运动规划效果更佳，有助于提高火箭落地时的位置精度。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种垂直起降火箭在线轨迹规划的等效姿态控制处理方法，在垂直起降重复使用火箭在线轨迹规划的添加等效姿态控制回路环节，使得姿态控制回路间接体现在在线轨迹规划算法中，解决姿态控制响应延迟的工程难题，使得整体控制运动规划效果更佳，提高垂直起降重复使用火箭横纵x,z方向的位置控制精度。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种用于垂直起降重复使用火箭在线轨迹规划的等效姿态控制处理方法，包括如下步骤：

1)构建火箭水平面内横纵x,z方向动力学模型；

2)构建姿态控制回路等效二阶模型；

3)将姿态控制回路等效二阶模型转换为动力学微分方程形式，补入动力学模型中；

4)在动力学模型中补加横纵方向产生的加速度ax,az的微分方程；

5)构建包含等效姿控回路等效二阶模型的在线轨迹规划动力学等式约束方程；

6)实时获取状态量，通过在线轨迹规划动力学等式约束方程实时求解控制量u；

7)获取竖直方向所产生的推力加速度指令uy，计算俯仰、偏航、滚动方向的程序角指令，按照程序角指令控制火箭姿态。

优选的，火箭横纵方向动力学模型如下：

其中水平面内横纵方向的位移为x,z，水平面内横纵方向产生的速度vx,vy，水平面内横纵方向产生的加速度为ax,az。

优选的，姿态控制回路等效二阶模型如下：

ux,uz为水平面内横纵方向所产生的推力加速度指令，k为等效稳态增益，w为等效频率，ξ为等效阻尼系数，s为变换算子。

优选的，测量发动机的真实增益作为k值，真实相应频率作为w，真实阻尼系数作为ξ值。

优选的，进行火箭半实物仿真，根据姿态控制程序角的跟踪偏差，调整k、w、ξ的值，减小姿态控制程序角的跟踪偏差。

优选的，转换后的动力学微分方程形式如下：

优选的，动力学模型中补加横纵方向产生的加速度ax,az的微分方程形式如下：

优选的，线轨迹规划动力学等式约束方程为：

其中状态量控制量u＝[uxuz]′a和b分别为状态量和控制量前的系数。

优选的，a、b矩阵如下：

优选的，计算俯仰、偏航、滚动方向的程序角指令如下：

γcx＝0，

其中g为重力加速度。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明依靠发动机摆角调整箭体姿态也需要一个响应过程，因此将此调节过程引入在线轨迹规划x,z方向的动力学等式约束中，可以将姿态控制回路间接体现在在线轨迹规划算法中，可以解决姿态控制响应延迟而导致x,z方向推力矢量分量不准确的难题，使得整体控制运动规划效果更佳，有助于提高火箭落地时的位置精度。

(2)现有将推力矢量t作为状态量，无法单独约束ux和uz并进行姿态转换，本发明通过单独将ux和uz的大小作为状态量幅值进行约束，进而能够直接控制姿态角的幅值范围，避免姿态角指令发散，保证了火箭姿态控制的稳定性。

(3)本发明通过对ux和uz的变化率进行约束，进而能够对姿态角的变化率进行约束，保证了火箭的姿态控制能够被及时响应。

(4)当接近飞行结束时，对ux和uz进行终端等式约束，能够使得火箭垂直平稳着陆回收。

附图说明

图1为本发明垂直起降火箭在线轨迹规划的等效姿态控制处理方法方案示意图。

具体实施方式

本发明的技术方案是在已有的垂直起降重复使用火箭在线轨迹规划的质心运动解耦描述中横纵x,z方向的控制指令引入姿态控制响应特性。先将姿态控制特性描述改为动力学微分方程形式，然后并入在线轨迹规划动力学等式微分方程中即可，如图1所示。

具体实现步骤如下：

1)构建火箭在线轨迹规划水平面内横纵x,z方向动力学模型

按照发射惯性坐标系原点在发射点o，ox轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向；oy轴垂直于发射点水平面，指向上方，oz轴垂直于xoy面，构成右手坐标系。

设火箭运动方向的位移为x,z，运动方向产生的速度vx,vy，运动方向产生的加速度为ax,az。则可构建动力学方程如下：

2)构建姿态控制回路等效二阶模型

设横纵方向所产生的推力指令为ux,uz，由于uy+g远大于ux,uz，可以采用推力指令为ux,uz等效姿态角。为使推导方便，在此将推力指令ux,uz定义为加速度形式，真实的推力的指令再乘以质量系数。本发明选用的姿态控制回路等效模型为二阶模型，其中等效稳态增益为k，等效频率为w，等效阻尼系数为ξ，s为变换算子，则传递函数如下：

3)获取姿态控制回路等效二阶模型的动力学微分方程形式

4)在动力学模型中补加ax,az的微分方程

5)构建包含等效姿控回路的在线轨迹规划动力学等式约束方程

设状态量φ和控制量u分别为

则可得到包含发动机特性的在线轨迹规划动力学微分方程如下，其中a和b分别为状态量和控制量前的系数。

6)实时获取状态量φ，通过在线轨迹规划动力学等式约束方程实时求解控制量u。

设置每个状态量和控制量的约束，保证了火箭姿态控制不会超出火箭本身的能力范围。

7)获取uy，计算俯仰、偏航、滚动方向的程序角指令：

γcx＝0。

g为重力加速度。按照程序角指令控制火箭姿态。uy在发动机特性回路中计算获得，姿态控制回路直接使用该参数。

通过对ux和uz的约束，进而约束了俯仰和偏航方向的程序角指令。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。