运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法与流程

本发明涉及运载火箭一子级再入知道控制技术领域，特别涉及一种运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法。

背景技术：

运载火箭一般采用多级构型完成飞行任务，一子级完成工作后会被抛掉以减去多余的结构重量。现役运载火箭一子级与上面级分离后作无控飞行，滑行一段时间后再入大气层。落点分布范围较广，一般为航区中心线上长50km宽30km的区域内随机分布。航区中心线经过城镇等有人居住的地区，会产生安全性问题，并且，一子级落点散落范围大导致搜寻和处理的难度大。若通过在发射轨道设计中改变主动段的弹道以满足理论落区的要求，会损失火箭的运载能力，给卫星发射任务带来不利影响。

分析一子级的再入特性可知，一子级再入过程中飞行高度变化大，滑行最高点高度可达200km，并于100km高度再次进入大气层，高度快速降低。一子级坠落速度大，再入大气层之前速度可达6-8马赫，再入大气后坠落速度变化大，从8马赫骤降到亚音速，具有飞行环境变化剧烈，轴向过载大的特点。高速的再入带来热流问题，速度、高度的变化导致飞行模型的参数变化剧烈，使得再入控制问题具有非线性强耦合的特点。并且，实际飞行中火箭一子级残骸容易解体，造成安全隐患，并使搜寻回收的难度更大。

为解决现实问题，需要寻求一种简单高效的方法，充分利用高速飞行状态下的大气气动力，对一子级进行制导控制以减小落区范围。

技术实现要素：

本发明针对上述现有技术中存在的问题，提出一种运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，为基于栅格舵的一子级控制，使一子级落区散步半径大幅减小并实现落区修正的目的；并且栅格舵具有气动阻力大的特点，展开时对于运载火箭一子级再入中的减速作用使得一子级解体的概率大大降低，解决了落区安全及一子级残骸搜寻问题。

为解决上述技术问题，本发明是通过如下技术方案实现的：

本发明提供一种运载火箭一子级再入控制系统，其设置在运载火箭一子级上，包括：栅格舵以及栅格舵控制系统，所述栅格舵控制系统用于控制所述栅格舵的再入飞行姿态，进而控制所述运载火箭一子级的再入飞行姿态。

较佳地，所述栅格舵控制系统包括：导航系统、轨迹生成系统、稳定控制系统以及轨迹跟踪系统，其中，

所述导航系统分别与所述栅格舵、所述稳定控制系统以及轨迹生成系统相连，所述导航系统用于获得所述栅格舵的实时飞行参数，并将所述实时飞行参数传输到所述轨迹生成系统以及稳定控制系统；

所述轨迹生成系统分别与所述导航系统以及所述稳定控制系统相连，所述轨迹生成系统用于根据所述导航系统传输来的所述实时飞行参数结合所述运载火箭一子级再入飞行过程中的约束条件生成再入轨迹；

所述稳定控制系统分别与所述导航系统以及所述稳定控制系统相连，所述稳定控制系统用于根据所述轨迹生成系统生成的再入轨迹的程序角以及所述导航系统传输来的实时飞行参数获得所述栅格舵的内环快回路舵控制量；

所述轨迹跟踪系统分别与所述稳定控制系统以及所述栅格舵相连，所述轨迹跟踪系统用于根据其自身根据制导指令生成的外环慢回路舵控制量以及所述稳定控制系统生成的内环回路舵控制量联合控制所述栅格舵的再入飞行姿态。

较佳地，所述稳定控制系统包括：线性控制器以及非线性反馈控制器；

所述非线性反馈控制器用于根据所述线性控制器将所述运载火箭一子级的非线性的再入飞行控制问题转化为线性。

本发明还提供一种运载火箭一子级再入控制方法，其包括以下步骤：

S11:栅格舵控制系统产生控制栅格舵的再入飞行姿态的飞行参数；

S12：所述栅格舵产生气动力，根据所述飞行参数提供再入飞行过程中的稳定控制力，带动所述运载火箭一子级的再入飞行。

较佳地，所述步骤S11具体包括：

S111：导航系统测得所述栅格舵的实时飞行参数，并将所述实时飞行参数传输到轨迹生成系统以及稳定控制系统；

S112:所述轨迹生成系统接收所述导航系统测得的所述实时飞行参数，结合运载火箭一子级再入过程中的约束条件生成再入轨迹；

S113:所述稳定控制系统根据所述轨迹生成系统获得的再入轨迹的程序角以及所述导航系统测得的所述实时飞行参数，解算出保持姿态稳定情况下的内环快回路舵控制量；

S114：轨迹跟踪系统根据其自身根据制导指令解算出的外环慢回路舵控制量以及所述稳定控制系统生成的内环回路舵控制量联合控制所述栅格舵的再入飞行姿态。

较佳地，所述步骤S113具体包括：所述稳定控制系统将所述运载火箭一子级的非线性的再入飞行控制问题转化为线性，然后根据轨迹生成系统获得的再入轨迹的程序角以及所述导航系统测得的所述实时飞行参数，解算出保持姿态稳定情况下的内环快回路舵控制量。

本发明还提供一种运载火箭一子级再入仿真系统，其包括：轨迹优化单元、制导解算单元、气动仿真数据单元、控制单元、再入运动力学模型单元、再入运动学模型单元以及导航解算单元，其中，

所述轨迹优化单元与所述制导解算单元相连，所述轨迹优化单元用于通过弹道优化为所述制导解算单元提供再入轨迹；

所述气动仿真数据单元分别与所述制导解算单元、所述控制系统以及所述再入运动力学模型单元相连，所述气动仿真数据单元用于为制导解算单元、所述控制系统以及所述再入运动力学模型单元提供气动数据；

所述制导解算单元与所述控制系统相连，所述制导解算单元用于根据所述再入轨迹以及所述气动数据解算出外环慢回路舵控制量，并将其传输到控制系统；

所述控制单元与所述再入运动力学模型单元相连，所述控制单元用于将所述制导解算单元的外环慢回路舵控制量以及其自身根据所述气动数据解算出的内环快回路控制量输入到再入运动力学模型单元中；

所述再入运动学模型单元与所述再入运动力学模型单元相连，所述再入运动学模型单元用于结合再入运动力学模型单元实现运载火箭一子级的飞行过程的积分解算；

所述导航解算单元与所述再入运动学模型单元相连，所述导航解算单元用于接收所述再入运动学模型单元获得的飞行参数；

所述制导解算单元与所述导航解算单元相连，所述制导解算单元用于接收所述导航解算单元传输来的飞行参数，以进行下一时刻的仿真。

较佳地，所述再入运动力学单元中的运动参数中加入了扰动及噪声，用于模拟实际飞行中的风扰及硬件误差。

本发明还提供一种运载火箭一子级再入仿真方法，其包括以下步骤：

S21：轨迹优化单元通过弹道优化为制导解算单元提供再入轨迹；

S22：气动仿真单元为制导解算单元、控制单元以及再入运动力学模型单元提供气动数据；

S23：所述制导解算单元用于根据所述再入轨迹以及所述气动数据解算出外环慢回路舵控制量，并将其传输到控制系统；

S24：控制系统将所述制导解算单元的外环慢回路舵控制量以及其自身根据所述气动数据解算出的内环快回路控制量输入到再入运动力学模型单元中；

S25：所述运动学模型单元对所述运动力学模型中的飞行参数进行积分解算；

S26：将所述运动学模型单元解算出的飞行参数输入到所述导航解算单元中，以模拟实际飞行中的飞行参数；

S27：所述导航解算单元将所述飞行参数传输到所述制导解算单元中，以实现下一时刻的仿真，实现真个仿真系统的闭环。

较佳地，所述步骤S25中的飞行参数中加入了噪声及扰动以模型实际飞行中的风扰及硬件误差。

相较于现有技术，本发明具有以下优点：

(1)本发明提供的运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，设计了一种安装于运载火箭一子级上的栅格舵控制系统，栅格舵控制系统具有良好的高速再入性能，配合制导系统，可以实现一子级落区散布半径大幅度较小并实现落区修正的目的，可以将一子级的落区范围从50km量级缩小到1km量级，切实解决落区安全及一子级残骸的搜寻问题；

(2)本发明在运载火箭一子级的头部安装栅格舵，栅格舵具有比常规舵面良好的控制特性与减速特性，能够降低运载火箭一子级的解体概率，再入中的控制效果更好，落区精度更高；

(3)本发明的仿真系统及方法通过对再入过程中的大气参数变化及相关干扰对飞行过程的影响进行仿真，解决再入轨迹优化问题，为轨迹跟踪系统的制导方案提供参考轨迹，通过不断的仿真优化，以满足控制力的要求，获得更好的气动力特性。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。

附图说明

下面结合附图对本发明的实施方式作进一步说明：

图1为本发明的实施例的运载火箭一子级再入控制系统的结构示意图；

图2为本发明的较佳实施例的运载火箭一子级再入控制系统的结构示意图；

图3为本发明的实施例的运载火箭一子级再入仿真系统的结构示意图。

标号说明：11-导航系统，12-轨迹生成系统，13-稳定控制系统，14-轨迹跟踪系统，15-栅格舵；

131-线性控制器，132-非线性反馈控制器；

21-轨迹优化单元，22-制导解算单元，23-气动仿真数据单元，24-控制单元，25-再入运动力学模型单元，26-再入运动学模型单元，27-导航解算单元。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

实施例1：

本实施例对本发明的运载火箭一子级再入控制系统进行详细描述，在运载火箭一子级的头部扩展一个舱段，将再入控制系统安装在扩展舱段，其结构示意图如图1所示，包括：栅格舵15以及栅格舵控制系统，栅格舵控制系统用于控制栅格舵的再入飞行姿态，进而控制运载火箭一子级的再入飞行姿态。

本实施例中，栅格舵控制系统包括：导航系统11、轨迹生成系统12、稳定控制系统13以及轨迹跟踪系统14，导航系统11分别与栅格舵15、稳定控制系统13以及轨迹生成系统12相连，导航系统11用于获得栅格舵15(即运载火箭一子级)的实时飞行参数(包括：位置、速度、加速度、姿态角与角速度等)，并将实时飞行参数传输到轨迹生成系统12以及稳定控制系统13；轨迹生成系统12分别与导航系统11以及稳定控制系统13相连，轨迹生成系统12用于根据导航系统11传输来的实时飞行参数结合运载火箭一子级再入飞行过程中的约束条件生成再入轨迹；稳定控制系统13分别与导航系统11以及稳定控制系统13相连，稳定控制系统13用于根据轨迹生成系统12生成的再入轨迹的程序角以及导航系统11传输来的实时飞行参数获得栅格舵15的内环快回路舵控制量；轨迹跟踪系统14分别与稳定控制系统13以及栅格舵15相连，轨迹跟踪系统14用于根据其自身根据制导指令生成的外环慢回路舵控制量以及稳定控制系统13生成的内环回路舵控制量联合控制栅格舵15的再入飞行姿态。

较佳实施例中，稳定控制系统13包括：线性控制器131以及非线性反馈控制器132，如图2所示，非线性反馈控制器132采用反馈线性化的方法将非线性的再入过程飞行控制问题转化为线性，下面以其中一种飞行参数(角速度)为例进行说明，首先设计线性控制器为：

v₁＝k₃₂(k_xc-k_x)

v₂＝k₂₂(k_yc-k_y)

v₃＝k₁₂(k_zc-k_z)

其中，v₁、v₂和v₃代表三自由度飞行参数，对应于质心运动三个方向的速度或扰质心运动的姿态角速度；k_x、k_y、k_z和k_xc、k_yc、k_zc分别表示三个通道的控制量的实际值及其指令值；k₃₂、k₂₂和k₁₂为比例常数。

通过反馈线性化的方法将具体参数代入上式得到内环的非线性反馈控制器种为：

其中，W_x、W_y和W_z为三个方向的角速度，I_x、I_y和I_z为转动惯量，q为动压，s和l分别为参考面积和参考长度，v为飞行速度，T和U分别为攻角和侧滑角，等为相应方向的力矩对相应加速度的导数。

实施例2：

本实施例对本发明的运载火箭一子级再入控制方进行详细描述，其是采用实施例1的运载火箭一子级再入控制系统实现的再入控制方法，其包括以下步骤：

S11:栅格舵控制系统产生控制栅格舵的再入飞行姿态的飞行参数；

S12：栅格舵产生气动力，根据飞行参数提供再入飞行过程中的稳定控制力，带动运载火箭一子级的再入飞行。

其中，步骤S11具体包括：

S111：导航系统测得栅格舵的实时飞行参数，并将实时飞行参数传输到轨迹生成系统以及稳定控制系统；

S112：轨迹生成系统接收导航系统测得的实时飞行参数，结合运载火箭一子级再入过程中的约束条件生成再入轨迹；

S113：稳定控制系统根据轨迹生成系统获得的再入轨迹的程序角以及导航系统测得的实时飞行参数，解算出保持姿态稳定情况下的内环快回路舵控制量；

S114：轨迹跟踪系统根据其自身根据制导指令解算出的外环慢回路舵控制量以及稳定控制系统生成的内环回路舵控制量联合控制栅格舵的再入飞行姿态。

实施例3：

本实施例对本发明的运载火箭一子级再入仿真系统进行详细描述，其结构示意图如图3所示，其包括：轨迹优化单元21、制导解算单元22、气动仿真数据单元23、控制单元24、再入运动力学模型单元25、再入运动学模型单元26以及导航解算单元27，其中，轨迹优化单元21与制导解算单元22相连，用于通过弹道优化为制导解算单元22提供再入轨迹；气动仿真数据单元23分别与制导解算单元22、控制系统24以及再入运动力学模型单元25相连，用于为制导解算单元22、控制系统24以及再入运动力学模型单元25提供气动数据；制导解算单元22与控制系统24相连，用于根据再入轨迹以及气动数据解算出外环慢回路舵控制量，并将其传输到控制系统24；控制单元24与再入运动力学模型单元25相连，用于将制导解算单元22的外环慢回路舵控制量以及其自身根据气动数据解算出的内环快回路控制量输入到再入运动力学模型单元26中；再入运动学模型单元26与再入运动力学模型单元25相连，用于结合再入运动力学模型单元实现运载火箭一子级的飞行过程的积分解算；导航解算单元27与再入运动学模型单元26相连，用于接收再入运动学模型单元26获得的飞行参数；制导解算单元22与导航解算单元27相连，用于接收导航解算单元27传输来的飞行参数，以进行下一时刻的仿真。

其中，再入运动力学单元25中的运动参数中加入了扰动及噪声，用于模拟实际飞行中的风扰及硬件误差。

实施例4：

本实施例对本发明的运载火箭一子级再入仿真方法进行详细描述，其是采用实施例3的运载火箭一子级再入仿真系统实现的仿真方法，其包括以下步骤：

S21：轨迹优化单元通过弹道优化为制导解算单元提供再入轨迹；

S22：气动仿真单元为制导解算单元、控制单元以及再入运动力学模型单元提供气动数据；

S23：制导解算单元用于根据再入轨迹以及气动数据解算出外环慢回路舵控制量，并将其传输到控制系统；

S24：控制系统将制导解算单元的外环慢回路舵控制量以及其自身根据气动数据解算出的内环快回路控制量输入到再入运动力学模型单元中；

S25：运动学模型单元对运动力学模型中的飞行参数进行积分解算；

S26：将运动学模型单元解算出的飞行参数输入到导航解算单元中，以模拟实际飞行中的飞行参数；

S27：导航解算单元将飞行参数传输到制导解算单元中，以实现下一时刻的仿真，实现真个仿真系统的闭环。

其中，步骤S25中的飞行参数中加入了噪声及扰动以模型实际飞行中的风扰及硬件误差。

此处公开的仅为本发明的优选实施例，本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，并不是对本发明的限定。任何本领域技术人员在说明书范围内所做的修改和变化，均应落在本发明所保护的范围内。