一种大空域高动态火箭子级落区精确垂直回收控制方法与流程
本发明属于导航与制导控制领域，具体涉及一种大空域高动态火箭子级落区精确垂直回收控制方法。
背景技术：
随着世界各国运载火箭高强度、高密度发射的常态化，越来越成熟的发射技术促使人们向着低发射成本的方向探索，运载火箭回收重复利用是降低发射费用的有效途径之一；同时在传统运载火箭发射时，通常需要确定火箭残骸落区范围，选择人烟稀少的一上千平方公里地区，以进行人员疏散，方便残骸搜寻并减小残骸引发次生事故等，而随着经济快速发展，无制导控制系统的火箭子级由于自由落体飞行，落点散布范围太广，而且落地速度高使得残骸坠地过程中会产生较大的冲击力和爆炸，对周围环境设施甚至人员会产生很大的损伤，使得运载火箭子级实现指哪落哪的精确落区控制技术至关重要。同时，近年来火箭的可重复使用和垂直回收技术得到了广泛关注，如能设计制导控制系统使得火箭子级能安全返回，并且垂直降落，则对箭体及内部设备的损伤会降低很多，同时可以实现火箭的重复利用，大大降低发射成本，实现火箭的快速响应和快速发射。
目前已经实际工程应用的子级回收系统主要是两个系统：一是采用群伞方式进行溅落回收，但群伞控制不确定性高，易受风场等因素的影响，误差大；二是采用液体发动机加栅格舵对火箭子级进行制导控制并实现垂直降落回收，如美国spacex猎鹰9系列火箭的垂直回收，但需要在设计火箭初期就加装姿控发动机和栅格舵系统，可靠性好，但成本高、难度大。所以如何更有效地实现符合我国现役火箭实际情况的低成本回收和火箭子级落区控制是亟待解决的关键技术问题。
同时，我国现役运载火箭中所采用的制导方法，如摄动制导、迭代制导都无法直接应用于火箭垂直回收段制导律设计，摄动制导需要跟踪标准弹道，但火箭在返回大气过程中飞行轨迹与标准弹道偏差较大，导致落点精度无法保证，因此每发火箭均需要设计标准弹道，不具备推广性和通用性；迭代制导基于最优控制问题的解析解，在真空飞行段有较高的精度，但在垂直回收段难以获得高精度的制导律解析结果。所以，如何在火箭返回大气层后有效地实现火箭子级的精确控制并且实现方法的通用性具有非常重要的工程应用价值和研究意义。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种大空域高动态火箭子级落区精确垂直回收控制方法。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种大空域高动态火箭子级落区精确垂直回收控制方法，该方法依托制导控制系统，系统包括制导模块和控制模块，采用快速时变、多通道耦合姿态控制方法，利用双核嵌入式计算机解算的火箭一子级当前马赫数和位姿信息，进行大空域高动态高马赫飞行状态下的控制律解算，实时求取火箭子级栅格舵的俯仰、偏航和滚转通道控制参数和控制指令，导引一子级向目标点区域垂直降落。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)与目前国内现有技术相比，对于我国现役火箭，为不影响主发射任务，无法通过改装并加装姿控发动机进行火箭垂直回收，并且发动机研制难度大。本发明所述的一种大空域高动态火箭子级落区精确垂直回收控制方法通过单纯加装栅格舵借助气动力进行有效制导和控制，使火箭子级在返回大气层后落在指定地点同时实现垂直返回和末端速度减速控制，可以实现火箭子级核心设备的更低成本回收和更精确的落区控制。
(2)我国现役运载火箭中所采用的制导方法，如摄动制导、迭代制导都无法直接应用于火箭垂直回收段制导律设计，摄动制导需要跟踪标准弹道，但火箭在返回大气过程中飞行轨迹与标准弹道偏差较大，导致落点精度无法保证，因此每发火箭均需要设计标准弹道，不具备推广性和通用性；迭代制导基于最优控制问题的解析解，在真空飞行段有较高的精度，但在垂直回收段难以获得高精度的制导律解析结果。而本发明设计的火箭子级过载控制方法在子级大空域高动态飞行中各参数快速变化的条件下，采用增益调度的方法使控制系统能够对一子级实施有效控制，不同弹道的火箭无需重新设计控制系统，实现了一子级的姿态稳定和制导指令跟踪，并且已成功应用在工程中实现了飞行验证。
(3)运载能力损失小，对运载火箭主任务影响更小，适应性更强，未对入轨飞行段的运载能力产生影响。对箭体改动量少，利用其在大气层内的机动能力为运载火箭适应不同轨道提供更多的落区选择；方法可推广应用于超音速的精确制导武器、大直径大吨位精确制导炸弹等多种型号。
(4)控制算法复杂度低，计算效率高，能够满足在线应用，在工程应用上无需额外的开销，没有增加箭载计算机的负担，实用性强。单纯利用气动舵面进行火箭子级控制，制导方法中在末端增加了末端落角约束，对末端垂直着陆段速度进行了气动减速，箭体内关键设备及导航制导与控制设备具备可重复使用条件。
为了更清楚地描述本发明实施例或现有技术中的技术方案，罗列出了以下附图，并对附图做简单的介绍，且附图仅用于图示说明的目的，不打算以任何方式限制本发明的范围。
附图说明
图1为火箭子级落区精确垂直回收控制系统构成图。
图2为大空域高动态火箭子级飞行示意图。
图3为控制模块流程图。
图4为滚转回路自动驾驶仪结构图。
图5为俯仰回路自动驾驶仪结构图。
具体实施方式
针对运载火箭的垂直回收和火箭子级的精确落区控制问题，提供一种大空域高动态火箭子级落区精确垂直回收控制方法，解决运载火箭一子级在飞行状态变化剧烈，高马赫、大空域、高动态、大姿态机动飞行条件下的精确控制问题，并且系统结构简单、改装方便、不影响运载火箭飞行主任务，方法具备通用化特性。
一种大空域高动态火箭子级落区精确垂直回收控制方法，制导控制系统采用快速时变、多通道耦合姿态控制方法设计，包括制导模块和控制模块；算法及程序运行于导航与制导控制一体化系统中的双核嵌入式计算机上，利用双核嵌入式计算机解算的火箭一子级当前马赫数和位姿信息，进行大空域高动态高马赫飞行状态下的控制律解算，实时求取火箭子级栅格舵的俯仰、偏航和滚转通道控制参数和控制指令，导引一子级向目标点区域垂直降落。
所述的制导模块的结构及其参数选择是基于飞行控制弹道方案的设计，在无动力飞行条件下，力图在箭体机动能力的范围内，合理地分配和使用运载火箭一子级的动能和势能，以兼顾运载火箭一子级的射程和落点精度指标的要求；
所述的制导模块设计过程分为两个阶段，具体为：
第一阶段：启控后纵向过载指令采用带有虚拟目标点的改进比例导引方法。过渡方式：采用指数过渡，δx＝δx0.e-δt。δt＝tcs-tf为过渡时间，tcs为控制系统时间，tf为前置距离过渡阶段的起始时间。tp＝tf-tc1为前置距离维持时间，tc1为控制第一阶段维持时间；
第二阶段：实时判断火箭一子级相对落点的位置信息，进行导引切除。
其中所述的导引切除方法，具体为：
计算箭体当前的高程比h/x(在目标系下，箭体的高度h和距离目标点的x轴向距离的比值)，当高程比小于a1时，纵向过载指令ncy过渡到上一阶段法向过载指令的n1倍；当高程比大于a2时(a1，a2为所设定的比值，依据具体弹道调试确定)，纵向过载指令ncy设置为上一阶段法向过载指令绝对值的n2倍，并将过载的边界限制在n3以内。同时箭体距目标系x轴向距离小于c1km时，纵向过载指令在一个π时间内将指令系数由1递减为0，之后保持不变。当箭体距目标系x轴向距离小于c2km(c1，c2为所设定的距离值，依据具体弹道调试确定)，侧向过载指令在一个π时间内将指令系数由1递减为0，之后保持不变。
所述的控制模块采用三通道解耦设计，从而实现对火箭一子级的俯仰、偏航和滚转三通道分别进行控制。俯仰回路控制子系统的作用是增加弹体角运动的阻尼，提高控制系统的稳定性，并准确地跟踪制导系统按导引规律制定的法向过载指令，控制运载火箭一子级稳定地飞行，直至降落飞行至目标点；侧向控制系统与纵向控制系统具有相同的结构；滚转控制系统的主要作用是稳定一子级的滚转角位置、阻尼弹体滚转角速度，为俯仰、偏航和滚转三通道的解耦设计提供实现的基础。
所述的控制参数和控制指令设计，包括俯仰通道，偏航通道和滚转通道；在俯仰和偏航通道参数设计中，设计控制参数kω将角速度阻尼回路的阻尼提高到0.7左右；设计控制参数kθ使控制回路相角裕度大于45°，幅值裕度应大于6db；设计控制参数kα使制导回路相角裕度大于45°，幅值裕度大于6db，制导回路的截止频率要为滚转系统开环截止频率的三分之一。
所述的俯仰通道参数设计中，火箭的再入过程经历了三个阶段，具体为：
第一阶段：静不稳定段——火箭处于静不稳定的过程中三个极点为一个零极点和两个实极点，并且两个实极点为一正一负。在极点变化的过程中会出现极点非常靠近零极点的情况，此时系统响应动态性能较差且不易控制；
第二阶段：过渡状态——系统从静不稳定过渡到静稳定的过程中，除零点外，极点将由一正一负两个实极点变为左半平面的一对共轭极点；
第三阶段：静稳定段——共轭极点实部的大小先减小后增大，共轭极点虚部的大小先增大后减小。但是，在静稳定的状态下，不论极点位置如何变化，这对共轭极点始终离虚轴很近，系统响应动态性能较差且不易控制。为保证所设计的控制参数随着火箭状态的改变实现平稳过渡，采用最优控制的方法对纵向控制系统的参数进行设计。
俯仰通道的控制参数设计方法如下：
在保证系统稳定的条件下，根据设计要求选择合适的ω就能得到相应的控制参数kω,kθ,kα。ω的设计原则为：在保证系统稳定性和跟踪性能的前提下，由参数ω插值求取得控制参数kω,kθ,kα不宜过大，以使控制量保持在合理范围内。
所述的滚转通道参数设计中，取滚转通道带宽为舵机带宽频率的三分之一，同时保证为俯仰通道带宽频率的三倍。计算得到滚转通道控制参数kr和kwx。
上述计算方法具体如下：
滚转舵偏角到弹体滚转角速度的传递函数为：
舵机开环处的传递函数为：
求取期望开环截止频率对应的控制参数kx＝krkdx。根据nyquist公式，求得：
[rx,ry]＝nyquist(gx,wx)
即滚转角度传动比
所述的俯仰和偏航回路的控制系统采用了带加速度计的过载自动驾驶仪方案，相对于姿态自动驾驶仪，过载自动驾驶仪的响应速度较快，这对于在有限的末制导时间内实现制导精度的要求非常重要；所述的滚转回路的自动驾驶仪采用了比例-微分结构，这样的结构能够使弹体消除由于外界干扰力矩而导致的滚动角和滚动角速度，滚动通道为二阶系统，且弹体的转动惯量较小；
所述的俯仰通道控制分为以下三个阶段：
第一阶段：启控时间小于t1秒，加入阻尼回路，增加箭体阻尼。启控时间大于t1秒且小于t2秒，加入增稳回路，进行姿态稳定，加入配平舵，使箭体进入正攻角；
第二阶段：启控时间大于t2秒，马赫数大于ma_set(设定的制导启动时刻对应的ma数)，加入制导环，对箭体进行虚拟目标比例导引控制，之后过渡到真实目标，过渡时间为t3秒；并计算纵向过载指令和高程比h/x(在目标系下，箭体的高度h和距离目标点的x轴向距离的比值)，进行控制参数过渡及舵偏补偿；
第三阶段：启控时间大于t2秒，马赫数小于ma_set，进行控制参数过渡及舵偏补偿，调整制导积分系数，根据h/x调整纵向过载指令。
所述的偏航通道控制分为以下三个阶段：
第一阶段：启控时间小于t1秒，加入阻尼回路，通过阻尼回路计算舵偏，增加箭体阻尼。启控时间大于t1秒且小于t2秒，加入增稳回路，进行箭体姿态稳定，同时对阻尼回路控制参数过渡处理，并记录最后时刻的阻尼环和增稳环控制参数；
第二阶段：启控时间大于t2秒，马赫数大于ma_set，加入制导环，对箭体进行虚拟目标比例导引控制；并计算侧向过载指令，进行控制参数过渡及舵偏补偿；
第三阶段：启控时间大于t2秒，马赫数小于ma_set，进行舵偏补偿，调整制导积分系数，对箭体进行比例导引控制。
所述的滚转通道控制分为以下两个阶段：
第一阶段：启控时间小于t1秒，进行滚转姿态稳定控制；
第二阶段：启控时间大于t2秒，加入滚转角积分，使滚转角稳定在零度。
针对实际飞行过程中，箭体的振动影响箭载惯导角速度输出信号中会产生耦合高频噪声信号，设计了陷波滤波器进行噪声抑制；
上述的陷波滤波方法如下：
陷波频率ωt＝2πf；陷波深度h1，h2，陷波器传递函数模型设计为：
陷波器连续传递函数采用5ms离散化处理，f为噪声的主频。
本发明可应用于制导武器等平台，尤其可直接应用于我国各种型号的运载火箭子级垂直返回重复利用和安全落区控制任务中，解决运载火箭一子级在飞行状态变化剧烈，高马赫、大空域、高动态、大姿态机动飞行条件下的精确控制问题，系统结构简单、改装方便、不影响运载火箭飞行主任务，方法具备通用化特性。
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例或现有技术中的技术方案进行详细的说明。
实施例
图1为火箭子级落区精确垂直回收控制系统构成图，图2为大空域高动态火箭子级飞行示意图，参考图2，设计控制器参数及控制计算模块流程如图3所示。
通过箭载组合导航系统所提供的火箭一子级当前马赫数及位姿信息，满足启控条件时，开始制导过程，可分为两个阶段：
第一阶段：启控后纵向过载指令采用带有虚拟目标点的改进比例导引方法。过渡方式：采用指数过渡，δx＝δx0.e-δt。δt＝tcs-tf为过渡时间，tcs为控制系统时间，tf为前置距离过渡阶段的起始时间。tp＝tf-tc1为前置距离维持时间，tc1为控制第一阶段维持时间；
第二阶段：实时判断火箭一子级相对落点的位置信息，进行导引切除。
参照图3，俯仰通道控制分为以下三个阶段：
第一阶段：启控时间小于t1秒，加入阻尼回路，增加箭体阻尼。启控时间大于t1秒且小于t2秒，加入增稳回路，进行姿态稳定，加入配平舵，使箭体进入正攻角；
第二阶段：启控时间大于t2秒，马赫数大于ma_set(设定的制导启动时刻对应的ma数)，加入制导环，对箭体进行虚拟目标比例导引控制，之后过渡到真实目标，过渡时间为t3秒；并计算纵向过载指令和高程比h/x(在目标系下，箭体的高度h和距离目标点的x轴向距离的比值)，进行控制参数过渡及舵偏补偿；
第三阶段：启控时间大于t2秒，马赫数小于ma_set，进行控制参数过渡及舵偏补偿，调整制导积分系数，根据h/x调整纵向过载指令。
偏航通道控制分为以下三个阶段：
第一阶段：启控时间小于t1秒，加入阻尼回路，通过阻尼回路计算舵偏，增加箭体阻尼。启控时间大于t1秒且小于t2秒，加入增稳回路，进行箭体姿态稳定，同时对阻尼回路控制参数过渡处理，并记录最后时刻的阻尼环和增稳环控制参数；
第二阶段：启控时间大于t2秒，马赫数大于ma_set，加入制导环，对箭体进行虚拟目标比例导引控制；并计算侧向过载指令，进行控制参数过渡及舵偏补偿；
第三阶段：启控时间大于t2秒，马赫数小于ma_set，进行舵偏补偿，调整制导积分系数，对箭体进行比例导引控制。
滚转通道控制分为以下两个阶段：
第一阶段：启控时间小于t1秒，进行滚转姿态稳定控制；
第二阶段：启控时间大于t2秒，加入滚转角积分，使滚转角稳定在零度。
针对实际飞行过程中，箭体的振动影响箭载惯导角速度输出信号中会产生耦合高频噪声信号，设计了陷波滤波器进行噪声抑制。
参照图4，滚转通道参数设计中，取滚转通道带宽为实际舵机带宽频率的三分之一，同时保证为俯仰通道带宽频率的三倍。计算得到滚转通道控制参数kr和kwx。
舵偏角δx到滚动角速度ωx的传递函数为：
舵机开环处的传递函数为：
求取期望的开环截止频率对应的控制参数kx＝krkdx，根据nyquist公式求得：
[rx,ry]＝nyquist(gx,wx)
即滚转角度传动比
优选地，俯仰回路自动驾驶仪结构框图如图5所示，由内环到外环依次由控制回路和制导外回路构成，控制回路又分为角速度阻尼回路、姿态角增稳回路。控制系统参数设计的任务就是选择参数kω以增加一子级角运动的阻尼；选择参数kθ以增加姿态控制回路的稳定性；选择参数kα以保证整个制导控制系统具有良好的动态性能，使一子级能够很好地跟踪制导指令。
其中kw为阻尼环控制参数，kθ为增稳环控制参数，kα为制导环控制参数，ny是一子级飞行时实际的法向过载信号；nyc是由制导律生成的法向过载指令；δzc为控制律计算得到的舵指令；δz为经过舵机模型后的舵偏角。
俯仰舵偏角δz到俯仰角速度ωz的传递函数为
在本发明实施例中，对俯仰回路控制参数设计作进一步详细描述；
俯仰回路的系统结构图中的闭环传递函数如下
把纵向控制系统视为一个过载指令跟踪系统，根据制导外回路闭环传递函数的分子分母多项式的形式可知，该系统属于零位移误差系统。故取其期望的闭环传递函数特征多项式的形式为：
s3+1.75ωs2+2.15ω2s+ω3＝0
其中，ω为待设计参数。对比实际的闭环传递函数的特征多项式，得：
k1＝kω,k2＝kωkθ,k3＝kωkθkα
即kω＝k1,kθ＝k2/k1,kα＝k3/k2
对比期望特征多项式与实际闭环传递函数的特征多项式的系数，可得k1，k2，k3的具体表达式。因此，在保证系统稳定的条件下，根据设计要求选择合适的ω就能得俯仰控制回路中相应的控制参数kω,kθ,kα。
由于俯仰运动和偏航运动具有相似的运动特性，所以俯仰回路和偏航回路控制子系统采用相同的结构、分析和设计方法，因此偏航通道的控制参数设计方法与俯仰通道一致。
以上实施例是对本发明的具体实施方式的说明，而非对本发明的限制，有关技术领域的技术人员在不脱离本发明的精神和范围的情况下，还可以做出各种变换和变化而得到相对应的等同的技术方案，但并不会偏离本发明的精神或者超越所附权力要求书所定义的范围。
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