一种基于多源传感器的火箭减载控制方法

本发明涉及航空航天领域，特别是涉及一种基于多源传感器的火箭减载控制方法。

背景技术：

1、火箭上升段飞行过程中，在经过高动压区时，风场扰动会引起火箭攻角和侧滑角的不确定性变化，使得法向气动载荷超过火箭结构所能承受的最大载荷，导致火箭结构变形甚至断裂，因此在保证制导精度的前提下，减小风场扰动引起的气动载荷是火箭上升段制导控制的一个重要任务。

2、现有的火箭减载控制方法大致可分为两种，一种是基于预报风场的被动减载方法，一种是基于加速度计反馈的主动减载方法。被动减载方法需要在火箭发射前进行风场预报，根据预报风场修正弹道姿态角指令来减小法向气动过载，这种方法依赖风场预报的准确度，无法考虑快变的切变风场，弹道修正保守性强。主动减载方法根据加速度计测量的法向视加速度信息，在姿态控制器中增加法向视加速度反馈，在火箭经过高动压区时实时修正火箭姿态来减小法向气动过载，但是加速度计敏感测量得到的法向加速度信息不仅包含法向气动力引起的加速度，还包含了发动机法向推力引起的加速度，导致无法实现精确的减载控制。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种基于多源传感器的火箭减载控制方法，以解决无法精确减载控制的问题。

2、为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

3、一种基于多源传感器的火箭减载控制方法，包括：

4、考虑多个火箭参数，设计火箭姿态控制器，建立火箭减载控制任务模型；所述火箭参数包括沿机体法向的气动力、俯仰阻尼力矩、发动机推力以及干扰力矩；

5、利用减载加速度计敏感得到火箭法向加速度；所述火箭法向加速度包括气动力引起的法向加速度以及发动机推力引起的法向加速度；

6、在火箭飞行过程中，利用发动机室压传感器实时测量室压，确定火箭实时的发动机推力；

7、根据所述火箭法向加速度以及所述发动机推力确定所述气动力引起的法向加速度；

8、在所述火箭姿态控制器中加入所述气动力引起的法向加速度对应的法向加速度反馈，基于所述火箭减载控制任务模型，确定减小后的总气流攻角，实现火箭减载控制。

9、可选的，考虑多个火箭参数，设计姿态控制器，建立火箭减载控制任务模型，具体包括：

10、考虑多个所述火箭参数，建立火箭纵向姿态运动方程；

11、根据所述火箭纵向姿态运动方程确定线性时变的火箭纵向运动近似方程；

12、根据所述线性时变的火箭纵向运动近似方程设计所述火箭姿态控制器，推导火箭飞行总气流攻角，建立火箭减载控制任务模型。

13、可选的，所述火箭纵向姿态运动方程为：

14、

15、其中，为俯仰角；jz为俯仰通道的转动惯量；fay为沿机体法向的气动力；xa为火箭质心到气动压心的距离；mdz为俯仰阻尼力矩；fp为发动机推力；xp为火箭质心到发动机作用点的距离；为发动机俯仰摆角；mbz为由于安装偏差引起的俯仰方向干扰力矩。

16、可选的，所述线性时变的火箭纵向运动近似方程为：

17、

18、其中，为实际俯仰角加速度；为第一系数；为实际俯仰角速率；为第二系数；δα为实际攻角与标称弹道攻角之间的偏差；为第三系数；为实发动机摆角与配平摆角之间的偏差；mbzb为俯仰方向干扰角加速度；αw为由于风场引起的风攻角。

19、可选的，所述火箭法向加速度为：

20、

21、其中，m为火箭质量；xw为火箭质心到加速度计安装位置的距离。

22、可选的，在火箭飞行过程中，利用发动机室压传感器实时测量室压，确定火箭实时的发动机推力，具体包括：

23、在火箭发射之前，通过发动机试车试验，生成内弹道推力曲线；所述内弹道推力曲线为标称的发动机推力随时间变化的曲线；

24、在火箭飞行过程中，利用发动机室压传感器实时测量室压，设计二阶巴特沃斯滤波器对实时测量的室压测量值进行低通滤波；

25、基于所述内弹道推力曲线，根据发动机特性确定发动机推力近似计算公式；

26、将低通滤波后的室压测量值带入所述发动机推力近似计算公式，确定火箭实时的发动机推力。

27、可选的，所述减小后的总气流攻角为：

28、

29、其中，为标称弹道攻角；kp为俯仰角反馈系数；kg为法向加速度反馈系数；为第四系数。

30、根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：本发明提供了一种基于多源传感器的火箭减载控制方法，充分利用了火箭减载的加速度计和室压传感器多源信息，实时计算发动机推力以计算出火箭法向加速度中气动力引起的法向加速度，从而在火箭姿态控制器中加入气动力引起的法向加速度对应的法向加速度反馈，进而减掉气动力引起的法向加速度，实现了火箭在上升段的精确减载控制，提高了火箭减载控制的可靠性。

技术特征：

1.一种基于多源传感器的火箭减载控制方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的基于多源传感器的火箭减载控制方法，其特征在于，考虑多个火箭参数，设计姿态控制器，建立火箭减载控制任务模型，具体包括：

3.根据权利要求2所述的基于多源传感器的火箭减载控制方法，其特征在于，所述火箭纵向姿态运动方程为：

4.根据权利要求3所述的基于多源传感器的火箭减载控制方法，其特征在于，所述线性时变的火箭纵向运动近似方程为：

5.根据权利要求4所述的基于多源传感器的火箭减载控制方法，其特征在于，所述火箭法向加速度为：

6.根据权利要求1所述的基于多源传感器的火箭减载控制方法，其特征在于，在火箭飞行过程中，利用发动机室压传感器实时测量室压，确定火箭实时的发动机推力，具体包括：

7.根据权利要求5所述的基于多源传感器的火箭减载控制方法，其特征在于，所述减小后的总气流攻角为：

技术总结
本发明提供了一种基于多源传感器的火箭减载控制方法，涉及航空航天领域，该方法包括：考虑多个火箭参数，设计火箭姿态控制器，建立火箭减载控制任务模型；利用减载加速度计敏感得到火箭法向加速度；火箭法向加速度包括气动力引起的法向加速度以及发动机推力引起的法向加速度；在火箭飞行过程中，利用发动机室压传感器实时测量室压，确定火箭实时的发动机推力；根据火箭法向加速度以及发动机推力确定所述气动力引起的法向加速度；在所述火箭姿态控制器中加入气动力引起的法向加速度对应的法向加速度反馈，基于所述火箭减载控制任务模型，确定减小后的总气流攻角，实现火箭减载控制。本发明实现了火箭在上升段的精确减载控制。

技术研发人员：张冉,陈星伦,薛文超,李惠峰
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15