一种运载火箭减载控制方法、计算设备及存储介质与流程

1.本发明涉及航天飞行器控制技术领域，特别涉及一种运载火箭减载控制方法、计算设备及存储介质。


背景技术：

2.在运载火箭大气层飞行阶段，可能会受到较大的高空风或突变风载荷作用，箭体在发动机控制力以及风载荷的共同作用下会产生弯矩，影响火箭飞行状态下的气动载荷。
3.发明人在日常实践中，发现现有的技术方案具有如下问题：目前，我国长征系列火箭采用弹道修正补偿的方法进行减载，弹道修正补偿方法是将预先测量的高空平稳风和切变风信息引入控制系统，以补偿风载对运载火箭的影响。这种方法原理简单，较容易实现，可靠性强。但是，该方法补偿的准确度依赖于多年风场数据的准确性，对风载的实时不确定性抑制能力较弱。
4.有鉴于此，实有必要提供一种新的技术方案以解决上述问题。


技术实现要素：

5.为解决上述技术问题，本技术提供一种运载火箭减载控制方法、计算设备及存储介质，能够对大风区的飞行攻角进行补偿，进行主动减载，提高运载能力。
6.一种运载火箭减载控制方法，包括：将火箭点火升空，利用传感器对火箭的加速度参数进行测量；依靠箭体视加速度模型确定火箭在大气层内飞行状态下的飞行姿态数据；计算与结构偏差相关的等效干扰力矩，对飞行姿态数据进行修正；将修正后的火箭姿态数据作为状态变量输入具有扩张状态观测器的控制系统得出控制系统的输出量，计算出伺服机构的摆动角度需求；伺服机构根据控制系统的摆角指令，调整喷管或舵面的摆动角度，调整火箭飞行姿态角，对大风区的风攻角进行补偿，实现主动减载。
7.优选的，所述依靠箭体视加速度模型确定火箭在大气层内飞行状态下的飞行姿态数据中，箭体视加速度模型为：；；式中，为捷联惯组加表测量的第一轴向视加速度；为捷联惯组加表测量的第二轴向视加速度；为投影在质心的第一轴向视加速度；为投影在质心的第二轴向视加速度；为加表安装位置与质心的距离，其中质心位置变化可以依据发动机
秒耗量通过总体参数插值得出；为俯仰方向的角速度；为偏航方向的角速度；其中，；；式中，是气动相关的作用力；为t时刻的发动机推力；为包含风的总攻角；为包含风的总侧滑角；为发动机俯仰方向的摆角，为发动机偏航方向的摆角；为箭体质量；其中，；；式中，为俯仰方向的角速度；为偏航方向的角速度；是气动相关的作用力；为t时刻的发动机推力；为包含风的总攻角；为包含风的总侧滑角；为发动机俯仰方向的摆角，为发动机偏航方向的摆角；为箭体质量；为质心到压心的距离；为喷管摆动点与质心的距离；为与结构偏差相关的第一轴向等效干扰力矩；为与结构偏差相关的第二轴向等效干扰力矩。
8.优选的，所述计算与结构偏差相关的等效干扰力矩，对飞行姿态数据进行修正中，计算与结构偏差相关的等效干扰力矩包括：估算火箭在当前飞行状态下的所有结构干扰力矩；将结构干扰力矩均方叠加，得到最大的干扰的力矩；根据最大的干扰的力矩计算与结构偏差相关的等效干扰力矩。
9.优选的，所述估算火箭在当前飞行状态下的所有结构干扰力矩中，所有结构干扰力矩包括：发动机轴线偏斜干扰力矩、质心偏离轴线产生的干扰力矩、推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩和发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩；其中，发动机轴线偏斜干扰力矩公式为：；式中，为发动机轴线偏斜干扰力矩；为发动机轴线偏斜干扰力；为干扰力相对于火箭轴线的力臂；
其中，；式中，为升力系数；为动压；为箭体横截特征面积；为相对于原轴线偏离角度；质心偏离轴线产生的干扰力矩公式为：；式中，为质心偏离轴线产生的干扰力矩；为发动机推力；为推力偏离理论轴线的距离；推力线横移产生的干扰力矩公式为：；式中，为推力线横移产生的干扰力矩；为发动机推力；为推力偏斜角度；为火箭质心距离理论顶点的距离；为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离；推力线偏斜产生的干扰力矩公式为：；式中，为推力线偏斜产生的干扰力矩；为发动机推力；为推力线偏斜距离；发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩公式为：；式中，为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩；为发动机推力下降段相对额定值的干扰力；为质心到理论顶点的距离；为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离；其中，；式中，为发动机推力；为推力相对于额定值的百分比偏差；为发动机轴线相对于火箭轴线的安装角。
10.优选的，所述将结构干扰力矩均方叠加，得出最大的干扰的力矩公式为：；式中，为最大的干扰力矩；为发动机轴线偏斜干扰力矩；为质
心偏离轴线产生的干扰力矩；为推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩；为推力线横移产生的干扰力矩；为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩。
11.优选的，所述计算对应的等效力矩公式为：；；式中，为与结构偏差相关的第一轴向等效干扰力矩；为与结构偏差相关的第二轴向等效干扰力矩；jy绕对应坐标轴的第一轴向转动惯量；jz绕对应坐标轴的第二轴向转动惯量；为第一轴向的最大的干扰力矩；为第二轴向的最大的干扰力矩。
12.优选的，所述将修正后的火箭姿态数据作为状态变量输入具有扩张状态观测器的控制系统，计算出伺服机构的摆动角度中，控制系统的输出量包括计算姿态角估计量、姿态角速度估计量和总干扰角加速度估计量；其中，姿态角估计量计算公式为：；姿态角速度估计量计算公式为：；总干扰角加速度估计量计算公式为：；其中，；式中， 为姿态角估计量,为姿态角速度估计量，为总干扰角加速度估计量，、、分别为第一观测器反馈增益、第二观测器反馈增益和第三观测器反馈增益，为控制系统参数，为姿态角估计量与正常飞行状态下理论姿态角的误差，为正常飞行状态下的理论姿态角。
13.优选的，所述将修正后的火箭姿态数据作为状态变量输入具有扩张状态观测器的控制系统，计算出伺服机构的摆动角度需求中，伺服机构的摆动角度需求为： ；
式中，为主动减载对应的伺服机构摆角需求；为主动减载系数；为视加速度经过具有扩张段状态观测器的控制系统计算后在箭体系z轴投影值；为箭体系y轴方向惯组测得的角加速度；为质心的轴向位置；为捷联惯组安装的轴向位置；为惯组安装位置处的偏航通道第i阶弯曲振型；为偏航通道第i阶弹性振动广义坐标。
14.根据本技术的另一方面，还提供一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行所述的运载火箭减载控制方法。
15.根据本技术的另一方面，还提供一种计算机可读存储介质，存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行所述的运载火箭减载控制方法。
16.与现有技术相比，本技术至少具有以下有益效果：1、通过本发明的运载火箭减载控制方法能够计算得出伺服机构摆角角度，改变火箭姿态角，从而对大风区的飞行攻角进行补偿，进行主动减载。
17.2、本发明的运载火箭减载控制方法通过减小气流攻角，降低作用在火箭箭体上的气动载荷，从而提高结构强度的可靠性，也可达到降低结构质量、提高运载能力的效果。
附图说明
18.后文将参照附图以示例性而非限制性的方式详细描述本发明的一些具体实施例。附图中相同的附图标记标示了相同或类似的部件或部分。本领域技术人员应该理解，这些附图未必是按比例绘制的。附图中：图1为本发明运载火箭减载控制方法的整体流程示意图。
具体实施方式
19.为使本技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术具体实施例及相应的附图对本技术技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
20.在运载火箭大气层飞行阶段，可能会受到较大的高空风/突变风载荷作用，箭体在发动机控制力以及风载荷的共同作用下会产生弯矩。在控制系统内加入扩张状态观测器（eso），利用惯性器件测量得出的火箭姿态角，控制系统得出伺服机构摆角，伺服机构根据摆角指令，摆动喷管，使火箭飞行姿态调整，对风载荷的攻角进行补偿，使得火箭朝向气流影响方向飞行，从而达到主动减载的目的。
21.如图1所示，一种运载火箭减载控制方法，包括以下步骤：步骤s1、将火箭点火升空，利用传感器对火箭的加速度参数进行测量。
22.步骤s2、依靠箭体视加速度模型确定火箭在大气层内飞行状态下的飞行姿态数据。
23.其中，箭体视加速度模型为：
；；式中，为捷联惯组加表测量的第一轴向视加速度；为捷联惯组加表测量的第二轴向视加速度；为投影在质心的第一轴向视加速度；为投影在质心的第二轴向视加速度；为加表安装位置与质心的距离，其中质心位置变化可以依据发动机秒耗量通过总体参数插值得出；为俯仰方向的角速度；为偏航方向的角速度；其中，；；式中，是气动相关的作用力；为t时刻的发动机推力；为包含风的总攻角；为包含风的总侧滑角；为发动机俯仰方向的摆角，为发动机偏航方向的摆角，其中和可以由伺服机构反馈传感器或者安装在喷管上的角位移测得；为箭体质量，由箭体总质量和秒耗量计算得到；其中，；；式中，为俯仰方向的角速度；为偏航方向的角速度；是气动相关的作用力；为t时刻的发动机推力；为包含风的总攻角；为包含风的总侧滑角；为发动机俯仰方向的摆角，为发动机偏航方向的摆角，其中和可以由伺服机构反馈传感器或者安装在喷管上的角位移测得；为箭体质量，由箭体总质量和秒耗量计算得到；为质心到压心的距离，可以根据马赫数确定；为喷管摆动点与质心的距离；为与结构偏差相关的第一轴向等效干扰力矩；为与结构偏差相关的第二轴向等效干扰力矩。
24.步骤s3、计算与结构偏差相关的等效干扰力矩，对飞行姿态数据进行修正。
25.具体包括：步骤s31、估算火箭在当前飞行状态下的所有结构干扰力矩。
26.具体的，所有结构干扰力矩包括：发动机轴线偏斜干扰力矩、质心偏离轴线产生的干扰力矩、推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩和发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩。
27.其中，发动机轴线偏斜干扰力矩公式为：；式中，为发动机轴线偏斜干扰力矩；为发动机轴线偏斜干扰力；为干扰力相对于火箭轴线的力臂。
28.其中，；式中，为升力系数；为动压；为箭体横截特征面积；为相对于原轴线偏离角度。
29.质心偏离轴线产生的干扰力矩公式为：；式中，为质心偏离轴线产生的干扰力矩；为发动机推力；为推力偏离理论轴线的距离。
30.推力线横移产生的干扰力矩公式为：；式中，为推力线横移产生的干扰力矩；为发动机推力；为推力偏斜角度；为火箭质心距离理论顶点的距离；为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离。
31.推力线偏斜产生的干扰力矩公式为：；式中，为推力线偏斜产生的干扰力矩；为发动机推力；为推力线偏斜距离。
32.发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩公式为：；式中，为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩；为发动机推力下降段相对额定值的干扰力；为质心到理论顶点的距离；为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离。
33.其中，；式中，为发动机推力；为推力相对于额定值的百分比偏差；为发动机轴线相对于火箭轴线的安装角。
34.步骤s32、将结构干扰力矩均方叠加，得到最大的干扰的力矩。
35.具体的，所述将结构干扰力矩均方叠加，得出最大的干扰的力矩公式为：；式中，为最大的干扰力矩；为发动机轴线偏斜干扰力矩；为质心偏离轴线产生的干扰力矩；为推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩；为推力线横移产生的干扰力矩；为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩。
36.步骤s33、根据最大的干扰的力矩计算与结构偏差相关的等效干扰力矩。
37.其中，所述计算对应的等效力矩公式为：；；式中，为与结构偏差相关的第一轴向等效干扰力矩；为与结构偏差相关的第二轴向等效干扰力矩；jy绕对应坐标轴的第一轴向转动惯量；jz绕对应坐标轴的第二轴向转动惯量；为第一轴向的最大的干扰力矩；为第二轴向的最大的干扰力矩。考虑到火箭一般为轴对称结构，与可认为相同。
38.步骤s4、将修正后的火箭姿态数据作为状态变量输入具有扩张状态观测器的控制系统得出控制系统的输出量，计算出伺服机构的摆动角度需求。
39.具体的，控制系统的输出量包括计算姿态角估计量、姿态角速度估计量和总干扰角加速度估计量；其中，姿态角估计量计算公式为：；姿态角速度估计量计算公式为：；总干扰角加速度估计量计算公式为：
；其中，；式中， 为姿态角估计量,为姿态角速度估计量，为总干扰角加速度估计量，、、分别为第一观测器反馈增益、第二观测器反馈增益和第三观测器反馈增益，为控制系统参数，为姿态角估计量与正常飞行状态下理论姿态角的误差，为正常飞行状态下的理论姿态角。
40.步骤s5、伺服机构根据控制系统的摆角指令，调整喷管或舵面的摆动角度，调整火箭飞行姿态角，对大风区的风攻角进行补偿，实现主动减载。
41.其中，伺服机构的摆动角度需求为： ；式中，为主动减载对应的伺服机构摆角需求；为主动减载系数；为视加速度经过具有扩张段状态观测器的控制系统计算后在箭体系z轴投影值；为箭体系y轴方向惯组测得的角加速度；为质心的轴向位置；为捷联惯组安装的轴向位置,可以通过测量捷联惯组的安装位置确定；为惯组安装位置处的偏航通道第i阶弯曲振型；为偏航通道第i阶弹性振动广义坐标。
42.通过箭体视加速度模型确定的参数输入具有扩张状态观测器的控制系统中，能够得出视加速度经过具有扩张段状态观测器的控制系统计算后在箭体系z轴投影值，通过积分或者微分以及相关的公式就可以计算出箭体视加速度模型中的其他参数，进而利用相关参数得出主动减载对应的伺服机构摆角需求。
43.一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行运载火箭减载控制方法。
44.一种计算机可读存储介质，存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行运载火箭减载控制方法。
45.为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在
……
之上”、“在
……
上方”、“在
……
上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在
……
上方”可以包括“在
……
上方”和“在
……
下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
46.需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本技术的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、工作、器件、组件和/或它们的组合。
47.需要说明的是，本技术的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本技术的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。
48.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种运载火箭减载控制方法，其特征在于，包括：将火箭点火升空，利用传感器对火箭的加速度参数进行测量；依靠箭体视加速度模型确定火箭在大气层内飞行状态下的飞行姿态数据；计算与结构偏差相关的等效干扰力矩，对飞行姿态数据进行修正；将修正后的火箭姿态数据作为状态变量输入具有扩张状态观测器的控制系统得出控制系统的输出量，计算出伺服机构的摆动角度需求；伺服机构根据控制系统的摆角指令，调整喷管或舵面的摆动角度，调整火箭飞行姿态角，对大风区的风攻角进行补偿，实现主动减载。2.如权利要求1所述的运载火箭减载控制方法，其特征在于，所述依靠箭体视加速度模型确定火箭在大气层内飞行状态下的飞行姿态数据中，箭体视加速度模型为：；；式中，为捷联惯组加表测量的第一轴向视加速度；为捷联惯组加表测量的第二轴向视加速度；为投影在质心的第一轴向视加速度；为投影在质心的第二轴向视加速度；为加表安装位置与质心的距离，其中质心位置变化可以依据发动机秒耗量通过总体参数插值得出；为俯仰方向的角速度；为偏航方向的角速度；其中，；；式中，是气动相关的作用力；为t时刻的发动机推力；为包含风的总攻角；为包含风的总侧滑角；为发动机俯仰方向的摆角，为发动机偏航方向的摆角；为箭体质量；其中，；；式中，为俯仰方向的角速度；为偏航方向的角速度；是气动相关的作用力；为t时刻的发动机推力；为包含风的总攻角；为包含风的总侧滑角；为发动机俯仰方向的摆角，为发动机偏航方向的摆角；为箭体质量；为质心到压心的距离；为喷管摆动点与质心的距离；为与结构偏差相关的第一轴向等效干扰力矩；为与结构偏差相关的第二轴向等效干扰力矩。3.如权利要求2所述的运载火箭减载控制方法，其特征在于，所述计算与结构偏差相关的等效干扰力矩，对飞行姿态数据进行修正中，计算与结构偏差相关的等效干扰力矩包括：估算火箭在当前飞行状态下的所有结构干扰力矩；将结构干扰力矩均方叠加，得到最大的干扰的力矩；
根据最大的干扰的力矩计算与结构偏差相关的等效干扰力矩。4.如权利要求3所述的运载火箭减载控制方法，其特征在于，所述估算火箭在当前飞行状态下的所有结构干扰力矩中，所有结构干扰力矩包括：发动机轴线偏斜干扰力矩、质心偏离轴线产生的干扰力矩、推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩和发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩；其中，发动机轴线偏斜干扰力矩公式为：；式中，为发动机轴线偏斜干扰力矩；为发动机轴线偏斜干扰力；为干扰力相对于火箭轴线的力臂；其中，；式中，为升力系数；为动压；为箭体横截特征面积；为相对于原轴线偏离角度；质心偏离轴线产生的干扰力矩公式为：；式中，为质心偏离轴线产生的干扰力矩；为发动机推力；为推力偏离理论轴线的距离；推力线横移产生的干扰力矩公式为：；式中，为推力线横移产生的干扰力矩；为发动机推力；为推力偏斜角度；为火箭质心距离理论顶点的距离；为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离；推力线偏斜产生的干扰力矩公式为：；式中，为推力线偏斜产生的干扰力矩；为发动机推力；为推力线偏斜距离；发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩公式为：；式中，为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩；为发动机推力下降段相对额定值的干扰力；为质心到理论顶点的距离；为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离；其中，；
式中，为发动机推力；为推力相对于额定值的百分比偏差；为发动机轴线相对于火箭轴线的安装角。5.如权利要求4所述的运载火箭减载控制方法，其特征在于，所述将结构干扰力矩均方叠加，得出最大的干扰的力矩公式为：；式中，为最大的干扰力矩；为发动机轴线偏斜干扰力矩；为质心偏离轴线产生的干扰力矩；为推力线横移和推力线偏斜产生的干扰力矩；为推力线横移产生的干扰力矩；为发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩。6.如权利要求5所述的运载火箭减载控制方法，其特征在于，所述计算对应的等效力矩公式为：；；式中，为与结构偏差相关的第一轴向等效干扰力矩；为与结构偏差相关的第二轴向等效干扰力矩；jy绕对应坐标轴的第一轴向转动惯量；jz绕对应坐标轴的第二轴向转动惯量；为第一轴向的最大的干扰力矩；为第二轴向的最大的干扰力矩。7.如权利要求6所述的运载火箭减载控制方法，其特征在于，所述将修正后的火箭姿态数据作为状态变量输入具有扩张状态观测器的控制系统，计算出伺服机构的摆动角度中，控制系统的输出量包括计算姿态角估计量、姿态角速度估计量和总干扰角加速度估计量；其中，姿态角估计量计算公式为：；姿态角速度估计量计算公式为：；总干扰角加速度估计量计算公式为：；其中，；
式中， 为姿态角估计量,为姿态角速度估计量，为总干扰角加速度估计量，、、分别为第一观测器反馈增益、第二观测器反馈增益和第三观测器反馈增益，为控制系统参数，为姿态角估计量与正常飞行状态下理论姿态角的误差，为正常飞行状态下的理论姿态角。8.如权利要求7所述的运载火箭减载控制方法，其特征在于，所述将修正后的火箭姿态数据作为状态变量输入具有扩张状态观测器的控制系统，计算出伺服机构的摆动角度需求中，伺服机构的摆动角度需求为： ；式中，为主动减载对应的伺服机构摆角需求；为主动减载系数；为视加速度经过具有扩张段状态观测器的控制系统计算后在箭体系z轴投影值；为箭体系y轴方向惯组测得的角加速度；为质心的轴向位置；为捷联惯组安装的轴向位置；为惯组安装位置处的偏航通道第i阶弯曲振型；为偏航通道第i阶弹性振动广义坐标。9.一种计算设备，其特征在于，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行如权利要求1至8任一项所述的运载火箭减载控制方法。10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如权利要求1至8任一项所述的运载火箭减载控制方法。

技术总结
本发明公开了一种运载火箭减载控制方法、计算设备及存储介质，属于航天飞行器控制技术领域，包括在控制系统中加入扩张段状态观测器，利用惯性测量器件测得的信号，经过控制网络计算，得出伺服机构或舵面的摆动角度，从而改变火箭飞行姿态，达到对减载的目的。本发明的运载火箭减载控制方法，能够对大风区的飞行攻角进行补偿，进行主动减载，提高运载能力。提高运载能力。提高运载能力。


技术研发人员：吴考 布向伟 彭昊旻 徐国光 魏凯 张弛 王晨曦 张杰 祖运予 番绍炳 刘畅 徐丽杰
受保护的技术使用者：东方空间技术（山东）有限公司
技术研发日：2023.06.07
技术公布日：2023/7/12