一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法与流程

1.本技术涉及运载火箭姿态控制技术领域，具体涉及一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法。


背景技术：

2.运载火箭飞行过程中，姿态控制系统的主要任务是跟踪制导系统解算的程序角指令，从而实现箭体入轨目标。姿态控制系统的可靠性决定了飞行任务成功的概率大小，如何提高姿态控制系统的可靠性是最为重要的课题。侧喷流姿态控制是目前国内主流的姿态控制方式之一，侧喷流姿态控制系统一般由一组沿箭体轴向或径向分布的液体姿控发动机组成，通过液体姿控发动机工作，喷管处产生推力，形成绕箭体质心的控制力拒，实现对俯仰通道、偏航通道、滚动通道的姿态控制。
3.箭体飞行过程中，若姿态无冗余控制策略，一旦出现一台发动机异常，箭体就会因为姿态失控而导致飞行任务失败。国内运载火箭飞行试验中出现过这类故障问题。
4.目前，国内在运载火箭姿态冗余控制方面的研究非常少，尚未有基于侧喷流姿态控制系统的故障检测及姿态冗余控制方法。侧喷流姿态控制系统中液体姿控发动机布局常用的方式有“米”字型布局和“井”字型布局。其中“井”字型布局具备一定的硬件冗余效果。但姿态冗余控制效果较为局限，只能适应单发动机失效，无法适应两台发动机同时失效的情况。
5.如何进一步提升“井”字型布局的姿态冗余控制效果，是亟需解决的技术问题。


技术实现要素：

6.本技术的目的在于提供一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，方法简单，工程上容易实现，具有较高的工程应用价值，可以极大的提升姿态控制系统的可靠性。
7.为了实现上述目的，本技术提供了一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，包括：步骤s1、根据程序姿态角γ
cx
与实际姿态角γ
sj
计算差值得到角偏差，；步骤s2、角偏差经过校正网络计算得到校正值；步骤s3、若连续n个控制周期内，所述校正值的绝对值，则判定当前姿态控制模式下的通道存在发动机喷管工作异常情况，并将当前姿态控制模式切换至另一姿态控制模式；其中，n为正整数，h为预设的开关门限，为预设的偏差值；步骤s4、如果，则通道正向开启，相应的发动机启动，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，从而更新箭体的实际姿态角γ
sj
；如果
，则通道关闭；如果，则通道负向开启，相应的发动机启动，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，从而更新箭体的实际姿态角γ
sj
；步骤s5、重复步骤s1至步骤s4，从而使箭体实时跟踪程序姿态角γ
cx
。
8.在本技术的一些实施例中，基于前述方案，所述步骤s2中，校正网络的公式为：其中，为校正网络输出的校正值，为角偏差，e0、e1、e2、e3、f1、f2、f3均为校正网络系数，z0、z-1
、z-2
、z-3
分别表示当前控制周期、前1个控制周期、前2个控制周期、前3个控制周期。
9.在本技术的一些实施例中，基于前述方案，所述程序姿态角γ
cx
为火箭发射前装订值，所述实际姿态角γ
sj
通过惯测组合实时测量解算得到。
10.在本技术的一些实施例中，基于前述方案，所述步骤s3中，当前姿态控制模式为俯仰通道独立控制，偏航通道和滚动通道分时复用，另一姿态控制模式为偏航通道独立控制，俯仰通道和滚动通道分时复用。
11.在本技术的一些实施例中，基于前述方案，所述步骤s3中，n≥5，0.5
°
≤h≤0.8
°
，。
12.在本技术的一些实施例中，基于前述方案，所述发动机为液态姿控发动机。
13.在本技术的一些实施例中，基于前述方案，所述发动机采用“井”字型布局，该“井”字型布局包括八个发动机，每两个发动机为一组，分别处于四个象限点处，四个象限点分别记为象限点i、象限点ii、象限点iii及象限点iv，象限点i处的两个发动机分别记为t1、t2，象限点ii处的两个发动机分别记为t3、t4，象限点iii处的两个发动机分别记为t5、t6，象限点iv处的两个发动机分别记为t7、t8，t1、t2、t3、t4、t5、t6、t7、t8依次顺时针设置。
14.在本技术的一些实施例中，基于前述方案，所述俯仰通道独立控制，偏航通道和滚动通道分时复用包括：t1和t2或t5和t6同时开启控制俯仰通道，t3和t4或t7和t8同时开启控制偏航通道，t3和t7或t4和t8同时开启控制滚动通道；所述偏航通道独立控制，俯仰通道和滚动通道分时复用包括：t1和t2或t5和t6同时开启控制俯仰通道，t3和t4或t7和t8同时开启控制偏航通道，t1和t5或t2和t6同时开启控制滚动通道。
15.在本技术的一些实施例中，基于前述方案，所述方法用于滚动通道姿态冗余控制，所述程序姿态角γ
cx
为程序滚动角，所述实际姿态角γ
sj
为实际滚动角，所述角偏差为滚动角偏差，所述通道为滚动通道。
16.在本技术的一些实施例中，基于前述方案，在所述当前姿态控制模式下，所述步骤s4中，如果，相应的发动机为t4和t8，如果，相应的发动机为t3和t7；
在所述另一姿态控制模式下，所述步骤s4中，如果，相应的发动机为t2和t6，如果，相应的发动机为t1和t5。
17.本技术的技术方案提出一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，通过故障检测识别出发动机失效位置，切换姿态控制模式并进行姿态冗余控制，可靠性高，该冗余控制方法简单，工程上容易实现，具有较高的工程应用价值，可以极大的提升姿态控制系统的可靠性。能进一步提升“井”字型布局的姿态控制冗余效果，可以解决“井”字型布局中两个发动机同时失效的问题。
附图说明
18.此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本技术的实施例，并与说明书一起用于解释本技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。在附图中：图1为侧喷流姿态控制原理图；图2为侧喷流姿态控制系统中液体姿控发动机的“井”字型布局的示意图；图3为本技术运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法的流程图；图4为本技术运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法用于滚动通道姿态冗余控制的流程框图。
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，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术的一部分实施例，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作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.下面将结合附图，对本技术的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
21.如图1所示，侧喷流姿态控制原理为：预置程序姿态角（包括程序俯仰角、程序偏航角、程序滚动角），惯测组合（惯性加速度计和陀螺仪的组合）敏感绕箭体三个轴运动的角度增量，通过四元数解算，得到实际姿态角（包括实际俯仰角、实际偏航角、实际滚动角）。根据程序姿态角和实际姿态角计算角偏差。角偏差经过滤波器（滚动通道弹性非常小，一般不经过滤波器）和校正网络后，再与开关门限（根据制导系统需求的控制精度设定）进行比较，发出开机或者关机指令，指令进入液体姿控动力系统，液体姿控发动机工作，喷管处产生推力，形成需要的控制力矩，对箭体姿态角进行控制。侧喷流姿态角偏差控制属于行业内成熟技术，下文不再进行赘述。
22.图2为侧喷流姿态控制系统中液体姿控发动机的“井”字型布局的示意图，为了兼顾控制性能及发动机成本，该“井”字型布局一般包括八个发动机，每两个发动机为一组，分别处于四个象限点处，图2中四个象限点分别记为象限点i、象限点ii、象限点iii及象限点iv，象限点i处的两个发动机分别记为t1、t2，象限点ii处的两个发动机分别记为t3、t4，象
限点iii处的两个发动机分别记为t5、t6，象限点iv处的两个发动机分别记为t7、t8，t1、t2、t3、t4、t5、t6、t7、t8依次顺时针设置。对于该“井”字型布局，存在两种姿态控制模式：1、俯仰通道独立控制，偏航通道和滚动通道分时复用。t1和t2（或t5和t6）同时开启控制俯仰通道，t3和t4（或t7和t8）同时开启控制偏航通道，t3和t7（或t4和t8）同时开启控制滚动通道，该姿态控制模式记为模式m1。
23.2、偏航通道独立控制，俯仰通道和滚动通道分时复用。t1和t2（或t5和t6）同时开启控制俯仰通道，t3和t4（或t7和t8）同时开启控制偏航通道，t1和t5（或t2和t6）同时开启控制滚动通道，该姿态控制模式记为模式m2。
24.由于箭体飞行过程中，对姿态控制能力的大小以及优先级需求依次为：俯仰通道》偏航通道》滚动通道。因为俯仰通道存在垂直转弯、大角度调姿、低速大攻角下气动特性的适应性需求，偏航通道存在小角度调姿的适应性需求，相比较而言，滚动通道干扰较小，需要的控制能力较小，控制的优先级较低。考虑俯仰、偏航及滚动三通道控制顺序需求，默认情况下采用模式m1，异常时进入模式m2。
25.本技术主要考虑发动机失效的以下两种方式：1、单个发动机失效。若俯仰通道出现单个发动机失效，例如t1（或t5）失效，t2（或t6）可以继续工作，继续维持俯仰通道姿态稳定。若偏航通道出现单个发动机失效，例如t3（或t4）失效，t7（或t8）可以继续工作，继续维持偏航通道姿态稳定。若滚动通道出现单个发动机失效，例如t3（或t4）失效，t7（或t8）可以继续工作，继续维持滚动通道姿态稳定。虽然单个发动机失效后会引入额外的控制干扰（如俯仰通道（偏航通道）单个发动机失效后，由于产生推力不对称，会引入滚动干扰力矩），但是剩余发动机依旧会维持滚动通道稳定。因此，单个发动机失效，虽然会导致对应的通道控制能力下降，但是依旧可以维持箭体稳定，完成飞行任务，“井”字型布局已经具备一定的硬件冗余效果。
26.2、两个发动机同时失效。若偏航通道出现两个发动机失效，例如t3和t7同时失效，或者t4和t8同时失效，剩余的两个发动机可以继续完成偏航通道姿态控制。但是由于偏航通道和滚动通道复用，滚动通道无法完成姿态控制，表现为滚动角偏差增大，直至发散。若此时通过惯测组合检测到滚动角偏差增大，则可以将姿态控制模式从模式m1切换到模式m2，变成俯仰通道和滚动通道复用，即t1和t5以及t2和t6完成滚动通道姿态控制。
27.由于俯仰通道和偏航通道姿态冗余控制是通过硬件冗余实现的，且俯仰通道和偏航通道采用常用的角偏差控制，属于行业内成熟技术，这里不再赘述。针对“井”字型布局中两个发动机同时失效的问题，本技术提供一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，可以用于滚动通道姿态冗余控制。如图3所示，所述运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法包括步骤s1至步骤s5。
28.步骤s1、根据程序姿态角γ
cx
与实际姿态角γ
sj
计算差值得到角偏差，；其中，程序姿态角γ
cx
为火箭发射前装订值，为已知量。实际姿态角γ
sj
通过惯测组合实时测量解算得到。
29.步骤s2、角偏差经过校正网络计算得到校正值；
步骤s3、若连续n个控制周期内，所述校正值的绝对值，则判定当前姿态控制模式下的通道存在发动机喷管工作异常情况，并将当前姿态控制模式切换至另一姿态控制模式；其中，n为正整数，为了防止误判，优选地n≥5；h为预设的开关门限，根据制导系统需求的控制精度而定（需求的控制精度越高，则h越小），为预设的偏差值，根据实际情况而定。
30.步骤s4、如果，则通道正向开启，相应的发动机启动，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，从而更新箭体的实际姿态角γ
sj
；如果，则通道关闭；如果，则通道负向开启，相应的发动机启动，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，从而更新箭体的实际姿态角γ
sj
；步骤s5、重复步骤s1至步骤s4，从而使箭体实时跟踪程序姿态角γ
cx
。
31.在本技术的一些实施例中，所述校正网络的公式为：其中，为校正网络输出的校正值，单位：度（
°
）；为角偏差，单位：度（
°
）；e0、e1、e2、e3、f1、f2、f3均为校正网络系数；z0、z-1
、z-2
、z-3
分别表示当前控制周期、前1个控制周期、前2个控制周期、前3个控制周期。
32.在本技术的一些实施例中，所述步骤s3中，当前姿态控制模式为俯仰通道独立控制，偏航通道和滚动通道分时复用，另一姿态控制模式为偏航通道独立控制，俯仰通道和滚动通道分时复用。以上述“井”字型布局为例，当前姿态控制模式是在正常情况下，记为模式m1，另一姿态控制模式是在检测到通道存在发动机喷管工作异常情况之后切换的，记为模式m2。
33.在本技术的一些实施例中，所述步骤s3中，n≥5，0.5
°
≤h≤0.8
°
，。一般箭体飞行主动段取h=0.5
°
，。
34.下面着重介绍本技术运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法用于滚动通道姿态冗余控制，此时所述方法中，程序姿态角γ
cx
为程序滚动角，实际姿态角γ
sj
为实际滚动角，角偏差为滚动角偏差，通道为滚动通道，如图4所示，方法步骤如下：s10、滚动角偏差计算。根据程序滚动角γ
cx
与实际滚动角γ
sj
计算差值得到滚动角偏差，；s20、校正网络计算。滚动角偏差经过校正网络计算得到校正值；s30、检测滚动通道是否故障。正常情况下，姿态控制模式为模式m1，若连续5个控
制周期内，所述校正值的绝对值，则判定模式m1下的滚动通道存在发动机喷管工作异常情况，并将姿态控制模式由模式m1切换至模式m2；取h=0.5
°
，；s40、开关门限比较。将滚动角偏差与预设的开关门限h进行比较，根据两者的大小关系控制发动机的启动与否，将控制指令记为r
x
，发动机开启方向判断条件为：；；；s50、控制指令分配。滚动通道控制指令分配为：m1模式下：r
x
=1，滚动通道正向开启；r
x
=0，滚动通道关闭；r
x
=-1，滚动通道负向开启；滚动通道控制指令分配如表1所示。
35.表1、m1模式下滚动通道控制指令和发动机对应关系m2模式下：r
x
=1，滚动通道正向开启；r
x
=0，滚动通道关闭；r
x
=-1，滚动通道负向开启；滚动通道控制指令分配如表2所示。
36.表2、m2模式下滚动通道控制指令和发动机对应关系s60、发动机工作，实际滚动角更新。根据控制指令r
x
，发动机执行相应的工作，发动机启动，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，更新箭体的实际滚动角γ
sj
。
37.s70、程序滚动角跟踪。重复上述步骤s10至s60，从而使箭体实时跟踪程序滚动角。
38.本技术运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，根据程序姿态角与实际姿态角计算差值得到角偏差，再经过校正网络计算得到校正值，根据校正值的绝对值与预设的开关门限及偏差值之和的大小关系，进行通道故障的检测，且根据校正值与预设的开关门限的大小关系，决定通道的开启方向及控制发动机的启动，从而更新箭体的实际姿态角，并使箭体实时跟踪程序姿态角。本技术通过故障检测识别出发动机失效位置，切换姿态控制模式并进行姿态冗余控制，可靠性高，该冗余控制方法简单，工程上容易实现，具有较高的工程应用价值，可以极大的提升姿态控制系统的可靠性。能进一步提升“井”字型布局的姿态控制冗余效果，可以解决“井”字型布局中两个发动机同时失效的问题。
39.本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的实施方式后，将容易想到本技术的其它实施方案。本技术旨在涵盖本技术的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本技术的一般性原理并包括本技术未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。应当理解的是，本技术并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本技术的范围仅由所附的权利要求书来限制。

技术特征：
1.一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，包括：步骤s1、根据程序姿态角γ
cx
与实际姿态角γ
sj
计算差值得到角偏差，；步骤s2、角偏差经过校正网络计算得到校正值；步骤s3、若连续n个控制周期内，所述校正值的绝对值，则判定当前姿态控制模式下的通道存在发动机喷管工作异常情况，并将当前姿态控制模式切换至另一姿态控制模式；其中，n为正整数，h为预设的开关门限，为预设的偏差值；步骤s4、如果，则通道正向开启，相应的发动机启动，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，从而更新箭体的实际姿态角γ
sj
；如果，则通道关闭；如果，则通道负向开启，相应的发动机启动，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，从而更新箭体的实际姿态角γ
sj
；步骤s5、重复步骤s1至步骤s4，从而使箭体实时跟踪程序姿态角γ
cx
。2.根据权利要求1所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，所述步骤s2中，校正网络的公式为：其中，为校正网络输出的校正值，为角偏差，e0、e1、e2、e3、f1、f2、f3均为校正网络系数，z0、z-1
、z-2
、z-3
分别表示当前控制周期、前1个控制周期、前2个控制周期、前3个控制周期。3.根据权利要求1所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，所述程序姿态角γ
cx
为火箭发射前装订值，所述实际姿态角γ
sj
通过惯测组合实时测量解算得到。4.根据权利要求1所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，所述步骤s3中，当前姿态控制模式为俯仰通道独立控制，偏航通道和滚动通道分时复用，另一姿态控制模式为偏航通道独立控制，俯仰通道和滚动通道分时复用。5.根据权利要求4所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，所述步骤s3中，n≥5，0.5
°
≤h≤0.8
°
，。6.根据权利要求4所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，所述发动机为液态姿控发动机。7.根据权利要求6所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，所述发动机采用“井”字型布局，该“井”字型布局包括八个发动机，每两个发动机为一组，分别处于四个
象限点处，四个象限点分别记为象限点i、象限点ii、象限点iii及象限点iv，象限点i处的两个发动机分别记为t1、t2，象限点ii处的两个发动机分别记为t3、t4，象限点iii处的两个发动机分别记为t5、t6，象限点iv处的两个发动机分别记为t7、t8，t1、t2、t3、t4、t5、t6、t7、t8依次顺时针设置。8.根据权利要求7所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，所述俯仰通道独立控制，偏航通道和滚动通道分时复用包括：t1和t2或t5和t6同时开启控制俯仰通道，t3和t4或t7和t8同时开启控制偏航通道，t3和t7或t4和t8同时开启控制滚动通道；所述偏航通道独立控制，俯仰通道和滚动通道分时复用包括：t1和t2或t5和t6同时开启控制俯仰通道，t3和t4或t7和t8同时开启控制偏航通道，t1和t5或t2和t6同时开启控制滚动通道。9.根据权利要求8所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，所述方法用于滚动通道姿态冗余控制，所述程序姿态角γ
cx
为程序滚动角，所述实际姿态角γ
sj
为实际滚动角，所述角偏差为滚动角偏差，所述通道为滚动通道。10.根据权利要求9所述的运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，其特征在于，在所述当前姿态控制模式下，所述步骤s4中，如果，相应的发动机为t4和t8，如果，相应的发动机为t3和t7；在所述另一姿态控制模式下，所述步骤s4中，如果，相应的发动机为t2和t6，如果，相应的发动机为t1和t5。

技术总结
本申请提供了一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法，根据程序姿态角与实际姿态角计算差值得到角偏差，再经过校正网络计算得到校正值，根据校正值的绝对值与预设的开关门限及偏差值之和的大小关系，进行通道故障的检测，且根据校正值与预设的开关门限的大小关系，决定通道的开启方向及控制发动机的启动，从而更新箭体的实际姿态角，并使箭体实时跟踪程序姿态角。本申请通过故障检测识别出发动机失效位置，切换姿态控制模式并进行姿态冗余控制，可靠性高，该冗余控制方法简单，工程上容易实现，具有较高的工程应用价值，可以极大的提升姿态控制系统的可靠性。控制系统的可靠性。控制系统的可靠性。


技术研发人员：黄晓平 张修玮 岳小飞 王志军 杨凯铜 谢凤云 唐梦莹 何漫丽 左湛
受保护的技术使用者：航天科工火箭技术有限公司
技术研发日：2023.07.27
技术公布日：2023/8/28