一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法与流程

1.本发明属于火箭控制技术领域，具体涉及一种火箭气动热主动缓解控制方法。


背景技术：

2.超远程制导火箭具有飞行速度高、覆盖空域广、射程范围宽等典型特点，弹体长时间在大气层内滑翔过程中气动热响应和热载荷问题严重。在典型弹道条件下，弹体i、iii象限总加热量之比达到2.5倍以上，头部转捩点、舵前缘、缝隙等热流峰值差异超过150％，这导致传统的被动气动热抑制方法难以适应全射程包线范围内的弹道热环境，且会显著提高热防护材料消耗量和热防护系统重量、成本。


技术实现要素：

3.为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，通过受限约束下的基准弹道优化及在线主动翻身控制策略设计，在采用传统滚转姿态系统的基础上，有效降低飞行弹道热环境、合理分散气动热载荷及热防护压力，实现了超远程制导火箭气动热主动缓解控制。本发明首先通过力-热约束下的基准弹道优化，对弹体法向过载和弹体驻点的热流峰值进行有效限制，并基于此设计了在线主动翻身触发时刻和滚转策略；然后通过设计姿态控制系统跟踪此翻身滚转角指令使得弹体i、iii象限热环境分散平均，有效降低单侧长时气动加热的压力，实现气动热主动缓解控制。
4.本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：
5.步骤1：构建力-热约束下的超远程制导火箭基准弹道优化模型；
6.将超远程制导火箭弹身驻点热流及总加热量作为限制条件，引入实时法向过载限制，以弹身驻点总加热量最小为目标函数，构建基准弹道优化模型；
7.步骤2：弹体首次翻身触发时刻及翻身策略设计；
8.制导火箭飞行过程中，根据弹道实时反馈信息，对弹身驻点热流密度函数进行实时计算和动态积分，当积分值触发首次翻身预设条件时，制导火箭按设计的滚转角指令得到首次翻身策略；
9.步骤3：弹体二次翻身触发时刻及翻身策略设计；
10.在对弹身驻点热流密度函数进行积分过程中，当积分值触发二次翻身预示条件时，制导火箭开始按设计的滚转角指令得到二次翻身策略；
11.步骤4：飞行全程主动翻身滚转角指令合成；
12.利用步骤2和步骤3中生成的首次翻身和二次翻身策略，按照预先设定的切换过渡函数，进行全程滚转指令合成，得到主动翻身滚转角指令；
13.步骤5：翻身滚转角指令跟踪；
14.将步骤4中合成的主动翻身滚转角指令带入滚转通道姿态控制系统，根据滚转通道姿态控制系统控制律，生成滚转舵指令。
15.进一步地，所述步骤1具体为：
16.步骤1-1：构建纵向平面动力学模型，如式(1)所示：
[0017][0018]
其中：x和y表示发射系下x向和y向坐标，v和θ分别表示火箭速度和弹道倾角，p为发动机推力，q表示动压，sm表示参考面积，r表示地球半径，gr＝-fm/r2，fm为地球引力参数，c
x
和cy表示阻力系数和升力系数，α表示攻角，m表示制导火箭质量；
[0019]
法向过载ny公式如下：
[0020][0021]
弹身驻点热流函数qs的工程计算公式如下：
[0022][0023]
其中：rs表示弹身驻点半径，ρ
∞
表示自由来流处大气密度，v
∞
表示自由来流处速度；
[0024]
步骤1-2：构建如下包含力-热约束的超远程制导火箭基准弹道优化模型：
[0025][0026][0027]
其中：iq表示优化后弹身驻点总加热量，min表示性能指标最小化，s.t.表示受限于，t0和tf分别表示积分初始时刻和终止时刻，和分别表示弹身驻点热流峰值上限和总加热量上限，|ny|表示法向过载的绝对值，表示法向过载限制；
[0028]
步骤1-3：采用优化算法对式(4)进行求解，实现对弹道力-热环境的限制和优化，同时优化后的基准弹道能作为六自由度控制系统的跟踪对象，从而对实飞弹道力-热环境进行预示。
[0029]
进一步地，所述步骤2具体为：
[0030]
在制导火箭飞行过程中，制导控制系统根据实时反馈信息，对弹身驻点热流函数进行实时积分，并与步骤1中优化得到的驻点总加热量iq进行实时比较，当弹身驻点热流q
p
积分值满足如下不等式时触发首次翻身：
[0031]
[0032]
其中：c1表示首次翻身设置参数；
[0033]
在首次触发时刻t1，制导火箭开始进行首次翻身，翻身策略γ
c0
设计如下：
[0034][0035]
其中：t1表示首次翻身持续时间，f1(t)表示首次翻身函数，f1(t)满足如下三个性质：
[0036]
①
在t1时刻f1(t)等于0，即f1(t1)＝0；
[0037]
②
在t1+t1时刻f1(t)等于180，即f1(t1+t1)＝180；
[0038]
③
f1(t)在t1～t1+t1范围内单调连续递增，且在t1和t1+t1时刻f1(t)的导数等于0，即f1′
(t1)＝0和f1′
(t1+t1)＝0；
[0039]
其中：f1′
(t)表示f1(t)关于时间的一阶导数；满足上述三个性质的函数f1(t)均能作为首次翻身函数，初步设计时f1(t)取为如下形式：
[0040][0041]
进一步地，所述步骤3具体为：
[0042]
在对弹身驻点热流函数进行实时积分过程中，当积分值满足如下不等式(8)时触发二次翻身：
[0043][0044]
其中：c2表示二次翻身设置参数；
[0045]
在二次触发时刻t2，制导火箭开始进行二次翻身，翻身策略γ
c1
设计如下：
[0046][0047]
其中：t2表示二次翻身持续时间，f2(t)表示二次翻身函数，f2(t)满足如下三个性质：
[0048]
①
在t2时刻f2(t)等于-180，即f2(t2)＝-180；
[0049]
②
在t2+t2时刻f2(t)等于0，即f2(t2+t2)＝0；
[0050]
③
f2(t)在t2～t2+t2范围内单调连续递减，且在t2和t2+t2时刻f2(t)的导数等于0，即f2′
(t2)＝0和f2′
(t2+t2)＝0；
[0051]
其中：f2′
(t)表示f2(t)关于时间的一阶导数；满足上述三个性质的函数f2(t)均能作为二次翻身函数，初步设计时f2(t)取为如下形式：
[0052][0053]
进一步地，所述步骤4具体为：
[0054]
对步骤2和步骤3生成的首次翻身和二次翻身策略进行合成，合成方式如下：
[0055]
γc＝η
c0
γ
c0
+η
c1
γ
c1
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(11)
[0056]
其中：γc为飞行全程翻身滚转角指令，η
c0
和η
c1
表示切换过渡标志量，η
c0
和η
c1
表达式分别如下：
[0057][0058][0059]
其中：α1和α2分别表示切换速率；
[0060]
进一步地，所述滚转通道姿态控制系统控制律为：
[0061][0062]
其中：δ
x
为滚转通道舵偏角，k
γ
和表示控制系统增益，ω
x
表示滚转角速度信号，γ为设定翻身滚转角指令。
[0063]
进一步地，所述c1的取值范围设置在0.2～0.35之间。
[0064]
进一步地，所述c2的取值范围设置在0.6～0.8之间。
[0065]
进一步地，所述α1和α2均置为1。
[0066]
本发明的有益效果如下：
[0067]
本发明设计的受限约束弹道优化和主动翻身控制方法能够显著抑制超远程制导火箭飞行全程的气动热效应，有效降低全弹热防护压力。该方法具有广阔的应用前景。
附图说明
[0068]
图1为本发明方法流程图。
具体实施方式
[0069]
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
[0070]
超远程制导火箭在全程飞行过程中弹体不同部位的气动热载荷差异显著，在适应大小射程边界弹道过程中弹身驻点热流密度和总加热变化剧烈，使得传统的被动气动热抑制方法难以满足全包线范围内的弹体热防护要求。
[0071]
为解决上述问题，本发明在基准弹道设计和全程飞行过程中引入一种气动热主动缓解控制技术，以实现弹体飞行热响应和热载荷的主动缓解控制。首先，以弹体驻点总加热量最小化为优化目标，并引入动力学模型、弹体法向过载、弹身驻点热流及总加热量等力-热约束条件，构建受限约束下的基准弹道通用优化模型，通过求解优化问题进而得到能够满足飞行力-热限制约束的基准弹道；然后，在制导火箭飞行过程中，根据实时反馈信息，提出了一种在线主动翻身策略，并对翻身触发时刻及翻身滚转角策略进行详细设计，从而使得弹体i、iii象限热环境分散平均，有效降低单侧长时气动加热压力；最后，对全程翻身滚转角指令进行合成，并通过设计姿态控制系统跟踪此翻身滚转角指令实现主动气动热缓
解。该主动气动热缓解技术方法结构通用，工程实践能力强。
[0072]
如图1所示，一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，包括如下步骤：
[0073]
步骤一：构建力-热约束下的超远程制导火箭基准弹道优化模型；
[0074]
为缓解制导火箭飞行过程中的力-热环境，将弹身驻点热流及总加热量作为限制条件，同时引入实时法向过载限制，以弹身驻点总加热量最小为目标函数，构建通用化基准弹道优化模型。通过求解该优化问题，可实现对弹道力-热环境的限制和优化，同时优化后的基准弹道可作为六自由度控制系统的跟踪对象，从而对实飞弹道力-热环境进行精确预示。
[0075]
构建纵向平面动力学模型，如下所示：
[0076][0077]
其中：x和y表示发射系下x和y向坐标，v和θ分别表示速度和弹道倾角，p为发动机推力，q表示动压，sm表示参考面积，r表示地球半径，gr＝-fm/r2，fm为地球引力参数，c
x
和cy表示阻力系数和升力系数，α表示攻角。
[0078]
法向过载ny公式如下
[0079][0080]
弹身驻点热流qs的工程计算公式分别如下
[0081][0082]
其中：rs表示弹身驻点半径，ρ
∞
表示自由来流处大气密度，v
∞
表示自由来流处速度。
[0083]
针对上述分析，构建如下包含力-热约束的超远程制导火箭基准弹道优化模型
[0084][0085][0086]
其中：iq表示优化后弹身驻点总加热量，min表示性能指标最小化，s.t.表示受限于，t0和tf分别表示积分初始时刻和终止时刻，和分别表示弹身驻点热流峰值上限和总加热量上限，|ny|表示法向过载的绝对值，分别表示法向过载限制。
[0087]
公式(4)中涉及的气动参数、质量参数及力-热约束上限可根据具体项目进行相应
设定，同时还可针对具体项目需要增加别的约束。上述优化问题具有普适性，可以借助多种优化算法进行求解，例如高斯伪谱法、粒子群算法等。通过求解该优化问题，可实现对弹道力-热环境的限制和优化，同时优化后的基准弹道可作为六自由度控制系统的跟踪对象，从而对实飞弹道力-热环境进行精确预示。
[0088]
步骤二：弹体首次翻身触发时刻及翻身策略设计；
[0089]
制导火箭飞行过程中，根据弹道实时反馈信息，对弹身驻点热流密度函数进行实时计算和动态积分，当积分值触发首次翻身预设条件时，制导火箭开始按设计的滚转角指令进行首次翻身。
[0090]
在制导火箭飞行过程中，制导控制系统根据实时反馈信息，对弹身驻点热流函数进行实时积分，并与步骤一中优化得到的驻点总加热量iq进行实时比较，当弹身驻点热流积分值满足如下不等式时触发首次翻身：
[0091][0092]
其中：c1表示首次翻身设置参数，初步设计时可设置为0.2～0.35范围内的某个数值。
[0093]
在不等式(6)首次触发时刻t1，制导火箭开始进行首次翻身，翻身策略设计如下
[0094][0095]
其中：t1表示首次翻身持续时间，f1(t)表示首次翻身函数，需满足如下三个性质：
[0096]
④
在t1时刻f1(t)等于0，即f1(t1)＝0；
[0097]
⑤
在t1+t1时刻f1(t)等于180，即f1(t1+t1)＝180；
[0098]
⑥
f1(t)在t1～t1+t1范围内单调连续递增，且在t1和t1+t1时刻f1(t)的导数等于0，即f1′
(t1)＝0和f1′
(t1+t1)＝0。
[0099]
其中：f1′
(t)表示f1(t)关于时间的一阶导数。满足上述三个性质的函数f1(t)均可作为首次翻身函数，初步设计时f1(t)可取为如下形式
[0100][0101]
步骤三：弹体二次翻身触发时刻及翻身策略设计；
[0102]
在对弹身驻点热流密度函数进行积分过程中，当积分值触发二次翻身预示条件时，制导火箭开始按设计的滚转滚转角指令进行二次翻回。
[0103]
在对弹身驻点热流函数进行实时积分过程中，当积分值满足如下不等式时触发二次翻身：
[0104][0105]
其中：c2表示二次翻身设置参数，初步设计时可设置为0.6～0.8范围内的某个数值。
[0106]
在不等式(9)首次触发时刻t2，制导火箭开始进行二次翻身，翻身策略设计如下
[0107][0108]
其中：t2表示二次翻身持续时间，f2(t)表示二次翻身函数，需满足如下三个性质：
[0109]
①
在t2时刻f2(t)等于-180，即f2(t2)＝-180；
[0110]
②
在t2+t2时刻f2(t)等于0，即f2(t2+t2)＝0；
[0111]
③
f2(t)在t2～t2+t2范围内单调连续递减，且在t2和t2+t2时刻f2(t)的导数等于0，即f2′
(t2)＝0和f2′
(t2+t2)＝0。
[0112]
其中：f2′
(t)表示f2(t)关于时间的一阶导数。满足上述三个性质的函数f2(t)均可作为二次翻身函数，初步设计时f2(t)可取为如下形式
[0113][0114]
步骤四：飞行全程主动翻身滚转角指令合成；
[0115]
利用步骤二和步骤三中生成的首次和二次翻身指令，按照预先设定的切换过渡函数，进行全程滚转指令合成，合成方式如下
[0116]
γc＝η
c0
γ
c0
+η
c1
γ
c1
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(11)
[0117]
其中：γc为飞行全程翻身滚转角指令，η
c0
和η
c1
表示切换过渡标志量，其表达式分别如下
[0118][0119][0120]
其中：α1和α2分别表示切换速率，可初步设置为1。
[0121]
步骤五：翻身滚转角指令跟踪
[0122]
将步骤四中合成的翻身滚转角指令γc带入滚转通道姿态控制系统，滚转控制回路采用比例微分控制，实现对滚转角指令的精确跟踪。滚转通道姿态控制系统的控制律为：
[0123][0124]
其中：δ
x
为滚转通道舵偏角，k
γ
和表示控制系统增益，ω
x
表示滚转角速度信号。

技术特征：
1.一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：构建力-热约束下的超远程制导火箭基准弹道优化模型；将超远程制导火箭弹身驻点热流及总加热量作为限制条件，引入实时法向过载限制，以弹身驻点总加热量最小为目标函数，构建基准弹道优化模型；步骤2：弹体首次翻身触发时刻及翻身策略设计；制导火箭飞行过程中，根据弹道实时反馈信息，对弹身驻点热流密度函数进行实时计算和动态积分，当积分值触发首次翻身预设条件时，制导火箭按设计的滚转角指令得到首次翻身策略；步骤3：弹体二次翻身触发时刻及翻身策略设计；在对弹身驻点热流密度函数进行积分过程中，当积分值触发二次翻身预示条件时，制导火箭开始按设计的滚转角指令得到二次翻身策略；步骤4：飞行全程主动翻身滚转角指令合成；利用步骤2和步骤3中生成的首次翻身和二次翻身策略，按照预先设定的切换过渡函数，进行全程滚转指令合成，得到主动翻身滚转角指令；步骤5：翻身滚转角指令跟踪；将步骤4中合成的主动翻身滚转角指令带入滚转通道姿态控制系统，根据滚转通道姿态控制系统控制律，生成滚转舵指令。2.根据权利要求1所述的一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，所述步骤1具体为：步骤1-1：构建纵向平面动力学模型，如式(1)所示：其中：x和y表示发射系下x向和y向坐标，v和θ分别表示火箭速度和弹道倾角，p为发动机推力，q表示动压，s
m
表示参考面积，r表示地球半径，g
r
＝-fm/r2，fm为地球引力参数，c
x
和c
y
表示阻力系数和升力系数，α表示攻角，m表示制导火箭质量；法向过载n
y
公式如下：弹身驻点热流函数q
s
的工程计算公式如下：其中：r
s
表示弹身驻点半径，ρ
∞
表示自由来流处大气密度，v
∞
表示自由来流处速度；步骤1-2：构建如下包含力-热约束的超远程制导火箭基准弹道优化模型：
其中：i
q
表示优化后弹身驻点总加热量，min表示性能指标最小化，s.t.表示受限于，t0和t
f
分别表示积分初始时刻和终止时刻，和分别表示弹身驻点热流峰值上限和总加热量上限，|n
y
|表示法向过载的绝对值，n
y
表示法向过载限制；步骤1-3：采用优化算法对式(4)进行求解，实现对弹道力-热环境的限制和优化，同时优化后的基准弹道能作为六自由度控制系统的跟踪对象，从而对实飞弹道力-热环境进行预示。3.根据权利要求2所述的一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，所述步骤2具体为：在制导火箭飞行过程中，制导控制系统根据实时反馈信息，对弹身驻点热流函数进行实时积分，并与步骤1中优化得到的驻点总加热量i
q
进行实时比较，当弹身驻点热流q
p
积分值满足如下不等式时触发首次翻身：其中：c1表示首次翻身设置参数；在首次触发时刻t1，制导火箭开始进行首次翻身，翻身策略γ
c0
设计如下：其中：t1表示首次翻身持续时间，f1(t)表示首次翻身函数，f1(t)满足如下三个性质：
①
在t1时刻f1(t)等于0，即f1(t1)＝0；
②
在t1+t1时刻f1(t)等于180，即f1(t1+t1)＝180；
③
f1(t)在t1～t1+t1范围内单调连续递增，且在t1和t1+t1时刻f1(t)的导数等于0，即f1′
(t1)＝0和f1′
(t1+t1)＝0；其中：f1′
(t)表示f1(t)关于时间的一阶导数；满足上述三个性质的函数f1(t)均能作为首次翻身函数，初步设计时f1(t)取为如下形式：4.根据权利要求2所述的一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，所述步骤3具体为：在对弹身驻点热流函数进行实时积分过程中，当积分值满足如下不等式(8)时触发二次翻身：
其中：c2表示二次翻身设置参数；在二次触发时刻t2，制导火箭开始进行二次翻身，翻身策略γ
c1
设计如下：其中：t2表示二次翻身持续时间，f2(t)表示二次翻身函数，f2(t)满足如下三个性质：
①
在t2时刻f2(t)等于-180，即f2(t2)＝-180；
②
在t2+t2时刻f2(t)等于0，即f2(t2+t2)＝0；
③
f2(t)在t2～t2+t2范围内单调连续递减，且在t2和t2+t2时刻f2(t)的导数等于0，即f2′
(t2)＝0和f2′
(t2+t2)＝0；其中：f2′
(t)表示f2(t)关于时间的一阶导数；满足上述三个性质的函数f2(t)均能作为二次翻身函数，初步设计时f2(t)取为如下形式：5.根据权利要求4所述的一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，所述步骤4具体为：对步骤2和步骤3生成的首次翻身和二次翻身策略进行合成，合成方式如下：γ
c
＝η
c0
γ
c0
+η
c1
γ
c1
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(11)其中：γ
c
为飞行全程翻身滚转角指令，η
c0
和η
c1
表示切换过渡标志量，η
c0
和η
c1
表达式分别如下：别如下：其中：α1和α2分别表示切换速率。6.根据权利要求1所述的一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，所述滚转通道姿态控制系统控制律为：其中：δ
x
为滚转通道舵偏角，k
γ
和表示控制系统增益，ω
x
表示滚转角速度信号，γ为设定翻身滚转角指令。7.根据权利要求3所述的一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，所述c1的取值范围设置在0.2～0.35之间。8.根据权利要求4所述的一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，
所述c2的取值范围设置在0.6～0.8之间。9.根据权利要求7.所述的一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，其特征在于，所述α1和α2均置为1。

技术总结
本发明公开了一种超远程制导火箭气动热主动缓解控制方法，通过受限约束下的基准弹道优化及在线主动翻身控制策略设计，在采用传统滚转姿态系统的基础上，有效降低飞行弹道热环境、合理分散气动热载荷及热防护压力，实现了超远程制导火箭气动热主动缓解控制。本发明首先通过力-热约束下的基准弹道优化，对弹体法向过载和弹体驻点的热流峰值进行有效限制，并基于此设计了在线主动翻身触发时刻和滚转策略；然后通过设计姿态控制系统跟踪此翻身滚转角指令使得弹体I、III象限热环境分散平均，有效降低单侧长时气动加热的压力，实现气动热主动缓解控制。动缓解控制。动缓解控制。


技术研发人员：牛智奇 刘钧圣 李琪 杨树兴 苗劲松 杨云刚 李昊 魏其 裴培 翟英存 庞川博 吕红鹰 马兴普 李晓鹏 张永励 司忍辉 宋宇航
受保护的技术使用者：西安现代控制技术研究所
技术研发日：2023.05.06
技术公布日：2023/8/13