一种RCS和摆动喷管组合控制的火箭垂直回收着陆段姿态控制方法

本发明属于火箭回收段姿态控制领域，具体涉及一种rcs和摆动喷管组合控制的火箭垂直回收着陆段姿态控制方法。

背景技术：

1、火箭垂直回收是一种重要的火箭重复使用方式，通过使火箭从大气层外垂直定点着陆的方式来实现。火箭姿态控制为火箭垂直回收段控制系统的核心功能之一，需要实时维持火箭稳定飞行及跟踪所需的姿态控制指令，并驱动执行机构做出相应的动作以产生火箭调整姿态所需的力矩。

2、rcs(reaction control system，反作用控制系统)是由多个推力器构成，利用横向喷流的反推力来控制姿态的执行机构。与连续的气动舵面相比，它的优势在于不受大气密度等条件的约束，但其为开关型的执行机构，只能提供常值离散力矩，因此需要使用脉冲调制技术将连续控制量转换为rcs的脉冲指令，从而进行姿态控制。

3、由于垂直回收着陆段初期火箭位于高空，此时空气稀薄，大气密度低，若采用传统的气动舵面控制，其产生的控制力矩小，控制能力低，难以满足火箭姿态控制的需求。为了确保火箭以垂直的姿态平稳着陆，现有技术选用rcs作为另外一种执行机构进行姿态控制，并采用组合控制的方案来完成火箭垂直回收着陆段的姿态控制任务。具体是通过轨迹规划的方法设计火箭发动机再次点火时刻，并以此作为标志点，使用不同的执行机构进行姿态控制。

4、在具体试验过程发现，使用rcs进行俯仰和滚转通道的姿态控制时，两通道的执行机构会相互干涉，出现控制耦合现象，造成无法同时输出俯仰通道控制器和滚转通道控制器的控制指令，最终造成使用rcs的姿态控制方案无法实现，在工程上常使用脉冲形式的控制指令实现姿态控制，例如：

5、公开号为cn114184093a的专利文献中公开了一种液体火箭单推力rcs布局及姿态控制方法，通过输出脉冲形式的指令控制12个沿箭体周向或切向布置的推力室，对火箭的俯仰通道和滚转通道进行姿态控制，结构复杂且多个推力器功能冗余，在用于垂直回收着陆的姿态控制时指令分配计算量过大，可靠性低，同时会增加燃料的装载量，导致火箭质量增加，不符合火箭垂直回收着陆轻量化的实际工程需要。

技术实现思路

1、为了解决现有俯仰通道和滚转通道的姿态控制的结构复杂、多个推力器功能冗余、指令分配的计算量过大，不适合用于垂直回收着陆的姿态控制的问题，本发明提出了一种rcs和摆动喷管组合控制的火箭垂直回收着陆段姿态控制方法。

2、本发明的发明构思：

3、申请人针对火箭垂直回收着陆段姿态控制问题进行实际工程验证过程中，考虑到火箭垂直着陆的回收要求，需要通过输出脉冲形式的指令控制12个推力器对火箭的俯仰通道和滚转通道进行姿态控制，但是由于火箭垂直着陆回收的计算精度要求高，12个推力器的计算复杂性成倍增加、需要分配的计算量过大，导致难以实时解算控制指令，常留出更多的计算时间余量，这导致了火箭预留的燃料装载量增加，不符合火箭垂直回收着陆轻量化的实际工程需要。本发明将12个推力器减少为6个推力器后，计算量减小，推力器的消耗量变小，能够求解出火箭发动机再次点火最优时刻，推迟点火时刻，进而满足实时解算控制指令所需的高精度计算要求，同时减少了燃料消耗量。

4、因此，如图15所示，本发明首先将12个推力器减少为6个推力器并建立使用策略模型，以此建立新的箭体动力学及运动学模型；为避免火箭滚转从而导致火箭操控性能下降，通过解算等效舵偏指令设计了俯仰、滚转通道的姿态角控制器来维持火箭的稳定；但两个通道的执行机构会相互干涉，出现控制耦合现象，因此引入pwm调制环节，把连续力矩转换为符合工程实现的rcs开关指令，采用周期控制的解决方案解决了俯仰、滚转通道的rcs干涉问题；再通过计算两种执行机构对应的控制器参数和解算rcs的控制指令，分别设计火箭发动机摆动喷管控制系统及rcs动力辅助控制系统，基于周期控制方案实现各通道的姿态控制；最后通过建立火箭垂直回收段的动力学方程，根据实际要求设置的火箭垂直回收着陆段受到的约束，以火箭垂直回收着陆段终端时刻的火箭质量作为性能指标，利用轨迹规划的方法求解火箭的再次点火最优时刻，并能够以此计算火箭燃料的装载量，交给执行机构执行，分别作为火箭在实际工程设计过程中火箭再次点火时刻的参考值和火箭燃料装载量的参考值。

5、为实现上述目的，本发明所提供的技术解决方案是：

6、一种rcs和摆动喷管组合控制的火箭垂直回收着陆段姿态控制方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：

7、步骤1：建立6个rcs推力器的使用策略模型；

8、步骤2：建立箭体动力学及运动学模型；

9、步骤3：设计两个通道的姿态角控制器；

10、步骤4：基于pwm波解算rcs的控制指令；

11、步骤5：求解火箭发动机再次点火的最优时刻，包括以下子步骤：

12、步骤5.1：建立周期控制方案，选取控制周期；

13、步骤5.2：建立火箭垂直回收着陆段的动力学方程；

14、步骤5.3：根据实际要求设置火箭垂直回收着陆段所受到的约束，包括起始状态约束、发动机油门约束、姿态角速率约束、火箭质量约束以及终端状态约束，并以火箭垂直回收着陆段终端时刻的火箭质量作为性能指标，建立火箭垂直回收着陆段轨迹优化问题；

15、步骤5.4：在步骤5.3的火箭垂直回收着陆段轨迹优化问题中求解火箭发动机再次点火最优时刻。

16、进一步地，

17、步骤1.1：定义摆动喷管摆动方向的正方向；

18、火箭发动机摆动方向在箭体yoz平面的投影可与箭体y轴或z轴成任意角度，与x轴负方向所成最大夹角为δmax；从火箭尾部向头部看，x轴垂直于纸面向里，y轴向上，z轴向右，符合右手定则，摆动喷管在俯仰通道按向y轴的正方向摆动为正；

19、步骤1.2：将6个推力器呈“t”字型设置在火箭的头部，分别设置在滚转通道、俯仰通道和径向上；

20、采用6个推力器，均分为2组并分别设置在z轴两端，一组推力器中的3个推力器方向分别指向y轴正方向、y轴负方向、z轴正方向，另一组推力器中的3个推力器方向分别指向y轴正方向、y轴负方向、z轴负方向；

21、步骤1.3：定义rcs推力器使用策略，为每个rcs推力器分配功能。

22、进一步地，

23、步骤2.1：对俯仰通道进行小扰动线性化建模，传递函数为：

24、

25、其中，为俯仰角，ωz为俯仰角速率，δz为等效升降舵偏角，α为攻角，ny为箭体y轴过载，θ为弹道倾角，v为速度，a1为俯仰阻尼动力系数，a2为俯仰静稳定动力系数，a3为俯仰操纵动力系数，a4为俯仰法向力动力系数，a5为俯仰舵面动力系数，g为重力常数；

26、步骤2.2：对滚转通道进行小扰动线性化建模；

27、传递函数为：

28、

29、其中，γ为滚转角，ωx为滚转角速率，δx为等效副翼偏角，b1为滚转阻尼动力系数，b2为滚转操纵动力系数。

30、进一步地，

31、步骤3.1：计算操纵动力系数a3，设计火箭俯仰通道姿态角控制器；

32、操纵动力系数a3的计算公式为：

33、

34、其中，为俯仰力矩对1°等效升降舵偏角的偏导数，jz为火箭z轴的转动惯量，frcs表示推力器的推力大小，p为火箭发动机推力，lp为推力作用点距离火箭顶点的距离，xcg为质心距离火箭顶点的距离；

35、对于摆动喷管，定义摆动喷管的1°偏角为1°等效升降舵偏角，并根据俯仰力矩对1°等效升降舵偏角的偏导数计算操纵动力系数a3；

36、对于rcs推力器，定义1个rcs单元为1°等效升降舵偏角，并根据计算操纵动力系数a3，此时等效升降舵偏角的大小即为需开启的rcs单元的数量；

37、步骤3.2：计算操纵动力系数b2，设计火箭滚转通道姿态角控制器；

38、操纵动力系数b2的计算公式为：

39、

40、其中，为滚转力矩对1°等效副翼偏角的偏导数，jx为火箭x轴的转动惯量，dref为火箭直径，定义1个rcs单元为1°等效副翼偏角，此时等效副翼偏角的大小即为需开启的rcs单元的数量；

41、步骤3.3：计算两种执行机构对应控制器的参数；

42、采用极点配置方法，分别计算俯仰通道姿态角控制器的参数kw，和以及滚转通道姿态角控制器的参数kγ，kγi和kwx；

43、进一步地，

44、步骤4.1：根据rcs的喷气特点，定义rcs中喷管的推力；

45、由于rcs喷气流量难以实现均匀连续调节，rcs一旦开启，其喷管产生的推力大小不能调整，因此rcs喷管仅有打开和关闭两种状态，rcs中喷管的推力的数学描述为：

46、

47、其中，fi为第i个喷管产生的推力；frcs为喷管的反作用推力；u为喷管的开关指令，0表示关，1表示开；

48、步骤4.2：进行pwm波调制；

49、步骤4.3：计算rcs在每个控制周期内的开启时间；

50、

51、其中，τn表示第n个控制周期的脉冲宽度；t为控制器的解算周期；

52、步骤4.4：计算在控制周期内rcs产生的固定力矩，计算公式为：

53、

54、进一步地，

55、所述步骤5.4采用gauss伪谱法，在步骤5.3的火箭垂直回收着陆段轨迹优化问题中，求解火箭发动机再次点火最优时刻。

56、本发明的优点是：

57、1.本发明利用轨迹规划的方法优化设计火箭发动机再次点火时刻，并且在满足实时计算量的同时减小了火箭预留的燃料装载量，作为在实际工程设计过程中火箭再次点火时刻的参考值和火箭燃料装载量的参考值，在提升火箭运载效率和火箭轻量化的实际工程设计方面提供了参考依据。

58、2.本发明通过引入pwm调制环节，把连续力矩转换为符合工程实现的rcs开关指令，并针对俯仰、滚转通道的rcs干涉问题，采用周期控制的解决方案，在工程上能够满足在有限燃料的约束下，火箭以垂直的姿态平稳着陆的设计要求。

59、3.本发明仅采用6个推力器对火箭的俯仰通道和滚转通道进行姿态控制，通过周期控制的方案对两个通道交替进行姿态控制，控制单元少，可靠性高，且减少了rcs的气体使用量，减少火箭质量。