阅读说明：本技术 一种有风时火箭整流罩分离的侧滑角控制方法 (Sideslip angle control method for rocket fairing separation in windy condition ) 是由 董佩超 梁建军 赵新强 孙永丰 朱洪亮 陈景鹏 于 2020-05-07 设计创作，主要内容包括：本发明一种有风时火箭整流罩分离的侧滑角控制方法,属飞行器姿态控制领域,尤其涉及火箭整流罩分离的姿态控制。本发明通过火箭整流罩分离前箭体z轴受到的侧向力的两种表达式,根据原始气动数据估算侧向力对侧滑角的导数,然后结合惯组测量信息,估算出火箭整流罩分离前包含风附加侧滑角信息的箭体实际侧滑角,并加以控制,实现整流罩分离前的侧滑角精确控制。采用本方法,可估算出无法直接测量的包含风侧滑角信息的箭体实际侧滑角,实现整流罩分离前的精确控制,为整流罩分离创造良好的条件。(The invention discloses a sideslip angle control method for rocket fairing separation in windy conditions, belongs to the field of aircraft attitude control, and particularly relates to attitude control for rocket fairing separation. According to the method, two expressions of the lateral force applied to the z axis of the rocket body before the rocket fairing separation are used, the derivative of the lateral force to the sideslip angle is estimated according to original aerodynamic data, then the actual sideslip angle of the rocket body containing wind-added sideslip angle information before the rocket fairing separation is estimated by combining the inertia group measurement information, and the actual sideslip angle is controlled, so that the accurate control of the sideslip angle before the fairing separation is realized. By adopting the method, the actual slip angle of the arrow body containing the wind slip angle information which cannot be directly measured can be estimated, the accurate control before the separation of the fairing is realized, and a good condition is created for the separation of the fairing.)

一种有风时火箭整流罩分离的侧滑角控制方法

技术领域

本发明一种有风时火箭整流罩分离的侧滑角控制方法，属飞行器姿态控制领域，尤其涉及火箭整流罩分离的姿态控制。

背景技术

某商业火箭整流罩分离高度在30～40km，风的影响不可忽略，有风时若采用传统PD控制算法，会导致整流罩分离时刻侧滑角较大，对分离不利，因此有必要加入侧滑角控制方法。但整流罩分离前箭机由箭体速度解算的侧滑角并不包含风引起的附加侧滑角信息，而风引起的附加侧滑角是未知量，因为目前还没有可以直接测量风附加侧滑角信息的设备及技术手段，故箭体实际侧滑角未知，这给整流罩分离的精确控制带来一定难度。

由于目前尚无可以直接测量风引起的附加侧滑角的设备或技术，传统的控制方法无法对火箭实际侧滑角进行控制，而本发明提出的方法，可以有效估算出整流罩分离前的风附加侧滑角，从而对包含风引起的附加侧滑角信息的箭体实际侧滑角施加控制，实现整流罩分离前的精确控制，为整流罩分离创造良好的条件，相对于传统控制方法有了较大进步。

发明内容

本发明提出一种有风时火箭整流罩分离的侧滑角控制方法。

主要步骤如下：

(1)求火箭箭体z轴受到的侧向力：

其中F_z为箭体z轴受到的侧向力，m为火箭质量(整流罩分离前为无动力段，为常值)，ΔW_z为惯组输出的箭体z轴视速度增量，T为控制周期。

(2)由于火箭整流罩分离前发动机不工作，只受气动力，小侧滑角条件下产生的气动侧向力可表述为：

其中为侧向力对侧滑角的导数，β为箭体实际侧滑角，q为箭机实时计算的动压，S为火箭气动参考面积(为常值)。

(3)估算侧向力对侧滑角的导数：

采用近似的方法估算，火箭在整流罩分离前弹道平稳，处于小攻角、小侧滑、小舵偏的状态，可采用攻角α＝0°、侧滑角β＝4°、舵偏δ＝0°时的气动数据由马赫数插值计算得到：

其中C_z(Ma，α_0°，β_4°，δ_0°)为火箭在α＝0°、β＝4°、δ＝0°、不同马赫数下的侧向力，由气动数据表根据马赫数插值得到；Ma为箭机实时计算的马赫数。

(4)联立1)2)3)式即可求得含有风信息的箭体实际侧滑角：

(5)整流罩分离前控侧滑角：

δ_ψ＝δ_ψ0+k_β·β............................................5)

其中δ_ψ为偏航通道舵摆角需求，δ_ψ0为传统PD控制算法计算的偏航通道舵摆角需求，k_β为设计侧滑角控制系数。通过PD控制系数与侧滑角控制系数的协同优化设计，便可同时实现对姿态角、角速度、侧滑角等的精确控制。

由此即实现了一种有风时火箭整流罩分离的侧滑角控制方法，分离时刻侧滑角可以控制在很小的范围内，为火箭整流罩的分离创造了良好的条件。

具体实施方式

一种有风时火箭整流罩分离的侧滑角控制方法主要步骤如下：

(1)求火箭箭体z轴受到的侧向力：

其中F_z为箭体z轴受到的侧向力，m为火箭质量(整流罩分离前为无动力段，为常值)，ΔW_z为惯组输出的箭体z轴视速度增量，T为控制周期。

(2)由于火箭整流罩分离前发动机不工作，只受气动力，小侧滑角条件下产生的气动侧向力可表述为：

其中为侧向力对侧滑角的导数，β为箭体实际侧滑角，q为箭机实时计算的动压，S为火箭气动参考面积(为常值)。

(3)估算侧向力对侧滑角的导数：

采用近似的方法估算，火箭在整流罩分离前弹道平稳，处于小攻角、小侧滑、小舵偏的状态，可采用攻角α＝0°、侧滑角β＝4°、舵偏δ＝0°时的气动数据由马赫数插值计算得到：

其中C_z(Ma，α_0°，β_4°，δ_0°)为火箭在α＝0°、β＝4°、δ＝0°、不同马赫数下的侧向力，由气动数据表根据马赫数插值得到；Ma为箭机实时计算的马赫数。

(4)联立1)2)3)式即可求得含有风信息的箭体实际侧滑角：

(5)整流罩分离前控侧滑角：

δ_ψ＝δ_ψ0+k_β·β..................................................5)

其中δ_ψ为偏航通道舵摆角需求，δ_ψ0为传统PD控制算法计算的偏航通道舵摆角需求，k_β为设计侧滑角控制系数。通过PD控制系数与侧滑角控制系数的协同优化设计，便可同时实现对姿态角、角速度、侧滑角等的精确控制。

由此即实现了一种有风时火箭整流罩分离的侧滑角控制方法，分离时刻侧滑角可以控制在很小的范围内，为火箭整流罩的分离创造了良好的条件。