申请/专利权人：航天科工火箭技术有限公司

申请日：2021-12-10

公开（公告）日：2024-03-19

公开（公告）号：CN114415703B

主分类号：G05D1/49

分类号：G05D1/49;G05D101/10

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.03.19#授权;2022.05.20#实质审查的生效;2022.04.29#公开

摘要：本申请涉及一种大角加速度喷管的角速率精确控制方法，包括以下步骤：优化控制通道喷管组合；根据控制要求预置目标角速率；根据初始反馈箭体实际角速率和预置的目标角速率，计算角速率偏差；根据箭体弹性参数设计滤波器，将角速率偏差送入滤波器，得到滤波后的角速率偏差；设计校正网络，将滤波后的角速率偏差送入校正网络，得到输入控制指令；控制指令进入侧喷流控制系统，姿控发动机启动；得到箭体实际角速率，更新初始箭体实际角速率；重复上述步骤3‑7，直到箭体实际稳态角速率合格。本申请具有以下可预期的技术效果：可以顺利实现预置固定角速率的控制，优化后的单通道产生的角加速度较小，同时可以兼容角偏差控制时大的角加速度需求。

主权项：1.一种大角加速度喷管的角速率精确控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：优化控制通道喷管组合，根据喷管布局、位置以及喷管力的大小，计算对应通道角加速度，根据控制通道需求，重新组合喷管，包括采用喷管复用的方式，直至挑选到对应被控通道角加速度最小的组合；S2，根据控制要求预置目标角速率为ω0；S3：根据当前初始反馈箭体实际角速率ωb和预置的目标角速率ω0，计算角速率偏差Δω，且Δω＝ωb-ω0；S4：根据箭体弹性参数设计切比雪夫滤波器，将角速率偏差Δω送入切比雪夫滤波器，滤除箭体弹性干扰，得到滤波后的角速率偏差Δωlb；S5：根据频域指标要求，设计校正网络，将滤波后的角速率偏差Δωlb送入校正网络，经校正网络调整后，得到侧喷流控制系统的输入控制指令ΔωZL；S6：结合精度要求设置姿控开关门限ωh，控制指令ΔωZL进入侧喷流控制系统，姿控发动机根据控制指令和开关门限的大小关系启动，开启指令记为P，开启方向判断条件为：ΔωZL＞ωhP＝1|ΔωZL|≤ωhP＝0ΔωZL＜-ωhP＝-1；S7：姿控发动机启动点火，对应喷管处产生推力，形成控制力矩，控制箭体绕质心转动，得到箭体实际角速率ω′b，更新初始箭体实际角速率；S8：重复上述步骤S3至S7，使箭体实际角速率ωb不断接近预置的目标角速率ω0，直到箭体实际稳态角速率与预置的目标角速率为之差小于姿控开关门限为止。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 航天科工火箭技术有限公司 大角加速度喷管的角速率精确控制方法

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