一种火箭级间分离段驱动转台的控制方法与流程

1.本公开一般涉及火箭控制技术领域，具体涉及一种火箭级间分离段驱动转台的控制方法。


背景技术：

2.火箭、导弹等飞行器级间分离时会产生一定的分离干扰，因此要求分离后的上面级飞行器控制系统需要适应一定的姿态角和角速度偏差范围，飞行器控制系统设计时需要适应该偏差范围；
3.控制系统半实物仿真是飞行器设计地面试验重要工作，在开展控制系统地面仿真试验时，需要根据飞行器实时姿态角和角速度驱动转台，飞行器导航系统安装在转台上随转台按实时运动，模拟飞行器飞行状态；
4.在进行有级间分离的飞行器控制系统半实物仿真试验时，当转台需要模拟分离后飞行器起控时刻姿态角与角速度与分离前的差异较大的情况下，跳过分离窗口直接用分离后的姿态角和角速度驱动转台，将导致转台由于姿态角和角速度不连续而卡滞，严重时会导致转台姿态发散，进而导致试验失败。


技术实现要素：

5.鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种可解决上述技术问题的一种火箭级间分离段驱动转台的控制方法。
6.本技术第一方面提供一种火箭级间分离段驱动转台的控制方法，包括以下步骤：
7.获取飞行器在t＝0时，相对于地面坐标系的：俯仰角θ0、偏航角ψ0、滚动角γ0；
8.获取飞行器在t＝0时，相对于地面坐标系的转动角速度在飞行器坐标系中：沿x轴方向上的转动角速度分量沿y轴方向上的转动角速度分量以及沿z轴方向上的转动角速度分量t＝0时为所述飞行器的分离初始时刻；
9.获取飞行器在t＝t时，相对于地面坐标系的：俯仰角θ
t
、偏航角ψ
t
、滚动角γ
t
；
10.获取飞行器在t＝t时，相对于地面坐标系的转动角速度在飞行器坐标系中：沿x轴方向上的转动角速度分量沿y轴方向上的转动角速度分量以及沿z轴方向上的转动角速度分量t＝t时为所述飞行器的分离终止时刻；
11.根据公式(一)至公式(四)控制所述飞行器在所述分离初始时刻到分离终止时刻之间的俯仰角θ
t
、偏航角ψ
t
和滚动角γ
t
：
12.[0013][0014][0015][0016]
根据本技术实施例提供的技术方案，所述公式(二)由t＝0和t＝t代入至所述至公式(五)、公式(六)以及所述公式(一)中求解得到：
[0017][0018][0019]
根据本技术实施例提供的技术方案，所述火箭级间分离段驱动转台的控制方法还包括以下步骤：
[0020]
在所述飞行器分离初始时刻之前，以第一预设参数控制所述飞行器的俯仰角、航偏角和滚动角。
[0021]
根据本技术实施例提供的技术方案，所述火箭级间分离段驱动转台的控制方法还包括以下步骤：
[0022]
在所述飞行器分离终止时刻之后，以第二预设参数控制所述飞行器的俯仰角、航偏角和滚动角。
[0023]
本技术第二方面提供一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如上述所述的火箭级间分离段驱动转台的控制方法步骤。
[0024]
本技术第三方面提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上述所述的火箭级间分离段驱动转台的控制方法步骤。
[0025]
本技术的有益效果在于：上述方法中，通过获取飞行器分离初始时刻与分离终止时刻的姿态角以及角速度分量，并将其代入至公式(一)至公式(四)中，使得可得到级间分离段姿态角的三次桥接函数，通过求解得到的三次桥接函数可以使飞行器在级间分离段(即分离初始时刻到分离终止时刻间)的姿态角实现平滑过渡，避免驱动转台由于姿态角和角速度不连续而卡滞。
附图说明
[0026]
通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0027]
图1为本技术提供的一种火箭级间分离段驱动转台的控制方法的流程图。
[0028]
图2为本技术提供的一种终端设备的原理图。
具体实施方式
[0029]
下面结合附图和实施例对本技术作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。
[0030]
需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本技术。
[0031]
实施例1
[0032]
请参考图1为本技术提供的一种火箭级间分离段驱动转台的控制方法，包括以下步骤：
[0033]
s1：获取飞行器在t＝0时，相对于地面坐标系的：俯仰角θ0、偏航角ψ0、滚动角γ0；
[0034]
获取飞行器在t＝0时，相对于地面坐标系的转动角速度在飞行器坐标系中：沿x轴方向上的转动角速度分量沿y轴方向上的转动角速度分量以及沿z轴方向上的转动角速度分量t＝0时为所述飞行器的分离初始时刻；
[0035]
s2：获取飞行器在t＝t时，相对于地面坐标系的：俯仰角θ
t
、偏航角ψ
t
、滚动角γ
t
；
[0036]
获取飞行器在t＝t时，相对于地面坐标系的转动角速度在飞行器坐标系中：沿x轴方向上的转动角速度分量沿y轴方向上的转动角速度分量以及沿z轴方向上的转
动角速度分量t＝t时为所述飞行器的分离终止时刻；
[0037]
s3：根据公式(一)至公式(四)控制所述飞行器在所述分离初始时刻到分离终止时刻之间的俯仰角θ
t
、偏航角ψ
t
和滚动角γ
t
：
[0038][0039][0040][0041][0042]
本领域人员可以知道的是，飞行器具有飞行器体坐标系oxyz，坐标原点o为飞行器质心；ox轴与飞行器纵轴重合，指向头部为正；oy轴位于飞行器纵向对称面内，与ox轴垂直，指向上为正；oz垂直其他两轴并构成右手定则。
[0043]
地面具有地面坐标系o0x0y0z0，坐标原点o0为飞行器发射点；o0x0轴为飞行器航迹面与水平面交线，指向目标为正；o0y0轴沿垂线向上；o0z0轴与其他两轴垂直并构成右手定则。
[0044]
根据以上定义，飞行器相对于地面坐标系的姿态由姿态角(俯仰角θ、偏航角ψ、滚
动角γ)确定；飞行器体坐标系相对于地面坐标系的转动角速度在飞行器体坐标系各轴上的分量分别为ω
x
、ωy、ωz；
[0045]
为了便于说明本技术的工作原理，以某次飞行器级间分离实例进行说明，具体步骤如下：
[0046]
s1：获取飞行器在t＝0时，相对于地面坐标系的：俯仰角θ0、偏航角ψ0、滚动角γ0，其具体数值为：
[0047][0048][0049][0050]
获取飞行器在t＝0时，相对于地面坐标系的转动角速度在飞行器坐标系中：沿x轴方向上的转动角速度分量沿y轴方向上的转动角速度分量以及沿z轴方向上的转动角速度分量t＝0时为所述飞行器的分离初始时刻；其具体数值为：
[0051][0052][0053][0054]
s2：获取飞行器在t＝t时，相对于地面坐标系的：俯仰角θ
t
、偏航角ψ
t
、滚动角γ
t
，其具体数值为：
[0055][0056]
ψ
t
＝0
°
；
[0057]
γ
t
＝0
°
；
[0058]
获取飞行器在t＝t时，相对于地面坐标系的转动角速度在飞行器坐标系中：沿x轴方向上的转动角速度分量沿y轴方向上的转动角速度分量以及沿z轴方向上的转动角速度分量t＝t时为所述飞行器的分离终止时刻；其具体数值为：
[0059][0060][0061][0062]
t＝0.15s；
[0063]
s3：根据公式(一)至公式(四)控制所述飞行器在所述分离初始时刻(t＝0)到分离
终止时刻(t＝t＝0.15s)之间的俯仰角θ
t
、偏航角ψ
t
和滚动角γ
t
；具体为：
[0064]
s31：将上述数值代入至所述公式(一)至公式(四)中，求解可得：
[0065]aθ
＝9.07567；
[0066]bθ
＝-1.32644；
[0067]cθ
＝0.99996；
[0068]dθ
＝0.034907；
[0069]aψ
＝1.81614；
[0070]bψ
＝-0.35085；
[0071]cψ
＝0.00012891；
[0072]dψ
＝0.0017453；
[0073]aγ
＝-6.51732；
[0074]bγ
＝1.33057；
[0075]cγ
＝0.0052315；
[0076]dγ
＝-0.0087266；
[0077]
s32：将上述解代入至公式(一)中，得到关于俯仰角θ
t
、偏航角ψ
t
和滚动角γ
t
的级间分离段姿态角三次桥接函数：
[0078][0079]
其中，0＜t＜0.15；
[0080]
s33：以上述级间分离段姿态角三次桥接函数控制所述飞行器在所述分离初始时刻(t＝0)到分离终止时刻(t＝t＝0.15s)之间的俯仰角θ
t
、偏航角ψ
t
和滚动角γ
t
。
[0081]
工作原理：上述方法中，通过获取飞行器分离初始时刻与分离终止时刻的姿态角、角速度分量，并将其代入至公式(一)至公式(四)中，使得可得到级间分离段姿态角的三次桥接函数，通过求解得到的三次桥接函数可以使飞行器在级间分离段(即分离初始时刻到分离终止时刻间)的姿态角实现平滑过渡，避免驱动转台由于姿态角和角速度不连续而卡滞。
[0082]
需要进一步说明的是，所述飞行器可设置于驱动转台上，所述驱动状态用于驱动飞行器模拟飞行姿态，即上述步骤s3具体为：所述驱动转台根据由公式(一)至公式(四)，以及分离初始时刻、分离终止时刻飞行器的姿态角、角速度分量得到的三次桥接函数，控制所述飞行器在所述分离初始时刻到分离终止时刻之间的俯仰角θ
t
、偏航角ψ
t
和滚动角γ
t
。
[0083]
在一些实施例中，所述公式(二)由t＝0和t＝t代入至所述至公式(五)、公式(六)以及所述公式(一)中求解得到：
[0084]
[0085][0086]
具体的，为俯仰角的变化率，为偏航角的变化率，为滚动角的变化率。
[0087]
在一些实施例中，所述火箭级间分离段驱动转台的控制方法还包括以下步骤：
[0088]
在所述飞行器分离初始时刻之前，以第一预设参数控制所述飞行器的俯仰角、航偏角和滚动角。
[0089]
具体的，所述飞行器分离初始时刻之前处于未分离状态，所述第一预设参数可根据实际需求进行设置，即所述飞行器处于未分离状态时，飞行器的俯仰角、航偏角和滚动角根据实际飞行需求进行设定。
[0090]
在一些实施例中，所述火箭级间分离段驱动转台的控制方法还包括以下步骤：
[0091]
在所述飞行器分离终止时刻之后，以第二预设参数控制所述飞行器的俯仰角、航偏角和滚动角。
[0092]
具体的，所述飞行器分离终止时刻之后处于完全分离状态，所述第二预设参数可根据实际需求进行设置，即所述飞行器处于完全分离状态时，飞行器的俯仰角、航偏角和滚动角根据实际飞行需求进行设定。
[0093]
实施例2
[0094]
本实施例提供一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如实施例1中所述的火箭级间分离段驱动转台的控制方法步骤。
[0095]
如图2所示，所述终端设备400包括中央处理单元(cpu)401，其可以根据存储在只读存储器(rom)402中的程序或者从存储部分加载到随机访问存储器(ram)403中的程序而执行各种适当的动作和处理。在随机访问存储器403中，还存储有系统操作所需的各种程序和数据。中央存储单元401、只读存储器402以及随机访问存储器403通过总线404彼此相连。输入/输出(i/o)接口405也连接至总线404。
[0096]
以下部件连接至输入/输出接口405：包括键盘、鼠标等的输入部分406；包括诸如阴极射线管(crt)、液晶显示器(lcd)等以及扬声器等的输出部分407；包括硬盘等的存储部分408；以及包括诸如lan卡、调制解调器等的网络接口卡的通信部分409。通信部分409经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器也根据需要连接至输入/输出接口405。可拆卸介质411，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器410上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装入存储部分408。
[0097]
特别地，根据本发明的实施例，上文参考流程图1描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本发明的实施例1包括一种计算机程序产品，其包括承载在计算机可读介质上的计算机程序，该计算机程序包含用于执行流程图所示的方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质被安装。在该计算机程序被中央处理单元(cpu)401执行时，执行本技术的系统中限定的上述功能。
[0098]
实施例3
[0099]
本实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如实施例1中所述的火箭级间分离段驱动转台的控制方法步骤。
[0100]
需要说明的是，本发明所示的计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质或者是上述两者的任意组合。计算机可读存储介质例如可以是——但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦式可编程只读存储器(eprom或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(cd-rom)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本发明中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。而在本发明中，计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于：无线、电线、光缆、rf等等，或者上述的任意合适的组合。
[0101]
附图中的流程图和框图，图示了按照本发明各种实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，上述模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图或流程图中的每个方框、以及框图或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
[0102]
描述于本发明实施例中所涉及到的单元可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现，所描述的单元也可以设置在处理器中。其中，这些单元的名称在某种情况下并不构成对该单元本身的限定。所描述的单元或模块也可以设置在处理器中，例如，可以描述为：一种处理器包括接收模块、数据处理模块，输出模块。
[0103]
其中，这些单元或模块的名称在某种情况下并不构成对该单元或模块本身的限定；
[0104]
作为另一方面，该计算机可读介质可以是上述实施例中描述的电子设备中所包含的；也可以是单独存在，而未装配入该电子设备中。上述计算机可读介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被一个该电子设备执行时，使得该电子设备实现如上述实施例中火箭级间分离段驱动转台的控制方法。
[0105]
例如，所述电子设备可以实现如图1中所示的：
[0106]
s1：获取飞行器在t＝0时，相对于地面坐标系的：俯仰角θ0、偏航角ψ0、滚动角γ0；
[0107]
获取飞行器在t＝0时，相对于地面坐标系的转动角速度在飞行器坐标系中：沿x轴方向上的转动角速度分量沿y轴方向上的转动角速度分量以及沿z轴方向上的转动角速度分量t＝0时为所述飞行器的分离初始时刻；
[0108]
s2：获取飞行器在t＝t时，相对于地面坐标系的：俯仰角θ
t
、偏航角ψ
t
、滚动角γ
t
；
[0109]
获取飞行器在t＝t时，相对于地面坐标系的转动角速度在飞行器坐标系中：沿x轴方向上的转动角速度分量沿y轴方向上的转动角速度分量以及沿z轴方向上的转动角速度分量t＝t时为所述飞行器的分离终止时刻；
[0110]
s3：根据公式(一)至公式(四)控制所述飞行器在所述分离初始时刻到分离终止时刻之间的俯仰角θ
t
、偏航角ψ
t
和滚动角γ
t
：
[0111][0112][0113][0114]
[0115]
以上描述仅为本技术的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本技术中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本技术中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。