[发明专利]一种火箭级间分离段驱动转台的控制方法

说明书

本申请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：获取飞行器在t＝0时的俯仰角θ₀、偏航角ψ₀、滚动角γ₀，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；获取飞行器在t＝T时的俯仰角θ_T、偏航角ψ_T、滚动角γ_T，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；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；上述方法实现连接级间分离段姿态角和角速度的平滑过渡，避免转台由于姿态角和角速度不连续而卡滞。

技术领域

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

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；

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；

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。

发明内容

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。

本申请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：

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；

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；

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；

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；

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：

根据本申请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：

根据本申请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：