[发明专利]基于可控舵面的火箭及其姿态自主矫正控制方法

权利要求书

1.一种基于可控舵面的火箭，所述火箭包括可拆卸的三部分：弹头、箭体以及发动机舱；在发动机舱的外侧装有多个对称的不可控尾翼；其特征在于，所述火箭还包括安置在箭体上半部分的偶数个对称的可控舵面和用于控制可控舵面的电控板；每个可控舵面通过对应的舵机和所述箭体连接；电控板包括用于测量火箭三轴角速度和姿态角的陀螺仪、用于测量火箭飞行高度的气压计和处理器；

所述三轴角速度包括火箭的偏航角速度、俯仰角速度、滚转角速度；三轴姿态角包括火箭的偏航角、俯仰角、滚转角。

2.根据权利要求1所述的基于可控舵面的火箭，其特征在于：所述处理器采用STM32F103c8t6芯片。

3.一种权利要求1或2所述火箭的姿态自主矫正控制方法，其特征在于：所述方法通过控制可控舵面实现火箭的姿态自主矫正，其过程如下：

步骤一、用陀螺仪和气压计获取当前的实测姿态数据，所述姿态数据包括三轴角加速度和气压值，三轴角加速度经运算获得稳定的三轴角速度和姿态角；利用卡尔曼滤波对输入到D控制器的三轴角速度进行滤波，通过气压值获得火箭飞行高度；将最终获得的飞行高度、三轴角速度和姿态角输入给PID控制器；

步骤二、将火箭理想飞行状态下的不同时刻的姿态数据预设值输入给PID控制器，PID控制器将读取的实测姿态数据与理想姿态数据进行对比，经处理器运算给出合理的PID控制量；所述姿态数据包括飞行高度、三轴角速度和姿态角；

步骤三、PID控制量驱动舵机的摇臂动作，从而舵机带动可控舵面摆动，最实现控制火箭姿态的目的。

4.根据权利要求3所述的火箭的姿态自主矫正控制方法，其特征在于：PID控制量的计算公式为：

PID控制量包括偏航角θ_x、俯仰角θ_y

其中：

k_p——可调比例系数，

k_D——可调微分系数，

α_x——偏航角速度，

α_y——俯仰角速度，

α_z——滚转角速度，

t——时间；

m_x、m_y——无量纲比例系数，为俯仰力矩系数和偏航力矩系数，

l——特征长度，为可控舵面平均气动力弦长，

s——特征面积，为可控舵面面积，

q表示与火箭重心和压心有关的常数，取值范围为1至100。

5.根据权利要求3或4或所述的火箭的姿态自主矫正控制方法，其特征在于：利用卡尔曼滤波对输入到D控制器的三轴角速度进行滤波的过程为：

设火箭系统的陀螺仪的理想的姿态模型由如下随机差分方程表示：

X(k)＝Aw(k-1)+BU(k)+w(k) (14)

Z(k)＝HX(k)+V(k) (15)

其中X(k)为k时刻火箭姿态，A、B为火箭系统经验参数矩阵，U(k)为PID控制量，w(k)、v(k)分别为火箭运行过程噪声和火箭固有噪声，H为火箭测量系统的参数矩阵；Z(k)为测量值；

Kalman滤波分为两个部分:状态估计和时间更新：

在状态估计中，由上一时刻经过卡尔曼滤波得到的最优的三轴角速度和陀螺仪自身测量得到的三轴角速度来估计当前时刻的三轴角速度；

在时间更新过程中得到估测值，并根据当前的测量值和估测值，可以求出当前时刻的状态的最优估计值，即三轴角速度。