[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

说明书

基于可控舵面的火箭及其姿态自主矫正控制方法，属于航天技术领域。为了解火箭起飞时的姿态不稳定问题以及在火箭空中运行过程中自旋的问题。火箭包括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。用陀螺仪和气压计获取当前的实测姿态数据，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；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；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；PID控制量驱动舵机的摇臂动作，最实现控制火箭姿态的目的。

技术领域

本发明涉及火箭及其姿态控制，属于航天技术领域。

背景技术

火箭起飞时的姿态不稳定问题严重影响着模型火箭的设计与发展。在起飞时，火箭常会受到各种因素的干扰，包括火箭重心偏离弹体纵轴、发动机推力不均衡、重力转弯、侧风等。这些因素往往会导致火箭在起飞时姿态严重偏离预定的姿态，以较大的倾角飞行，最终造成火箭的飞行高度大打折扣，火箭落点离发射点较远。

现有技术中对火箭起飞时的姿态不稳定问题没有很好地解决。目前解决火箭起飞时的姿态不稳定这一问题通常都是采用延长发射导轨高度的方法，但这一方法并不能真正解决姿态偏离的问题。

发明内容

本发明为了解火箭起飞时的姿态不稳定问题以及在火箭空中运行过程中自旋的问题，进而提出了基于可控舵面的火箭及其姿态自主矫正控制方法。

基于这一问题，本发明提出了利用可控的舵面自动控制火箭的方案，使火箭能够自主校正当前的飞行姿态，消除火箭的自旋，彻底解决飞行姿态不稳定这一问题。对真实的巡航导弹与运载火箭的姿态控制都有很大的应用价值。

本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是：

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；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(X轴)、俯仰角速度(Y轴)、滚转角速度(Z轴)；三轴姿态角包括火箭的偏航角(X轴)、俯仰角(Y轴)、滚转角(Z轴)。

所述处理器采用STM32F103c8t6芯片。

一种上述火箭的姿态自主矫正控制方法，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(飞行高度、三轴角速度和姿态角)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；

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。

进一步地，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，