[发明专利]姿态角速度控制方法、装置、计算机设备和存储介质

说明书

本发明提供一种姿态角速度控制方法、装置、计算机设备和存储介质，所述方法包括：根据火箭运动学模型，生成动态逆系统模型；根据当前姿态角速度控制指令和当前姿态角速度，得到目标姿态角加速度；将所述目标姿态角加速度输入所述动态逆系统模型，得到目标舵偏角；将所述目标舵偏角输入所述火箭运动学模型，得到所述当前姿态角速度控制指令中的目标姿态角速度，并控制火箭根据所述目标姿态角速度进行运行；本发明通过将动态逆系统模型与火箭运动学模型串联在一起得到积分解耦型线性系统模型，从而可以实现通道间的解耦控制，并且可以有效抑制姿态漂离，减小姿态角偏差，实现火箭的稳定控制。

技术领域

本发明涉及姿态角控制技术领域，具体涉及一种姿态角速度控制方法、装置、计算机设备和存储介质。

背景技术

目前火箭在级间分离后，常规手段是通过火箭三通道对姿态角进行独立控制，但是由于反推力干扰及气动干扰使得姿态角速度较大，而较大的姿态角速度会造成三通道之间出现较强的耦合，从而导致姿态控制不稳定，使火箭姿态偏离标准弹道，影响飞行器的平稳可靠飞行。

可见，现有技术对火箭姿态角速度的控制方法无法解决姿态角速度之间存在较强耦合的问题，从而导致无法满足姿态控制要求。

发明内容

针对现有技术中所存在的不足，本发明提供的姿态角速度控制方法、装置、计算机设备和存储介质，解决了传统姿态角速度之间存在较强耦合而影响姿态控制的问题，通过将动态逆系统模型与火箭运动学模型串联在一起得到积分解耦型线性系统模型，使串联后的系统模型的输入输出之间存在伪线性传递关系且无耦合关联，从而可以实现通道间的解耦控制，并且可以有效抑制姿态漂离，减小姿态角偏差，实现火箭的稳定控制。

第一方面，本发明提供一种姿态角速度控制方法，所述方法包括：根据火箭运动学模型，生成动态逆系统模型；根据当前姿态角速度控制指令和当前姿态角速度，得到目标姿态角加速度；将所述目标姿态角加速度输入所述动态逆系统模型，得到目标舵偏角；将所述目标舵偏角输入所述火箭运动学模型，得到所述当前姿态角速度控制指令中的目标姿态角速度，并控制火箭根据所述目标姿态角速度进行运行。

可选地，根据火箭运动学模型，生成动态逆系统模型，包括：在弹体坐标系中，以滚转角速度、偏航角速度和俯仰角速度状态变量，以滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角为控制量，建立所述火箭运动学模型；将所述火箭运动学模型进行矩阵变换，得到原系统模型；对所述原系统模型进行求逆，得到动态逆系统模型。

可选地，所述火箭运动学模型的表达式为：

其中，J_x，J_y，J_z是三轴转动惯量，式中α、β为攻角和侧滑角，滚转方向空气阻尼系数滚转舵效率系数偏航通道的空气阻尼系数为静稳定力学系数偏航舵效系数偏航通道切线转动的角速度增量俯仰通道的空气阻尼系数为火箭的静稳定力学系数火箭俯仰舵效系数俯仰通道切线转动的角速度增量

可选地，将所述火箭运动学模型进行矩阵变换得到原系统模型的表达式为：

式中X＝[ω_x ω_y ω_z]^T是系统的状态向量，U＝[δ_x δ_y δ_z]^T是系统的控制向量，为输出向量，A(X)和B(X)的形式如下：

可选地，对所述原系统模型进行求逆，得到动态逆系统模型，包括：