小型固体运载器起飞段姿态控制方法研究

：针对控制系统,采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展了起飞段姿态控制方法研究。给出了在低马赫数条件下侧喷流发动机的力放大因子和栅格舵的控制力矩,建立了运载器姿态控制模型。根据侧喷流和栅格舵的特点,设计了PID控制器与智能开关控制器相结合的新型控制器,运用神经网络算法实现了开关控制器参数的在线选择。仿真结果表明,所设计的控常J器满足控制精度、稳定度和鲁棒性的要求,算法简便,具有工

固体火箭技术

第３３卷第１期

ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｏｌｉｄＲｏｃｋｅｔＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ

Ｖ０１．３３Ｎｏ．１２０ｌＯ

小型固体运载器起飞段姿态控制方法研究①

孙平，刘

昆

（国防科技大学航天与材料工程学院，长沙４１００７３）

摘要：针对控制系统，采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展了起飞段姿态控制方法研究。给出了在低马赫数条件下侧喷流发动机的力放大因子和栅格舵的控制力矩，建立了运载器姿态控制模型。根据侧喷流和栅格舵的特点，设计了ＰＩＤ控制器与智能开关控制器相结合的新型控制器，运用神经网络算法实现了开关控制器参数的在线选择。仿真结果表明，所设计的控常Ｊ器满足控制精度、稳定度和鲁棒性的要求，算法简便，具有工程可实现性，以侧喷流发动机和栅格舵为执行机构的控制系统能满足运载火箭起飞段姿态控制要求，为陆基或空射小型固体运载火箭姿态控制方法提供了一种新思路。

关键词：侧喷流；栅格舵；姿态控制；神经网络中图分类号：Ｖ４７５．１

文献标识码：Ａ

文章编号：１００６－２７９３（２０ｉｏ）ｏｌ－０００１－０４

Ａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｍｅｔｈｏｄｏｆｓｏｌｉｄｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｓ

ｄｕｒｉｎｇｔａｋｅ—ｏｆｆｐｈａｓｅ

ＳＵＮＰｉｎｇ，ＩＡＵＫｕｎ

（ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅａｎｄＭａｔｅｒｉａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮａｔｉｏｎａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＤｅｆｅｎｓｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｃｈａｎｇｓｈａ

４１００７３，Ｃｈｉｎａ）

Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｐｒｏｂｌｅｍｆｏｒｓｍａｌｌ—ｓｉｚｅｍｕｌｔｉ—ｓｔａｇｅｓｏｌｉｄｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｓｄｕｒｉｎｇｂｙ

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ｗｅｒｅ

ｇｒｉｄｆｉｎｓｕｎｄｅｒｌｏｗＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｓ

ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ．ａｎｄｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｌａｕｎｃｈｅｒｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ａｎｏｖｅｌｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ

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ＰＩＤｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ

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Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｌａｔｅｒａｌ

ｊｅｔ；鲥ｄｆ＇ｍ；ａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌ；ｎｅｕｒａｌｎｅｔｗｏｒｋ

１

引言

目前，以美国为代表的许多国家纷纷大力发展应

Ｒｅｓｐｏｎｓｉｖｅ

构，可在保持飞行器总体尺寸基本不变的情况下，获得很大的升力面积，同时栅格舵铰链力矩很小，相应的舵机功率减小，有利于减轻运载火箭的发射质量，已被成功地运用在多种导弹和神舟飞船上作为姿态控制执行机构¨’４Ｊ。文中以控制系统采用侧喷流和栅格舵的新型固体运载火箭为研究对象，针对起飞段进行侧喷流／栅格舵联合控制下的姿态稳定方法研究，分析侧喷流和栅格舵在低马赫数时的控制性能特点，考虑系统中

急空间（ＯＲＳ，ＯｐｅｒａｔｉｏｎａｌＳｐａｃｅ）技术，对低

成本小型固体运载器提出了更多的需求…。随着控制技术的发展，利用姿控发动机喷流产生的推力调整运载器姿态，正成为提高姿态控制系统品质与降低运载器成本的一种有效手段，通过安装在运载器质心之前的几组侧喷流发动机，能实现对运载器俯仰、偏航和滚转的控制口Ｊ。栅格舵作为一种非常规的空间升力面，是由众多薄的栅格壁镶嵌在边框内组成的蜂窝式结

同时存在连续型和开关型执行机构，设计与之相适应

的工程上易用的控制器，并通过神经网络（Ｎｅｕｒａｌ

Ｎｅｔ

①收稿日期：２００８—１１－１２；修回日期：２００９－０２－１２。

作者简介：孙平（１９８０一），女，博士生，研究方向为航天器动力学与控制。Ｅ－ｍａｉｌ：ｓｐ－９０４６＠１６３．ｔｏｍ

万方数据

：针对控制系统,采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展了起飞段姿态控制方法研究。给出了在低马赫数条件下侧喷流发动机的力放大因子和栅格舵的控制力矩,建立了运载器姿态控制模型。根据侧喷流和栅格舵的特点,设计了PID控制器与智能开关控制器相结合的新型控制器,运用神经网络算法实现了开关控制器参数的在线选择。仿真结果表明,所设计的控常J器满足控制精度、稳定度和鲁棒性的要求,算法简便,具有工

２０１０年２月固体火箭技术第３３卷

ｗｏｒｋ，ＮＮ）算法在线进行控制器参数选择，实现控制器对起飞段气动特性不确定性较大的适应能力，达到稳定度与控制精度的要求。

２具有侧喷影栅格舵的运载器模型

某新型固体运载器采用串联式布局方式，由运载基础级和末助推级组成。运载基础级采用三级固定喷管的固体火箭发动机；末级助推级采用液体末助推方式。运载器总体布局示意图参见图１。运载器突破了传统的气动布局模式，采用栅格舵气动布局，增加了气动静稳定性；在控制执行机构方面，采用了新型的侧喷流控制模式，取消了传统的摆动喷管及伺服机构，由集成在末助推级的一套液体姿控动力系统，为运载器飞行的各个阶段提供姿态控制所需力矩。

姿控发

橱

图１运载器总体布局示意图

隐．１

Ｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｄｏｎ

［｜］＝［叠圣一蚤埘㈩［ＪＩ‘Ｊ：］［兰］＝－、（，Ｊｊ，－一Ｊ．，ｙ，），ｗ。。，。ｗ。，ｒ，＋，Ｍ。，。＂：１

ｃ２，

万方数据

点。侧向力控制技术在大气层中使用时，由于它几乎垂直来流方向喷出，会对气流产生很大的“堵塞”效应，对弹体的干扰影响会很大，此时得到的控制力已不是完全意义上的反作用力。实际控制力和力矩有时可能比理论上的反作用力和力矩大许多，甚至达到３—４倍，而在另一些情况下干扰影响会使反作用控制力和力矩减小，甚至出现反操纵现象。一般使用推力放大因子和力矩放大因子旧１描述由于侧向喷流与来流相互干扰而在运载器上产生的力和力矩。假设具有喷流作用时，运载器上产生的力等于各独立分量之和，定义无喷流时箭体受到自由流作用的气动力Ｆ（ｃ），无自由流时喷流产生的净推力Ｆ（＿『），既有喷流又有自由流时产生的合力Ｆ（ｃ＋歹＋ｉ），力放大因子定义为

Ｋ，＝Ｆ（ｊ）／［Ｆ（ｃ＋．『＋ｉ）一Ｆ（ｃ）］

（４）

力矩放大因子可类似地定义。图２中，给出了由风洞实验确定的起飞段力放大因子的数值，可看出在马赫数不高的情况下，姿控发动机工作均产生正的放大因子，可认为力矩放大因子与力放大因子相同。

图２力放大因子

№．２

Ｆｏｒｃｅ

ａｍｐｌｉｆｉｃａｔｉｏｎｆａｃｔｏｒ

采用多栅格的数值模拟技术，通过ＣＤＦ计算软件进行栅格舵控制性能研究，结果如图３所示。

图３栅格舵的控制力矩

Ｆｉｇ．３

Ｃｏｎｔｒｏｌｔｏｒｑｕｅｏｆｇｒｉｄ

ｆｉｎｓ

：针对控制系统,采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展了起飞段姿态控制方法研究。给出了在低马赫数条件下侧喷流发动机的力放大因子和栅格舵的控制力矩,建立了运载器姿态控制模型。根据侧喷流和栅格舵的特点,设计了PID控制器与智能开关控制器相结合的新型控制器,运用神经网络算法实现了开关控制器参数的在线选择。仿真结果表明,所设计的控常J器满足控制精度、稳定度和鲁棒性的要求,算法简便,具有工

２０１０年２月孙平，等：小型固体运载器起飞段姿态控制方法研究第１期

３基于神经网络的控制器设计

运载器起飞段采用栅格舵和侧喷流联合进行姿态控制。这是由于低马赫数条件下栅格舵的控制作用不足以满足姿态控制需求。因此，起飞段主要依赖液体姿控发动机对运载器实施姿态控制，由于发动机的开关特性，使得系统中易出现超调与震荡。此外，开关型发动机的非线性特性会影响姿态控制的精度。为了改

善系统控制性能，引入栅格舵联合进行起飞段姿态控制。

起飞段气动系数的随机特性明显，主发动机燃烧的不稳定性也会造成姿态控制设计对象的模型不确定性，为了增强控制系统的鲁棒性，同时兼顾系统设计的继承性和箭上处理器的运算能力，采用神经网络方法对侧喷流的开关控制进行参数整定，继承传统的ＰＩＤ控制方法设计栅格舵的控制指令，采用相平面法构建控制分配逻辑，使得在侧喷流／栅格舵联合控制下运载器姿态控制系统达到稳定性强、高精度和低消耗的目标。由于起飞段三通道间耦合较小，数学模型的实质

较类似，下面针对俯仰通道进行讨论。

３．１传统的控制器设计方法

姿态控制力矩由栅格舵和侧喷流共同提供，采用经典的ＰＩＤ方法设计栅格舵控制律：

，ｌ

６（ｔ）＝Ｋｐｅ（ｔ）＋Ｋ；【ｅ（ｆ）＋蚝占（ｔ）

（５）

Ｊｕ

式中ｅ（ｔ）为俯仰角偏差。

侧喷流发动机的成熟产品均为开关型，推力不可调节，具有非线性特性，选择姿态控制规律为ｒ（ｔ）＝

如占（ｆ）＋Ｋｅ（ｔ），然后与开关门限进行比较，得到开关

机指令，再根据当时的飞行状态，确定控制力和力矩的大小和方向。

栅格在起飞段的控制作用有限，不足以满足姿态控制需求，但将其引入姿态控制系统可改善系统的阻尼特性，实现快速平稳的控制。如图４（ａ）所示，在Ａ、Ｂ区域，不引入栅格舵控制，以利用侧喷流的快速性使运载器迅速达到需要的俯仰角，在Ｃ、Ｄ区域，控制力矩超出需要的值，若采用侧喷流加以调整，则需反向开由此决定控制分配的逻辑。

图５是根据以上控制规律得到的俯仰通道控制回万方数据

Ｉ

瓜八

ｆｆｃ

Ｖ

横蕊一

占

！

～

蕊粼霎

（ａ）

（ｂ）

图４相平面切换控制器

ｒｉｇ．４

Ｐｈａｓｅｐｌａｎｅｓｗｉｔｃｈｉｎｇｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ

图５俯仰控制回路

Ｆｉｇ．Ｓ

Ｂｌｏｃｋｄｉａｇｒａｍｏｆ

ｐｉｔｃｈｃｏｎｔｒｏｌｌｏｏｐ

传统的控制方法简便易行，但不具备自适应能力，为计算Ｋｄ和Ｋ，采用下述下降算法：

Ｋ（后＋１）：Ｋｏ（ｋ）一叼。—０ＥｊＦ（ｋ）

＆㈣１）＿＆㈣咄磐（６）

层（尼）＝÷（０．（矗）一口（ｋ））２

（７）

采用偏微分的链式法则，可推导出：

业一型业地业ＯＫ，

００

Ｏｕ

ａ石

ＯＫｏ

等＝必００巡Ｏｕ业Ｏｘ等（８）

涨ｅｄ涨ｅｄ

、’

曼———‘一＝一——ｌ—一ｒ

业ＯＫ＝一亟垮（菇）ｅ２（｜｝）．

Ｉ芏ＪＰｌ托ＪＯｕ

Ｊ、一，。、¨，

一３一

３．３具有神经网络参数整定的控制器设计方法

对气动载荷不确定性的适应能力差。为了改善控制性能，采用神经网络对控制器参数进行整定。控制参数包括栅格舵的控制参数和侧喷流的控制参数，如果都进行在线运算会导致计算量大，在一定的马赫数和攻

角变化范围内，栅格舵的力矩线性规律较明显，而侧喷流的力放大因子没有明显的规律可循。因此，对参数

＆、Ｋ进行在线计算，能较真实地反映力放大因子随

气动参数变化而产生的变化，对控制性能改善具有较

３．２基于相平面法的分配逻辑

启喷管，浪费燃料，又会使系统产生超调。此时，引入栅格舵控制，为系统增加一定的阻尼，可实现系统迅速稳定。图４（ｂ）是与图４（ａ）对应的相平面开关曲线，路图。

明显的贡献。初步仿真计算也证明了在线计算对比、

Ｋ较为有利。

其中，Ｅ（艮）定义为

其中，叼。和叼甜为学习速度，决定收敛的速度。

进一步可推导出：

：针对控制系统,采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展了起飞段姿态控制方法研究。给出了在低马赫数条件下侧喷流发动机的力放大因子和栅格舵的控制力矩,建立了运载器姿态控制模型。根据侧喷流和栅格舵的特点,设计了PID控制器与智能开关控制器相结合的新型控制器,运用神经网络算法实现了开关控制器参数的在线选择。仿真结果表明,所设计的控常J器满足控制精度、稳定度和鲁棒性的要求,算法简便,具有工

２０１０年２月固体火箭技术

第３３卷

掣：一ａｏ（ｋ）ｆ（石）ｅ（后）ｅ。（后）一＝一

互Ｊｅｌ托Ｊｅｎｌ托，

涨一ｄｕ

’、…’／（菇）＝４ｅｘｐ（一ｘｇｒ，）／（１＋ｅｘｐ（一ｘｇｙ：））２（９）

根据文献［７］的结论，可令００（Ｊ｝）／钆＝１。至此，将式（９）代入式（６），即可得到Ｋ。和疋的更新算法：

Ｋ（ｋ＋１）＝Ｋ。（｜｜｝）＋叼。ｅ２（ｋ）ｇ

［４ｅｘｐ（一ｘｇｒ，）／（１＋ｅｘｐ（一ｘｇｙｇ））２】

如（ｋ＋１）＝＆（ｋ）＋刀。ｄｅ（后）ｅＤ（ｋ）ｇ

［４ｅｘｐ（一昭ｙｇ）／（１＋ｅｘｐ（一错ｙｇ））２】

（１０）

４仿真结果

针对某运载器起飞段进行仿真，选择控制器的参数为Ｋｐ＝一０．３，Ｋｉ＝一１００，Ｋｄ＝一０．０５，疋（Ｏ）＝０．１５，Ｋ０（Ｏ）＝０．１５，ｙ：＝０．４，＇７。＝０。００２，田ｅｄ＝０．００３，仿真结果如图６所示。其中，图６（ａ）表示在动压最大的时刻，气动参数变化１００％的条件下，传统控制器和神经网络控制器的阶跃响应情况，从图６中可看出，神经网络控制器具有较好的鲁棒性，且无超调现象发生，

这说明所设计的在线参数整定算法能适应系统参数的

变化；图６（ｂ）是采用ＮＮ控制器控制下运载器起飞段

俯仰角的变化情况。可见，运载器能实现对程序俯仰

角的跟踪，跟踪误差不超过ｌｏ。图６（ｃ）与图６（ｄ）是姿态控制发动机和栅格舵的工作情况。分析这两幅图可知，在飞行的初始阶段，舵偏角出现饱和，难以提供足够的控制力，这与图３所示的结果吻合，低马赫数条件下舵提供的力矩较小，姿态控制发动机开机，完成控制作用，当飞行到２０ｓ左右时，舵偏角已能完全提供姿态控制所需要的作用力，此后的飞行姿态完全由栅格舵控制，不再消耗液体推进剂。仿真结果验证了所设

计的控制器的鲁棒性能，且算法简便，能在箭载计算机

中执行，具备工程应用的可能性。

５结论

介绍了一种采用侧喷流和栅格舵联合进行小型固体运载器姿态稳定控制的新方案。建立了运载器起飞段侧喷流和栅格舵的控制性能模型，然后基于ＰＩＤ控制和开关控制，给出了运载器起飞段姿态稳定控制方案，并通过神经网络算法对方案进行了改进，实现了参数的在线自适应调整。该算法的优点是结构简单，实用性强，仿真计算的结果证明了该算法的精度及稳定度等性能。研究结果表明，以侧喷流发动机和栅格舵为执行机构的控制系统能满足运载火箭姿态控制要——４——

万方数据

ｆ／ｓ

（ａ）传统控制器与神经网络控制器

＾：，

＼越援

ｔ／ｓ

（ｂ）俯仰角一时间

Ｉｌ川

０

ｌＯ

２０

３０

４０

５０

６０

７０

ｔ／ｓ

（ｃ）俯仰姿态控制发动机开关机情况

（ｄ）舵偏角－时间

图６运载器起飞段俯仰姿态控制仿真结果

№．６

Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔｓｏｆｐｉｔｃｈａｔｔｉｔｕｄｅｏｆｔｈｅ

ｌａｕｎｃｈｅｒｄｕｒｉｎｇｔａｋｅ－ｏｆｆｐｈａｓｅ

Ｃｏｏｐｅｒ．Ｔｈｅｓｔｒａｔｅｇｙｏｆｒｅｓｐｏｎｓｉｖｅｓｐａｃｅ：ａｓｓｕｒｅｄ

ａｃｃｅ鹪ｔｏｓｐａｃｅｒｅｖｉｓｉｔｅｄ［Ｃ］／／ｌｓｔ

Ｒｅｓｐｏｎｓｉｖｅ

ＳｐａｃｅＣｏｎｆｅｒ－

ｅｎｅｅ，ＲｅｄｏｎｄｏＢｅａｃｈ，ＣＡ，２００３，ＡＩ从一ＬＡ

Ｓｅｅｔｉｏｎ／ＳＳＴＣ

２００３．１００３．

ＷａｙｎｅＫｅｖｉｎＳｅｈｒｏｅｄｅｒ．Ｆｕｚｚｙｌｏ舀ｃａｕｔｏｐｉｌｏｔｓｙｎｔｌＩｅｓｉｓｆｏｒ

ａ

ｎｏｎｌｉｎｅａｒｌｙｂｅｈａｙｅｄｔｈｒｕｓｔｅｒｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ

ｍｉｓｓｉｌｅ［Ｄ］．ｒ１１ｌｅ

Ｕ．

ｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｘａｓ，Ａｒｉｌｉｎｇｔｏｎ，ＵＳＡ，１９９９：２－１４．

（下转第２９页）

求，为陆基或空射小型固体运载火箭姿态控制方法提供了一种新思路。

参考文献：

［１］Ｌａｗｒｅｎｃｅ

［２］

：针对控制系统,采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展了起飞段姿态控制方法研究。给出了在低马赫数条件下侧喷流发动机的力放大因子和栅格舵的控制力矩,建立了运载器姿态控制模型。根据侧喷流和栅格舵的特点,设计了PID控制器与智能开关控制器相结合的新型控制器,运用神经网络算法实现了开关控制器参数的在线选择。仿真结果表明,所设计的控常J器满足控制精度、稳定度和鲁棒性的要求,算法简便,具有工

２０１０年２月

霍超，等：ＲＢＣＣ发动机初步设计ＣＡＤ系统研究第１期

（３）系统的接口程序完成了各功能模块间数据传递及设计结果（构型与性能分析结果）的存储与输出，具有良好的跨平台性。

蚤

论

参考文献：

［１］

ＣａｄＦ

Ｅｈｒｌｉｃｈ，Ｊｒ．ＥａｒｌｙｓｔｕｄｉｅｓｏｆＲＢＣＣａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓａｎｄ

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Ｍ

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ＷａｎｄＲｏｂｉｎｓｏｎＪ．Ｓｔｕｄｉ髓ｏｆａｎｅｘｔｅｎｓｉｖｅ—

ｌｙａｓｙｍｍｅｔｒｉｃｒｏｃｋｅｔｂａｓｅｄｃｏｍｂｉｎｅｄｃｙｃｌｅ（ＲＢＣＣ）ｅｎｇｉｎｅ

图６发动机推力性能

Ｆｉｇ．６

１４

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Ｔｈｒｕｓｔ

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［４］

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ＡＩＡＡ１９８９－２６８２．

仓芒：＇

Ｖ

１０

［５］Ｅｄｗａｒｄ

ｉｅｓｏｆ

ＣＬ

Ｗ，ＳｍａｌｌＷＪ，ＷｅｉｄｎｅｒＪＰ，ＪｏｈｎｓｔｏｎＰＪ．Ｓｔｕｄ－

蚤

［６］

ｓｃｒａｍｊｅｔ／ａｉｒｆｒａｍｅｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎｔｅｃｈｎｉｑｕｅｓｆｏｒｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ

１９７５－５８．

、

ａｉｒｃｒａｆｔ［Ｒ］．ＡＩＡＡ

吕翔，刘佩进，何国强．ＲＢＣＣ发动机性能分析方法研究［Ｊ］．固体火箭技术，２００７，３０（２）．

［７］

Ｍ

吕翔，何国强，刘佩进．ＲＢＣＣ引射模态准一维性能分析模型［Ｊ］．推进技术，２００６，２７（６）．

图７发动机比冲性能

魂．７

５结论

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系统设计［Ｊ］．固体火箭技术，２００１，２４（３）．

［９］王赞，许超，薛翔．ＡＣＩＳ与ＨＯＯＰＳ图形平台的交互［Ｊ］．

技术创新与生产实践，２００６，１（４）：４９－５２．

［１０］董洪伟，周儒荣．在ＡＣＩＳ平台上开发三维软件［Ｊ］．计

算机辅助工程，２００２，１２（４）．

［１１］ＯｌｄｓＪ，ＢｒａｄｆｏｒｄＪ，Ｃｈａｒａｎｉａ

Ａ，ｅｔａ／．Ｈｙｐｅｒｉｏｎ：ａｎＳＳＴＯｖｉ—

Ｓｐｅｃｉｆｉｃｉｍｐｕｌｓｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃ．ｏｆｍｏｔｏｒ

（１）文中所建平台满足了ＲＢＣＣ组合发动机的设计需求，能有效地进行ＲＢＣＣ发动机构型的初步设计，预估发动机各部件及其总体性能，实现了设计、计算一体化，大大提高了设计效率，降低了研制成本；

（２）系统所基于的ＡＣＩＳ几何造型平台，能使图形

ｓｉｏｎｖｅｈｉｃｌｅｃｏｎｃｅｐｔｕｔｉｌｉｚｉｎｇ

ｒｏｃｋｅｔ－ｂａｓｅｄｃｏｍｂｉｎｅｄｃｙｃｌｅ

ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ［Ｂ］．ＡＩ＾Ａ

９９－４９４４．

（编辑：崔贤彬）

显示更为直观、真实，图形的参数化管理，便于设计人

员对设计参数进行实时调整；

留的海努醵莽岛妙彝笛＆鹄零秘秘搴零搴鹕鹕客啦器葛嗡祭琴祭鹕留屿莽ｇ譬瀑岛豇琴她薄笞电莽若氧秘祭鹕鹞祭鹕ｇ譬零省分萨省黜琴屿簿留她￥

（上接第４页）［３］

ＷａｓｈｉｎｇｔｏｎＷｉｌｌｉａｎＤａｖｉｄ，ＭｉｌｌｅｒＭａｒｋＳ．Ｇｒｉｄｆｉｎｓ—ａ

ｎ删

［６］

ＧｒａｈａｍＭｃｏｎｔｒｏｌ

Ｊ，ＷｅｉｎａｃｈｔＰ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｌａｔｅｒａｌ

ｃｏｎｃｅｐｔｆｏｒｍｉｓｓｉｌｅｓｔａｂｉｌｉｔｙａｎｄｃｏｎｔｒｏｌ［Ｒ］．ＡＩＡＡ－９３—

００３５，１９９３．

ｊｅｔｓ［Ｃ］／／３７ｔｈ

ＡＩ从Ａｅｒｏｓｐａｃｅ

ＳｃｉｅｎｃｅｓＭｅｅｔｉｎｇ

ａｎｄＥｘｈｉｂｉｔ，Ｂｅｎｏ，ＮＶ。ＡｌＡＡ－９９－０５１０．

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［７］ＹａｍａｄａＴ，ＹａｂｕｔａＹ．ＮｅｕｒａｌｎｅｔｗｏｒｋｃｏｎｔｒｏＨｅｒｕｓｉｎｇｔｕｎｉｎｇｍｅｔｈｏｄｆｏｒｒａｌ

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（编辑：薛永利）

一２９—

万方数据

：针对控制系统,采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展了起飞段姿态控制方法研究。给出了在低马赫数条件下侧喷流发动机的力放大因子和栅格舵的控制力矩,建立了运载器姿态控制模型。根据侧喷流和栅格舵的特点,设计了PID控制器与智能开关控制器相结合的新型控制器,运用神经网络算法实现了开关控制器参数的在线选择。仿真结果表明,所设计的控常J器满足控制精度、稳定度和鲁棒性的要求,算法简便,具有工

小型固体运载器起飞段姿态控制方法研究

作者：作者单位：刊名：英文刊名：年，卷(期)：被引用次数：

孙平， 刘昆， SUN Ping， LIU Kun

国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073固体火箭技术

JOURNAL OF SOLID ROCKET TECHNOLOGY2010，33(1)0次

参考文献(7条)

wrence Cooper The strategy of responsive space:assured access to space revisited2.Wayne Kevin Schroeder Fuzzy logic autopilot synthesis for a nonlinearly behaved thrustercontrolled missile 1999

3.Washington Willian David.Miller Mark S Grid fins-a new concept for missile stability andcontrol[AIAA-93-0035] 1993

4.张智 CZ-2F火箭逃逸系统[期刊论文]-导弹与航天运载技术 2004(1)5.钱杏芳.林瑞雄 导弹飞行力学 2003

6.Graham M J.Weinacht P Numerical simulation of lateral control jets

7.Yamada T.Yabuta Y Neural network controller using autotuning method for nonlinear funetions1992(3)

相似文献(4条)

1.期刊论文 杨希祥.张为华.Yang Xixiang.Zhang Weihua 小型固体运载火箭六自由度弹道仿真 -航空学报2010,31(1)

针对控制系统采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展六自由度弹道仿真研究.给出侧喷流发动机安装模型和推力模型以及开关机控制规律,阐明气动力和气动力矩计算方法;并建立了固体发动机推力模型,以及完整的六自由度弹道动力学和运动学模型.仿真结果表明:建立的六自由度弹道仿真模型能正确反映运载火箭飞行特性;研究的固体运载火箭满足将300 kg有效载荷送入200 km太阳同步轨道的运载能力要求;姿态控制系统满足运载火箭姿态控制精度要求;侧喷流推进剂质量分配合理,为总体方案论证和初步设计提供了理论依据.

2.期刊论文 孙平.刘昆.SUN Ping.LIU Kun 火箭侧喷流与栅格舵联合控制弹道仿真 -弹箭与制导学报2008,28(4)

针对某固体运载器第一级侧向喷流发动机与栅格舵联合控制问题,建立了有控弹道模型.分别分析了侧向喷流发动机与栅格舵的控制能力,通过仿真计算的方法得到了联合控制下飞行弹道的特性,并计算了侧喷流发动机液体推进剂的消耗情况.结果表明采用侧喷流与栅格舵联合控制能够满足运载器弹道设计的要求.

3.期刊论文 杨希祥.江振宇.张为华.YANG Xi-xiang.JIANG Zhen-yu.ZHANG Wei-hua 基于运载能力评估的固体运载火箭推力向量控制方案比较 -国防科技大学学报2010,32(1)

从对运载能力影响角度开展固体运载火箭发动机推力向量控制系统比较分析研究.设计了三种采用不同发动机推力向量控制系统的多级固体运载火箭方案,将增广乘子法与共轭方向法相结合,对固体运载火箭上升段弹道进行了优化设计,给出运载能力评估结果.研究表明,起飞质量均为50 000kg,目标轨道均为300km太阳同步轨道时,采用栅格舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,比采用燃气舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,运载能力提高70kg,比各级固体发动机全部采用摆动喷管控制方案,运载能力提高115kg,为固体运载火箭总体方案论证提供理论依据.

4.期刊论文 孙平.刘昆.SUN Ping.LIU Kun 小型固体运载器一、二级分离动力学与仿真研究 -国防科技大学学报2010,32(2)

某低成本小型固体运载器采用侧喷流和栅格舵联合进行姿态控制.针对该布局,设计引入闭环姿态控制的一、二级级间冷分离方案.在描述级间分离过程的基础上,建立了分离运动学与动力学模型,解锁与分离冲量装置模型,气动力模型以及分离姿态控制律模型,讨论了碰撞判断条件,通过Monte Carlo仿真验证了参数不确定条件下分离姿态控制律设计对于避免碰撞和减小上面级初始姿态偏差的有效性.结果表明所设计的分离方案在充分发挥冷分离优势的同时能够弥补由冷分离时间长引起的上面级初始姿态偏差,能够有效避免级间碰撞.为该运载器的级间分离方案提供了一种可能的选择.

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下载时间：2010年8月25日

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