本申请属于飞行器控制，尤其涉及一种兼顾时域和频域特性的运载火箭姿态控制方法。
背景技术：
1、随着航天技术的飞速发展，太空资源开发需求逐年增加，作为进入太空的主要工具，运载火箭承担着绝大部分的航天发射任务，随着航天发射任务的类型不断增加，对运载火箭姿态控制系统的性能要求也在不断提高。现阶段工程上常采用比例-微分（pd，proportional-derivative gain scheduling）增益调度的传统方法设计姿态控制系统，首先选取火箭飞行弹道上一系列特征点，根据弹道参数固定火箭参数，并将姿态控制的非线性模型线性化，然后基于频域分析法等经典控制理论对线性化的模型进行幅相分析，从而设计各特征点控制参数，其余非特征点参数由特征点参数插值得到，最后采用所设计的控制参数进行时域仿真，根据仿真效果重新调整控制参数。传统方法过分依赖精确动力学模型参数，控制参数设计过程繁复，难以实现理想的控制性能。随着现代控制理论发展，预设性能控制方法因具有预先设计稳态误差和姿态误差边界的优势，被用于运载火箭的姿态控制研究中，然而现有基于预设性能控制方法的姿态控制系统设计中往往忽略了姿态控制系统的频域性能要求。
技术实现思路
1、本申请提供了一种兼顾时域和频域特性的运载火箭姿态控制方法，可以解决现有运载火箭姿态控制方法为满足时域和频域特性要求而存在的参数整定复杂的问题。
2、本申请提供了一种兼顾时域和频域特性的运载火箭姿态控制方法，包括：
3、采集运载火箭飞行时的状态量，并根据状态量和飞行力学基本理论构建运载火箭的姿态运动模型；
4、根据状态量和运载火箭的姿态运动模型构建运载火箭的姿态误差状态空间方程；姿态误差状态空间方程用于描述运载火箭飞行时的姿态的实际值与期望值之间的误差的关系；
5、设计满足时域特性要求的预设性能函数，通过同胚映射将姿态误差状态空间方程转化为无约束系统；
6、基于小扰动法将无约束系统线性化，得到线性无约束系统；
7、根据线性无约束系统设计用于控制运载火箭的pd控制律，计算开环传递函数，并绘制对应的bode图，通过调节pd控制律的比例增益和微分增益，将bode图中截止频率、相位裕度及幅值裕度满足频域特性要求的点对应的pd控制参数作为选用控制参数，对运载火箭的姿态进行控制。
8、可选的，姿态运动模型包括姿态动力学模型和姿态运动学模型。
9、可选的，姿态动力学模型的表达式如下：
10、
11、其中，表示绕箭体坐标系轴的转动惯量，表示绕箭体坐标系轴的转动惯量，表示绕箭体坐标系轴的转动惯量，表示绕箭体坐标系轴的转动角速度，表示绕箭体坐标系轴的转动角速度，表示绕箭体坐标系轴的转动角速度，表示箭体气动压心在箭体坐标系轴上的坐标，表示箭体质心在箭体坐标系轴上的坐标，表示特征长度，表示攻角，表示侧滑角，表示风场引起的附加攻角，表示风场引起的附加侧滑角，表示滚转通道气动阻尼系数，表示偏航通道气动阻尼系数，表示俯仰通道气动阻尼系数，表示气动参考面积，表示滚转通道的干扰力矩，表示偏航通道的干扰力矩，表示俯仰通道的干扰力矩，表示滚转通道等效控制指令摆角，表示俯仰通道等效控制指令摆角，表示单个发动机的推力，表示绕箭体坐标系轴的转动角加速度，表示绕箭体坐标系轴的转动角加速度，表示绕箭体坐标系轴的转动角加速度，表示法向力系数对攻角的导数，表示法向力系数对侧滑角的导数，表示速度，表示滚转角，表示偏航角，表示俯仰角，表示发动机摆动中心至箭体纵轴距离，表示发动机摆动中心至理论顶点距离，表示动压，表示偏航通道等效控制指令摆角；
12、可选的，姿态运动学模型的表达式如下：
13、；
14、其中，表示俯仰角速度，表示偏航角速度，表示滚转角速度。
15、可选的，姿态误差状态空间方程的表达式如下：
16、
17、其中，表示姿态角跟踪误差的导数，，表示姿态角速率跟踪误差，，，表示的导数，表示干扰力矩，表示制导指令，，表示滚转角指令，表示偏航角指令，表示俯仰角指令,，表示转动惯量矩阵，，表示对角矩阵构建函数，，
18、，
19、，
20、，
21、，
22、。
23、可选的，预设性能函数的表达式如下：
24、；
25、其中，分别表示滚转通道、偏航通道及俯仰通道,均表示正常数，表示预设性能函数初值，，表示稳态误差值，表示预设性能函数的衰减程度；
26、无约束系统的表达式为，表示无约束系统的状态量，，表示转换误差，表示转换误差对时间的导数，表示控制量，表示线性化操作点，，表示线性化操作点与特征点之间的距离。
27、可选的，基于小扰动法和姿态误差状态空间方程，将无约束系统线性化，得到线性无约束系统，包括：
28、根据无约束系统，构建特征点与线性化操作点之间的关联关系；关联关系的表达式为，表示无约束系统在特征点的状态量，表示无约束系统在特征点的控制量；
29、根据关联关系，得到线性无约束系统；线性无约束系统的表达式为，表示在特征点的常系数矩阵，表示的导数。
30、可选的，pd控制律的表达式如下：
31、；
32、其中，表示俯仰通道比例调节系数，表示俯仰通道微分调节系数，表示偏航通道比例调节系数，表示偏航通道微分调节系数，表示滚转通道比例调节系数，表示滚转通道微分调节系数，表示俯仰通道转换误差，表示偏航通道转换误差，表示滚转通道转换误差；
33、开环传递函数表达式如下：
34、
35、其中，表示执行机构的动态特性，，表示执行机构动态参数，表示拉普拉斯变换算子，，表示惯组平台的动态特性，表示速率陀螺频率参数，表示速率陀螺阻尼参数，，表示惯组平台频率参数，表示惯组平台阻尼参数，执行机构、惯组平台以及速率陀螺均为惯导系统的组成部分；
36、根据开环传递函数，确定控制参数，作bode图并观察图中的截止频率、相位裕度及幅值裕度，不断调整控制参数直至满足预设要求，作为选用pd控制参数。
37、本申请的上述方案有如下的有益效果：
38、本申请提供的兼顾时域和频域特性的运载火箭姿态控制方法，基于预先设计满足时域特性要求的预设性能函数，通过同胚映射将姿态误差状态空间方程转化为无约束系统，再利用小扰动法将无约束系统线性化，并根据线性无约束系统设计运载火箭的pd控制律，能够使姿态跟踪误差满足期望的时域特性要求；同时，通过计算开环传递函数，并绘制对应bode图，调节pd控制器的比例增益和微分增益，能够快速找到满足频域特性要求的pd控制参数，从而确保时域特性和频域特性同时得到满足。兼顾时域和频域特性的运载火箭姿态控制方法能减少试错和不必要的参数调节，简化参数整定流程。
39、本申请的其它有益效果将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。
1.一种兼顾时域和频域特性的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的兼顾时域和频域特性的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述姿态运动模型包括姿态动力学模型和姿态运动学模型；
3.根据权利要求2所述的兼顾时域和频域特性的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述姿态误差状态空间方程的表达式如下：
4.根据权利要求3所述的兼顾时域和频域特性的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述预设性能函数的表达式如下：
5.根据权利要求4述的兼顾时域和频域特性的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述基于小扰动法将无约束系统线性化，得到线性无约束系统，包括：
6.根据权利要求5所述的兼顾时域和频域特性的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述pd控制律的表达式如下：
