1.本发明涉及火箭的姿态控制领域，尤其是涉及一种带阻滤波器设计方法。
背景技术：2.随着商业航天的兴起，低成本火箭批量化生产、快速发射的需求越来越突出，而滤波器是火箭上必不可少的装置。
3.传统上设计带阻滤波器的方法为在火箭起飞前通过大量地面试验获取运载火箭的弹性运动固有频率，然后根据实时时间t用一维插值的方法得出滤波器的参数；该传统滤波器的设计方法存在以下缺陷：1、在火箭起飞前进行的获取运载火箭的弹性运动固有频率的地面试验的次数巨多，由于试验过程复杂难度高，需要耗费大量时间及人力物力；2、由于箭体产品不同个体的差异性，也不能得到具体某一发火箭的准确数据，再加上火箭在地面上和在飞行状态的天地差别，传统通过试验的方法获取的运载火箭的弹性运动固有频率存在较大偏差，偏差通常在5％左右，近年来由于火箭结构大量采用以碳纤维为代表的复合材料，这个偏差经常扩大至10％～30％，对姿态控制带来极大的难度；3、对弹性运动固有频率偏差容忍范围最多只有10％，超出则无法保证滤波器的稳定性；4、设计的带阻滤波器的中心频率为固定值，难以适应超过10％的更大范围偏差；5、设计的滤波器与运载火箭实际频率不一定是最优匹配，存在风险。
技术实现要素：4.本发明所要解决的技术问题是提供一种能够减少地面试验次数、对火箭的弹性运动固有频率偏差容忍度高，并且能够与运载火箭实际频率达到最优匹配的一种带阻滤波器设计方法。
5.一种带阻滤波器设计方法，该方法包括下列步骤：
6.s1、通过环境试验获取火箭在不同时间点下的弹性运动固有频率，由环境试验获得的弹性运动固有频率与时间点一一对应组成弹性模态数据表；
7.s2、对步骤s1中得到的火箭的弹性模态数据表进行分析，确定出待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围；
8.s3、建立待设计滤波器的模型，所述待设计滤波器的模型的网络参数设定为a0、a1、a2、b1、b2，根据步骤s1中获得的弹性模态数据表和步骤s2得到的待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围，针对待设计滤波器的模型的每一个网络参数均建立一个对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表；
9.s4、实时采集火箭的弹性运动固有频率f_i以及所述弹性运动固有频率f_i对应的当前飞行点时间t，根据弹性运动固有频率f_i以及对应的当前飞行点时间t来对步骤s3中得到的每一个全覆盖滤波参数取值矩阵表进行二维插值，通过二维插值得到所述待设计滤波器的模型的每一个网络参数的取值，从而生成滤波器；
10.s5、根据步骤s4生成的滤波器搭建火箭姿态控制系统，通过火箭姿态控制系统对
步骤s4生成的滤波器进行模态仿真实验，根据模态仿真实验结果来判断步骤s4生成的滤波器是否符合设计要求，如果模态仿真实验结果在指标范围内，那么步骤s4生成的滤波器符合设计要求，如果模态仿真实验结果不在指标范围内，那么步骤s4生成的滤波器不符合设计要求，返回步骤s4重新生成滤波器。
11.本发明的有益效果是：采用上述一种带阻滤波器设计方法，该方法降低了火箭起飞前进行的获取弹性运动固有频率地面试验的次数，降低了人力物力，提高了带阻滤波器设计过程的效率；采用上述一种带阻滤波器设计方法设计出来的滤波器，对火箭的弹性运动固有频率偏差容忍度高，保证了滤波器的稳定性，并且能够与运载火箭的实际频率达到最优匹配，提高了滤波器的性能。
12.作为优选，在步骤s3中，所述的待设计滤波器的模型的表达式为：
13.其中，表示未经过滤波器的俯仰姿态角偏差，δψ表示进入滤波器前的偏航姿态角偏差，所述表示经过滤波器后输出的俯仰姿态角偏差，δψ
lb
表示进入滤波器后的偏航姿态角偏差，所述a0、a1、a2、b1、b2表示所述待设计滤波器的模型的网络参数。
14.作为优选，在步骤s1中，所述的弹性模态数据表为一个n行两列的矩阵，其中，n表示时间点的个数；矩阵的两列数据中，一列数据为时间点，另一列数据为对应时间点下的弹性运动固有频率；在步骤s3中，根据步骤s1中获得的弹性模态数据表和步骤s2得到的待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围，针对待设计滤波器的模型的每一个网络参数均建立一个对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表的具体过程包括下列步骤：
15.s3.1、根据步骤s2得到的待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围，将所述弹性模态数据表扩展为一个n行m列的矩阵[t,w]，其中，t表示为n行1列的时间点，w表示为n行m-1列的频率矩阵m，w
ij
表示在矩阵m内的第i行第j列个弹性运动固有频率；
[0016]
s3.2、根据步骤s3.1得到的n行m列矩阵来设计滤波器连续传递函数，所述滤波器连续传递函数表示为：其中ξ1、ξ2为滤波器阻尼比，s表示传递函数符号；于是得到i*j个滤波器连续传递函数；
[0017]
s3.3、将步骤s3.2得到的i*j个滤波器连续传递函数进行离散化处理，得到离散形式的网络参数a0的取值、离散形式的网络参数a1的取值、离散形式的网络参数a2的取值、离散形式的网络参数b1的取值以及离散形式的网络参数b2的取值；
[0018]
s3.4、由离散形式的网络参数a0的取值构成网络参数a0对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，由离散形式的网络参数a1的取值构成网络参数a1对应的全覆盖滤波参数取值矩
阵表，由离散形式的网络参数a2的取值构成网络参数a2对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，由离散形式的网络参数b1的取值构成网络参数b1对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，由离散形式的网络参数b2的取值构成网络参数b2对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表。
[0019]
作为优选，在步骤s5中，所述火箭姿态控制系统包括步骤s4生成的滤波器、与步骤s4生成的滤波器连接的校正网络、与校正网络连接的执行机构、与执行机构连接的火箭以及与火箭连接的敏感装置，所述火箭姿态控制系统的额定状态需满足弹性幅值域度大于10db,拉偏状态需满足弹性幅值域度大于6db。
[0020]
作为优选，在步骤s5中，通过火箭姿态控制系统对步骤s4生成的滤波器进行模态仿真实验，根据模态仿真实验结果来判断步骤s4生成的滤波器是否符合设计要求的具体过程包括下列步骤：
[0021]
s5.1、通过敏感装置敏感火箭在飞行过程中实际运动的火箭姿态信息；
[0022]
s5.2、将步骤s5.1得到的火箭姿态信息与标准程序角进行比较，得到两者的偏差量；
[0023]
s5.3、将步骤s5.2得到的偏差量输入进步骤s4生成的滤波器，由滤波器对所述偏差量中的高频弹性信号进行过滤，得到经过过滤的偏差量；
[0024]
s5.4、将步骤s5.3得到的经过过滤的偏差量输入校正网络进行幅值相角补偿，得到控制指令；
[0025]
s5.5、判断步骤s5.4中得到的控制指令中是否含有所述高频弹性信号，如果含有，说明生成的过滤器不符合设计要求，返回步骤s4重新生成滤波器；如果不含有，说明生成的过滤器符合设计要求，由执行机构跟踪所述控制指令来控制所述火箭进行相应的偏转动作，火箭进行相应的偏转动作时返回步骤s5.1，完成火箭姿态控制系统的闭环控制。
附图说明
[0026]
图1为本发明一种带阻滤波器设计方法的流程图；
[0027]
图2为本发明中火箭姿态控制系统的系统图。
具体实施方式
[0028]
以下参照附图并结合具体实施方式来进一步描述发明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施，本发明保护范围并不受限于该具体实施方式。
[0029]
本发明实施例提供了一种带阻滤波器设计方法，如图1所示，该方法包括下列步骤：
[0030]
s1、通过环境试验获取火箭在不同时间点下的弹性运动固有频率，由环境试验获得的弹性运动固有频率与时间点一一对应组成弹性模态数据表；
[0031]
s2、对步骤s1中得到的火箭的弹性模态数据表进行分析，确定出待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围；
[0032]
s3、建立待设计滤波器的模型，所述待设计滤波器的模型的网络参数设定为a0、a1、a2、b1、b2，根据步骤s1中获得的弹性模态数据表和步骤s2得到的待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围，针对待设计滤波器的模型的每一个网络参数均建立一个对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表；
[0033]
s4、实时采集火箭的弹性运动固有频率f_i以及所述弹性运动固有频率f_i对应的当前飞行点时间t，根据弹性运动固有频率f_i以及对应的当前飞行点时间t来对步骤s3中得到的每一个全覆盖滤波参数取值矩阵表进行二维插值，通过二维插值得到所述待设计滤波器的模型的每一个网络参数的取值，从而生成滤波器；
[0034]
s5、根据步骤s4生成的滤波器搭建火箭姿态控制系统，通过火箭姿态控制系统对步骤s4生成的滤波器进行模态仿真实验，根据模态仿真实验结果来判断步骤s4生成的滤波器是否符合设计要求，如果模态仿真实验结果在指标范围内，那么步骤s4生成的滤波器符合设计要求，如果模态仿真实验结果不在指标范围内，那么步骤s4生成的滤波器不符合设计要求，返回步骤s4重新生成滤波器。
[0035]
本实施例提供的一种带阻滤波器设计方法，通过该方法设计出来的带阻滤波器，相对于原有设计方法来说，降低了火箭起飞前进行的获取弹性运动固有频率地面试验的次数，降低了人力物力，提高了带阻滤波器设计过程的效率；采用上述一种带阻滤波器设计方法设计出来的滤波器，确定了一个火箭弹性运动固有频率需要包容的的范围，火箭的对火箭的弹性运动固有频率偏差容忍度高，保证了滤波器的稳定性；通过设计全覆盖滤波参数取值矩阵表，根据火箭实时的弹性运动固有频率f_i以及对应的当前飞行点时间t对全覆盖滤波参数取值矩阵表进行二维差值来设计滤波器，这样就可以使设计出来的滤波器与运载火箭的实际频率达到最优匹配，提高了滤波器的性能。
[0036]
在步骤s3中，所述的待设计滤波器的模型的表达式为：
[0037]
其中，表示未经过滤波器的俯仰姿态角偏差，δψ表示未经过滤波器的偏航姿态角偏差，所述表示经过滤波器后输出的俯仰姿态角偏差，δψ
lb
表示经过滤波器后输出的偏航姿态角偏差，所述a0、a1、a2、b1、b2表示所述待设计滤波器的模型的网络参数。
[0038]
在步骤s1中，所述的弹性模态数据表为一个n行两列的矩阵，其中，n表示时间点的个数；矩阵的两列数据中，一列数据为时间点，另一列数据为对应时间点下的弹性运动固有频率；在步骤s3中，根据步骤s1中获得的弹性模态数据表和步骤s2得到的待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围，针对待设计滤波器的模型的每一个网络参数均建立一个对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表的具体过程包括下列步骤：
[0039]
s3.1、根据步骤s2得到的待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围，将所述弹性模态数据表扩展为一个n行m列的矩阵[t,w]，其中，t表示为n行1列的时间点，w表示为n行m-1列的频率矩阵m，w
ij
表示在矩阵m内的第i行第j列个弹性运动固有频率；例如：步骤s1中获得的弹性模态数据表的第一行第一列为时间t＝0，第一行第二列为固有频率w0,则该行数组可以扩展为数组[0,w0-0.1*k,
…
,w0-0.1*2,w0-0.1,w0,w0+0.1,w0+0.1*2,
…
,w0+k*0.1],k为常数，扩展后的数组的元素个数为m。
[0040]
s3.2、根据步骤s3.1得到的n行m列矩阵来设计滤波器连续传递函数，所述滤波器连续传递函数表示为：其中ξ1、ξ2为滤波器阻尼比，由具体滤波深度和宽度决定；s表示传递函数符号；于是得到i*j个滤波器连续传递函数；本实施例待设计的滤波器的中心频率取9hz，频率范围取6hz～12hz，间隔为0.1hz，取选取的固有频率的数量为60，飞行时间范围设置为0～100s；
[0041]
s3.3、将步骤s3.2得到的i*j个滤波器连续传递函数进行离散化处理，得到离散形式的网络参数a0的取值、离散形式的网络参数a1的取值、离散形式的网络参数a2的取值、离散形式的网络参数b1的取值以及离散形式的网络参数b2的取值，每一个网络参数均有60*100个取值；
[0042]
s3.4、由离散形式的网络参数a0的取值构成网络参数a0对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，如表1所示，由离散形式的网络参数a1的取值构成网络参数a1对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，如表2所示，由离散形式的网络参数a2的取值构成网络参数a2对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，如表3所示，由离散形式的网络参数b1的取值构成网络参数b1对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，如表4所示，由离散形式的网络参数b2的取值构成网络参数b2对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，如表5所示。
[0043]
表1 a0对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表
[0044][0045][0046]
表2 a1对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表
[0047][0048]
表3 a2对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表
[0049][0050]
表4 b1对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表
[0051][0052]
表5 b2对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表
[0053][0054][0055]
在上述五个全覆盖滤波参数取值矩阵表中，其横坐标的频率数值来自于步骤s2中确定的待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围内的频率值，纵坐标的竖直为对应的时间点，设置的飞行时间范围为0～100s。
[0056]
在步骤s5中，如图2所示，所述火箭姿态控制系统包括步骤s4生成的滤波器、与步骤s4生成的滤波器连接的校正网络、与校正网络连接的执行机构、与执行机构连接的火箭以及与火箭连接的敏感装置，所述火箭姿态控制系统的额定状态需满足弹性幅值域度大于10db,拉偏状态需满足弹性幅值域度大于6db。
[0057]
在步骤s5中，通过火箭姿态控制系统对步骤s4生成的滤波器进行模态仿真实验，根据模态仿真实验结果来判断步骤s4生成的滤波器是否符合设计要求的具体过程包括下列步骤：
[0058]
s5.1、通过敏感装置敏感火箭在飞行过程中实际运动的火箭姿态信息；
[0059]
s5.2、将步骤s5.1得到的火箭姿态信息与标准程序角进行比较，得到两者的偏差量；
[0060]
s5.3、将步骤s5.2得到的偏差量输入进步骤s4生成的滤波器，由滤波器对所述偏差量中的高频弹性信号进行过滤，得到经过过滤的偏差量；
[0061]
s5.4、将步骤s5.3得到的经过过滤的偏差量输入校正网络进行幅值相角补偿，得
到控制指令；
[0062]
s5.5、判断步骤s5.4中得到的控制指令中是否含有所述高频弹性信号，如果含有，说明生成的过滤器不符合设计要求，返回步骤s4重新生成滤波器；如果不含有，说明生成的过滤器符合设计要求，由执行机构跟踪所述控制指令来控制所述火箭进行相应的偏转动作，火箭进行相应的偏转动作时返回步骤s5.1，完成火箭姿态控制系统的闭环控制。
技术特征：1.一种带阻滤波器设计方法，其特征在于：该方法包括下列步骤：s1、通过环境试验获取火箭在不同时间点下的弹性运动固有频率，由环境试验获得的弹性运动固有频率与时间点一一对应组成弹性模态数据表；s2、对步骤s1中得到的火箭的弹性模态数据表进行分析，确定出待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围；s3、建立待设计滤波器的模型，所述待设计滤波器的模型的网络参数设定为a0、a1、a2、b1、b2，根据步骤s1中获得的弹性模态数据表和步骤s2得到的待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围，针对待设计滤波器的模型的每一个网络参数均建立一个对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表；s4、实时采集火箭的弹性运动固有频率f_i以及所述弹性运动固有频率f_i对应的当前飞行点时间t，根据弹性运动固有频率f_i以及对应的当前飞行点时间t来对步骤s3中得到的每一个全覆盖滤波参数取值矩阵表进行二维插值，通过二维插值得到所述待设计滤波器的模型的每一个网络参数的取值，从而生成滤波器；s5、根据步骤s4生成的滤波器搭建火箭姿态控制系统，通过火箭姿态控制系统对步骤s4生成的滤波器进行模态仿真实验，根据模态仿真实验结果来判断步骤s4生成的滤波器是否符合设计要求，如果模态仿真实验结果在指标范围内，那么步骤s4生成的滤波器符合设计要求，如果模态仿真实验结果不在指标范围内，那么步骤s4生成的滤波器不符合设计要求，返回步骤s4重新生成滤波器。2.根据权利要求1所述的一种带阻滤波器设计方法，其特征在于：在步骤s3中，所述的待设计滤波器的模型的表达式为：其中，表示未经过滤波器的俯仰姿态角偏差，δψ表示进入滤波器前的偏航姿态角偏差，所述表示经过滤波器后输出的俯仰姿态角偏差，δψ
lb
表示进入滤波器后的偏航姿态角偏差，所述a0、a1、a2、b1、b2表示所述待设计滤波器的模型的网络参数。3.根据权利要求2所述的一种带阻滤波器设计方法，其特征在于：在步骤s1中，所述的弹性模态数据表为一个n行两列的矩阵，其中，n表示时间点的个数；矩阵的两列数据中，一列数据为时间点，另一列数据为对应时间点下的弹性运动固有频率；在步骤s3中，根据步骤s1中获得的弹性模态数据表和步骤s2得到的待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围，针对待设计滤波器的模型的每一个网络参数均建立一个对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表的具体过程包括下列步骤：s3.1、根据步骤s2得到的待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围，将所述弹性模态数据表扩展为一个n行m列的矩阵[t,w]，其中，t表示为n行1列的时间点，w表示为n行m-1列的频率矩阵m，ω
ij
表示在矩阵m内的第i行第j列个弹性
运动固有频率；s3.2、根据步骤s3.1得到的n行m列矩阵来设计滤波器连续传递函数，所述滤波器连续传递函数表示为：其中ξ1、ξ2为滤波器阻尼比，s表示传递函数符号；于是得到i*j个滤波器连续传递函数；s3.3、将步骤s3.2得到的i*j个滤波器连续传递函数进行离散化处理，得到离散形式的网络参数a0的取值、离散形式的网络参数a1的取值、离散形式的网络参数a2的取值、离散形式的网络参数b1的取值以及离散形式的网络参数b2的取值；s3.4、由离散形式的网络参数a0的取值构成网络参数a0对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，由离散形式的网络参数a1的取值构成网络参数a1对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，由离散形式的网络参数a2的取值构成网络参数a2对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，由离散形式的网络参数b1的取值构成网络参数b1对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，由离散形式的网络参数b2的取值构成网络参数b2对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表。4.根据权利要求3所述的一种带阻滤波器设计方法，其特征在于：在步骤s5中，所述火箭姿态控制系统包括步骤s4生成的滤波器、与步骤s4生成的滤波器连接的校正网络、与校正网络连接的执行机构、与执行机构连接的火箭以及与火箭连接的敏感装置，所述火箭姿态控制系统的额定状态需满足弹性幅值域度大于10db,拉偏状态需满足弹性幅值域度大于6db。5.根据权利要求4所述的一种带阻滤波器设计方法，其特征在于：在步骤s5中，通过火箭姿态控制系统对步骤s4生成的滤波器进行模态仿真实验，根据模态仿真实验结果来判断步骤s4生成的滤波器是否符合设计要求的具体过程包括下列步骤：s5.1、通过敏感装置敏感火箭在飞行过程中实际运动的火箭姿态信息；s5.2、将步骤s5.1得到的火箭姿态信息与标准程序角进行比较，得到两者的偏差量；s5.3、将步骤s5.2得到的偏差量输入进步骤s4生成的滤波器，由滤波器对所述偏差量中的高频弹性信号进行过滤，得到经过过滤的偏差量；s5.4、将步骤s5.3得到的经过过滤的偏差量输入校正网络进行幅值相角补偿，得到控制指令；s5.5、判断步骤s5.4中得到的控制指令中是否含有所述高频弹性信号，如果含有，说明生成的过滤器不符合设计要求，返回步骤s4重新生成滤波器；如果不含有，说明生成的过滤器符合设计要求，由执行机构跟踪所述控制指令来控制所述火箭进行相应的偏转动作，火箭进行相应的偏转动作时返回步骤s5.1，完成火箭姿态控制系统的闭环控制。
技术总结本发明涉及一种带阻滤波器设计方法，该方法通过环境试验获取火箭的弹性模态数据，对获得的火箭的弹性模态数据进行分析，确定出待设计滤波器需要包容的火箭弹性运动固有频率范围，建立待设计滤波器的模型，针对待设计滤波器的模型的每一个网络参数均建立一个对应的全覆盖滤波参数取值矩阵表，对得到的每一个全覆盖滤波参数取值矩阵表进行二维插值，生成滤波器；通过火箭姿态控制系统对生成的滤波器进行模态仿真实验，该方法降低了火箭起飞前进行的获取弹性运动固有频率地面试验的次数，降低了人力物力，提高了带阻滤波器设计过程的效率，并且对火箭的弹性运动固有频率偏差容忍度高，能够与运载火箭的实际频率达到最优匹配，提高了滤波器的性能。提高了滤波器的性能。提高了滤波器的性能。
技术研发人员：ꢀ(74)专利代理机构
受保护的技术使用者：宁波天擎航天科技有限公司
技术研发日：2022.07.11
技术公布日：2022/11/1
