[發明專利]運載火箭控制方法、運載火箭、電子設備及存儲介質

有效

• 申請號: 202310566867.2
• 申請日: 2023-05-19
• 公開（公告）號: CN116301008B
• 公開（公告）日: 2023-09-05
• 發明（設計）人: 熊少鋒;劉百奇;梅金平;何建華;王振華;孫國偉;劉建設;王博;雷克非
• 申請（專利權）人: 北京星河動力裝備科技有限公司;北京星河動力航天科技股份有限公司;安徽星河動力裝備科技有限公司;江蘇星河航天科技有限公司;星河動力（山東）航天科技有限公司
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京路浩知識產權代理有限公司 11002
• 代理人: 楊明月

1.一種運載火箭控制方法，其特征在于，包括：

獲取運載火箭在當前飛行時刻的目標攻角、實時側滑角和在發射坐標系中的實時速度矢量；

基于所述實時速度矢量，確定所述運載火箭在所述當前飛行時刻的實時彈道傾角和實時彈道偏角；

基于所述實時彈道傾角、所述實時彈道偏角、所述目標攻角、所述實時側滑角，以及所述運載火箭在所述當前飛行時刻的姿態關聯關系，確定所述運載火箭在所述當前飛行時刻的實時俯仰角和實時偏航角；

基于所述實時俯仰角和所述實時偏航角對所述運載火箭的飛行姿態進行控制；

其中，所述姿態關聯關系是基于所述運載火箭的發射慣性坐標系、發射坐標系、速度坐標系和箭體坐標系之間的姿態轉移矩陣確定的；

所述姿態關聯關系是基于如下步驟確定的：

基于所述運載火箭的方位角、發射點地理緯度、當前飛行時刻，以及地球自轉角速度，確定所述發射慣性坐標系變換到所述發射坐標系的第一姿態轉移矩陣；

基于所述運載火箭在當前飛行時刻的實時速度傾角、實時彈道偏角和實時彈道傾角，確定所述發射坐標系變換到所述速度坐標系的第二姿態轉移矩陣；

基于所述運載火箭在當前飛行時刻的目標攻角和實時側滑角，確定所述速度坐標系變換到所述箭體坐標系的第三姿態轉移矩陣；

基于所述第一姿態轉移矩陣、所述第二姿態轉移矩陣和所述第三姿態轉移矩陣，確定所述發射慣性坐標系變換到所述箭體坐標系的第四姿態轉移矩陣；

基于所述運載火箭在當前飛行時刻在所述發射慣性坐標系中的實時俯仰角、實時偏航角和實時滾轉角，確定所述發射慣性坐標系變換到所述箭體坐標系的第五姿態轉移矩陣；

基于所述第四姿態轉移矩陣和所述第五姿態轉移矩陣，確定所述姿態關聯關系。

2.根據權利要求1所述的運載火箭控制方法，其特征在于，所述基于所述運載火箭的方位角、發射點地理緯度、當前飛行時刻，以及地球自轉角速度，確定所述發射慣性坐標系變換到所述發射坐標系的第一姿態轉移矩陣，包括：

；

其中，為所述發射慣性坐標系到所述發射坐標系的第一姿態轉移矩陣，為所述方位角，為所述發射點地理緯度，為當前飛行時刻，為所述地球自轉角速度，為用于表示繞坐標系的軸旋轉的旋轉矩陣；為用于表示繞坐標系的軸旋轉的旋轉矩陣；為用于表示繞坐標系的軸旋轉的旋轉矩陣。

3.根據權利要求2所述的運載火箭控制方法，其特征在于，所述基于所述運載火箭在當前飛行時刻的實時速度傾角、實時彈道偏角和實時彈道傾角，確定所述發射坐標系變換到所述速度坐標系的第二姿態轉移矩陣，包括：

；

其中，為所述發射坐標系到所述速度坐標系的第二姿態轉移矩陣，為所述實時速度傾角，為所述實時彈道偏角，為所述實時彈道傾角。

4.根據權利要求3所述的運載火箭控制方法，其特征在于，所述基于所述運載火箭在當前飛行時刻的目標攻角和實時側滑角，確定所述速度坐標系變換到所述箭體坐標系的第三姿態轉移矩陣，包括：

；

其中，為所述速度坐標系到所述箭體坐標系的第三姿態轉移矩陣，為所述目標攻角，為所述實時側滑角。

5.根據權利要求4所述的運載火箭控制方法，其特征在于，所述基于所述運載火箭在當前飛行時刻在所述發射慣性坐標系中的實時俯仰角、實時偏航角和實時滾轉角，確定所述發射慣性坐標系變換到所述箭體坐標系的第五姿態轉移矩陣，包括：

；

其中，為所述發射慣性坐標系到所述箭體坐標系的第五姿態轉移矩陣，為所述實時俯仰角，為所述實時偏航角，為所述實時滾轉角。

6.根據權利要求5所述的運載火箭控制方法，其特征在于，所述實時偏航角基于如下公式求解：

；

所述實時俯仰角基于如下公式求解：

；

式中，為三維矩陣中的元素，為三維矩陣中的元素，為行號，為列號；為第一中間變量；為第二中間變量；為第三中間變量；為第四中間變量；

；

；

。