[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

本申請公開了一種運載火箭控制方法、運載火箭、電子設備及存儲介質，涉及航空航天技術領域，其中方法包括：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；對所述運載火箭的飛行姿態進行控制。本申請提供的方法和裝置，提高了俯仰角和偏航角的求解效率，提高了運載火箭的控制響應速度。

技術領域

本申請涉及航空航天技術領域，具體而言，涉及一種運載火箭控制方法、運載火箭、電子設備及存儲介質。

背景技術

在運載火箭的研制過程中，彈道設計是一項需要進行頂層規劃和首先研究的總體設計工作，它為制導控制系統和箭體結構系統設計提供輸入，因此彈道設計是一項非常重要的工作。運載火箭在沿著彈道飛行時，一般都是采用程序角轉彎的控制方式，預先設計一個指令攻角，然后由指令攻角換算得到火箭在發射慣性坐標系的姿態角。該姿態角至少包括俯仰角和偏航角。

因此，如何快速而準確地確定運載火箭的俯仰角和偏航角，提高運載火箭的控制響應速度成為業界亟待解決的技術問題。

發明內容

本申請提供一種運載火箭控制方法、運載火箭、電子設備及存儲介質，用于解決如何快速而準確地確定運載火箭的俯仰角和偏航角，提高運載火箭的控制響應速度的技術問題。

本申請提供一種運載火箭控制方法，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。

在一些實施例中，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。

在一些實施例中，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：