CN112550675B - 用于运载器主动段减小载荷的装置和方法 - Google Patents

用于运载器主动段减小载荷的装置和方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种用于运载器主动段减小载荷的装置和方法，装置包括惯性组合单元、伺服作动器、发动机喷管和控制器，惯性组合单元安装于所述运载器头部，用于运载器飞行过程中姿态参数测量和法向过载参数的测量；伺服作动器安装于运载器尾部发动机处，用于推动发动机摆喷管动作；发动机喷管用于根据伺服作动器的推动力动作；控制器，用于接收惯性组合单元的测量信号，发送控制指令，所述控制指令控制发动机摆喷管动作。通过控制回路逐步简化完成计算得到最终方便利用的模型，此模型可以直接代入初始运载器参数和设计参数，进行减载控制频域与时域分析，快速有效的给出相应分析结果，完成运载器的载荷降低同时分析参数正确性。

Description

用于运载器主动段减小载荷的装置和方法
技术领域
本发明涉及运载器主动段姿态控制技术领域，尤其涉及一种用于运载器主动段减小载荷的装置和方法。
背景技术
运载器在过大风区时，受到风场影响攻角与侧滑角会增大导致总攻角增大，总攻角直接影响运载器弹体的载荷，特别是细长体的运载器在结构设计中载荷过大会使弹体折断，因此运载器过大风区时姿控系统要选择减载设计完成总攻角的降低并保证姿态稳定，最终减小运载器过大风区的载荷，保证运载器过大风区机体不会折断并稳定飞行，姿控系统的减载设计与分析是至关重要的技术。
国内外具有相关减载控制技术研究，通过运载器姿控回路引入过载反馈完成减载控制，但是减载设计模型复杂并缺少减载设计参数是否正确的分析。
发明内容
本发明实施例提供一种用于运载器主动段减小载荷的方法，逐步简化减载控制回路数学模型，将减载控制算法的设计参数代入简化模型，可以快速完成减载的频域分析与时域影响效果分析，判断相应减载设计参数正确性和有效性，该减载控制分析技术能够为其他运载器过大风区减载设计与分析提供借鉴和参考，具有巨大的应用价值和应用前景。
本发明第一方面提供了一种用于运载器主动段减小载荷的装置，其特征在于，所述装置包括惯性组合单元、伺服作动器、发动机喷管和控制器，所述惯性组合单元安装于所述运载器头部，用于所述运载器飞行过程中姿态参数测量和法向过载参数的测量；所述伺服作动器安装于所述运载器尾部发动机处，用于推动所述发动机摆喷管动作；所述发动机喷管用于根据所述伺服作动器的推动力动作；所述控制器，用于接收所述惯性组合单元的测量信号，发送控制指令，所述控制指令控制发动机摆喷管动作。
本发明第二方面提供了一种用于运载器主动段减小载荷的方法，所述方法用于权利要求1所述的用于运载器主动段减小载荷的装置，包括：
根据小偏差线性化方法，建立所述运载器的减载状态方程，姿态输出方程和过载输出方程。
根据所述姿态输出方程设定所述运载器的状态反馈控制方程，所述状态反馈控制方程与静态增益设计参数、所述运载器的姿态控制网络、俯仰姿态角偏差相关；所述运载器的姿态控制网络，所述姿态控制网络与分母网络设计参数和分子网络设计参数相关。这里静态增益设计参数、分母网络设计参数、分子网络设计参数根据实际工程需要具体设定。
根据所述过载输出方程设定所述运载器的过载反馈控制方程，所述过载反馈控制方程与过载反馈增益设计参数、过载控制网络相关。过载反馈增益设计参数根据实际工程需要具体设定。
根据所述状态反馈控制方程和所述过载反馈控制方程得到所述运载器发动机喷管舵摆角控制量。
根据第二方面，在所述用于运载器主动段减小载荷的方法第一种可能的实现方式中，所述根据小偏差线性化方法，减载状态方程和姿态状态方程相同，建立所述运载器的方程式，包括：
弹道倾角小偏差微分方程分别与弹道攻角系数、所述运载器飞行攻角小偏差状态量、弹道舵摆角系数、所述发动机喷管小偏差状态量、弹道倾角系数及所述弹道倾角小偏差状态量组成的方程。
俯仰姿态角速度小偏差微分方程分别与静不稳定系数、所述运载器飞行攻角小偏差状态量、舵摆角效率系数及所述发动机喷管小偏差状态量组成的方程。
俯仰姿态角小偏差方程与所述运载器飞行攻角小偏差状态量、所述弹道倾角小偏差状态量组成的方程。
所述过载弹道攻角系数与所述运载器的质量、所述运载器的飞行速度、所述运载器的攻角、所述运载器的发动机推力、所述运载器的升力系数对攻角的偏导数、所述运载器的飞行动压及所述运载器的特征面积相关。
所述过载弹道倾角系数与所述运载器的飞行速度、所述运载器的弹道倾角及重力加速度有关。
所述弹道舵摆角系数与所述运载器的发动机推力、所述运载器的质量、所述运载器的飞行速度有关。
所述静不稳定系数与所述运载器力矩系数对攻角的偏导数、所述运载器、所述运载器运载器特征长度、所述运载器俯仰轴转动惯量有关。
所述舵摆角效率系数与所述的运载器发动机推力、所述运载器的质量、所述运载器的飞行速度有关。
根据第二方面和所述用于运载器主动段减小载荷的方法第一种可能的实现方式，在所述于运载器主动段减小载荷的方法第二种可能的实现方式中，所述俯仰姿态角偏差包括俯仰程序角与所述俯仰姿态角的偏差，所述控制器设定所述俯仰程序角。
根据第二发明，在所述用于运载器主动段减小载荷的方法第三种可能的实现方式种，所述方法用于以上所述的用于运载器主动段减小载荷的装置，还包括：根据所述减载状态方程和所述姿态输出方程得到姿态输出状态空间方程，姿态输出状态空间方程包括：第一状态矩阵、第一控制矩阵、第一输出矩阵和第一输入输出矩阵。
根据所述减载状态方程和所述过载输出方程得到输出状态空间方程，所述输出状态空间方程包括：第二状态矩阵、第二控制矩阵、第二输出矩阵和第二输入输出矩阵。
根据所述第一状态矩阵、第一控制矩阵、第一输出矩阵和第一输入输出矩阵得到所述运载器的弹体传递函数。
根据所述第二状态矩阵、第二控制矩阵、第二输出矩阵和第二输入输出矩阵得到所述运载器的得到所述运载器的过载传递函数。
根据所述弹体传递函数和所述过载传递函数得到所述运载器的闭合姿态回路的过载回路传递函数。
根据所述闭合姿态回路的过载回路传递函数实现所述运载器主动段减小载荷。
第三方面提供了一种控制器，包括：发送器、接收器、存储器和处理器。所述存储器用于存储计算机指令；所述处理器用于运行所述存储器存储的所述计算机指令实现以上所述用于运载器主动段减小载荷的方法。
本发明第四方面提供了一种存储介质，包括：可读存储介质和计算机指令，所述计算机指令存储在所述可读存储介质中。所述计算机指令用于实现以上所述用于运载器主动段减小载荷的方法。
本发明达到的技术效果为：通过控制回路逐步简化完成计算得到最终方便利用的模型，此模型可以直接代入初始运载器参数和设计参数，进行减载控制频域与时域分析，快速有效的给出相应分析结果，完成运载器的载荷降低同时分析参数正确性。最后，通过时域零输入响应验证本发明设计的有效性。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。
图1为本发明实施例公开的过载反馈的闭环姿控系统图；
图2为本发明实施例公开的过载反馈的简化闭环姿控系统图；
图3为本发明实施例公开的过载反馈等效闭环姿控系统图；
图4为本发明实施例公开的等效闭环姿控系统图；
图5为本发明实施例公开的姿态控制开环传函的频域特性图；
图6为本发明实施例公开的两种弹体模型的减载频域特性图；
图7为本发明实施例公开的运载器控制系统硬件布局图；
图8为本发明实施例公开的1X弹体模型的零输入时域响应图；
图9为本发明实施例公开的2X弹体模型的零输入时域响应图。
通过上述附图，已示出本公开明确的实施例，后文中将有更详细的描述。这些附图和文字描述并不是为了通过任何方式限制本公开构思的范围，而是通过参考特定实施例为本领域技术人员说明本公开的概念。
具体实施方式
这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本公开相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本公开的一些方面相一致的装置和方法的例子。
本发明是运载器过大风区时，姿控系统设计一种简化模型进行减载控制与分析技术，通过控制回路逐步简化完成计算得到最终方便利用的模型，此模型可以直接代入初始运载器参数和设计参数，进行减载控制频域与时域分析，快速有效的给出相应分析结果，完成运载器的载荷降低同时分析参数正确性，保证运载器过大风区机体不会折断。
实施过程中，运载器要在过大风区减载必须要保证姿态控制飞行稳定，首先，控制系统硬件设计，在运载器距离头部1.5m处安装惯性组合装置，用于运载器飞行过程中姿态测量和法向过载的测量，在运载器尾部发动机处安装2kw功率的伺服作动器，用0.5m伸缩杆推动发动机摆喷管，在运载器中心安装飞控计算机用于接受惯性组合测量信号，并通过减载控制算法发出控制指令让摆发动摆动；再次，给出减载分析与设计的实现，根据飞行力学原理，建立状态方程数学模型，并利用控制理论给出一种简化方法，通过控制框图，设计姿态控制回路给出控制律保证系统稳定，闭合设计好的姿态回路简化控制框图，再完成减载回路的设计，将过载-姿态回路的多输入输出系统简化为只有过载回路单输入单输出系统，通过本发明就可以快速检验减载设计参数的正确性，通过频域分析，保证系统稳定和性能，最后，通过时域零输入镇定响应验证本发明设计的正确性和有效性。
在运载器距离头部1.5m处安装惯性组合装置，用于运载器飞行过程中姿态测量和法向过载的测量。在运载器尾部发动机处安装2kw功率的伺服作动器，用0.5m伸缩杆推动发动机摆喷管。在运载器中心安装飞控计算机，用电缆网连接惯性组合、飞控计算机和发动机摆喷管，飞控计算机接受惯性组合测量信号，并通过减载控制算法发出控制指令让摆发动摆动，运载器控制系统硬件布局图如图7所示。
忽略弹体弹性振动影响，根据飞行力学固化系数法，建立小偏差线性化方程，以尾部发动机伺服摆角为输入、姿态方程为状态方程、姿态角和过载量为输出。
根据小偏差线性化方法，减载状态方程与姿态状态方程相同，方程式如下：
Figure BDA0002822647800000051
式(1)中，Δ为小偏差状态符号，α为飞行攻角，θ为弹道倾角，
Figure BDA0002822647800000052
发动机喷管摆角，
Figure BDA0002822647800000053
俯仰姿态角。
弹道攻角系数
Figure BDA0002822647800000054
m为运载器质量，V为运载器飞行速度，P为发动机推力，
Figure BDA0002822647800000055
为升力系数对攻角的偏导数，q为飞行动压，sm为运载器特征面积。
弹道倾角系数
Figure BDA0002822647800000056
g为重力加速度。
弹道舵摆角系数
Figure BDA0002822647800000057
静不稳定系数
Figure BDA0002822647800000058
Figure BDA0002822647800000059
为力矩系数对攻角的偏导数，lm为运载器特征长度，Jz为俯仰轴转动惯量。
舵摆角效率系数
Figure BDA00028226478000000510
lk为发动机摆喷管到质心的距离。
姿态输出方程为：
Figure BDA00028226478000000511
过载输出方程为：
Figure BDA00028226478000000512
其中：过载攻角系数
Figure BDA00028226478000000513
过载弹道倾角系数
Figure BDA00028226478000000514
过载舵摆角系数
Figure BDA00028226478000000515
取状态变量
Figure BDA0002822647800000061
根据式(1)和(2)写成姿态输出状态空间方程如下：
Figure BDA0002822647800000062
输出矩阵C＝[0 1 0] 输入输出矩阵D＝0
以过载为输出的状态空间方程，同样取状态变量
Figure BDA0002822647800000063
根据式(1)和(3)写成过载输出状态空间方程如下：
Figure BDA0002822647800000064
减载算法设计包含姿态稳定控制设计和过载反馈控制设计两部分，从而完成减载控制。将姿态反馈控制方程写成如下：
Figure BDA0002822647800000065
其中，am0为静态增益设计参数，根据运载器控制器能力一般取1～5，本发明设计取3；net(s)为姿态控制网络，取三阶形式
Figure BDA0002822647800000066
s为拉普拉斯算子，a2、a1、a0为分母网络设计参数，b1、b0为分子网络设计参数，根据运载器本身特性进行参数设计，按照控制理论中的奈奎斯特稳定判据，保证系统稳定的设计参数即可。
Figure BDA0002822647800000067
为俯仰姿态角偏差，具体形式为
Figure BDA0002822647800000068
Figure BDA0002822647800000069
为俯仰程序角，它是根据具体飞行要求设置；
Figure BDA00028226478000000610
为当前俯仰姿态角，由运载器惯性组合测量得到。
过载反馈控制方程写成如下：
δ2＝any·Nynet(s)ny (7)
其中，any为过载反馈增益设计参数，取值与静态增益相关，按am0:any＝4:1取值，本发明设计取0.5。
Nynet(s)为过载控制网络，这里可以取具体参数的二阶形式
Figure BDA00028226478000000611
减载设计的尾部摆发动机舵摆角控制量如下：
Figure BDA00028226478000000612
减载设计完成后，需要对设计参数的正确性分析，也就是整个系统的稳定性和性能分析，由于系统是多输入单输出的，需要经过框图简化，先设计姿态回路参数，保证系统稳定，进一步闭合姿态回路设计分析过载回路，最终保证系统减载性能。由状态空间式(4)得到弹体传函，经过计算得到：
Figure BDA0002822647800000071
由状态空间式(1)和式(3)得到过载传函，经过计算得到：
Figure BDA0002822647800000072
由图1可知，
Figure BDA0002822647800000073
G1(s)为姿控系统的开环传递函数，设计参数a0、net(s)决定了姿控系统的稳定性，根据奈奎斯特稳定判据设计开环系统的参数，设计结果如图5所示，系统具有一定的稳定裕度。
进一步，由图2可得到姿态角偏差回路闭环传函为：
Figure BDA0002822647800000074
其中，SF(s)为电动伺服系统传递函数，
Figure BDA0002822647800000075
由图3可得到闭合姿态回路的过载回路开环传函为：
Figure BDA0002822647800000076
根据G3(s)的设计any和Nynet(s)参数，同样保证开环传函的稳定，作为对比选择两种弹体模型，图5为两种弹体模型的减载开环传递特性，具有频域稳定裕度，通过频域特性可以分析出1X幅值高，影响快。
最后验证时域影响效果需要得到系统的闭环传函，由图4可得到闭环传函为：
Figure BDA0002822647800000077
通过式(14)得到系统的闭环传函可以进行时域特性响应，根据完成的姿态的开环频域设计和过载反馈的减载设计，给出系统的零输入影响，验证减载效果，仿真结果如图8和图9所示。通过图8、图9可知1X模型的影响更快，减载效果和设计有关，也和弹体本身特性有关。
在运载器距离头部1.5m处安装惯性组合装置，用于运载器飞行过程中姿态测量和法向过载的测量。在运载器尾部发动机处安装2kw功率的伺服作动器，用0.5m伸缩杆推动发动机摆喷管。在运载器中心安装飞控计算机，用电缆网连接惯性组合、飞控计算机和发动机摆喷管，飞控计算机接受惯性组合测量信号，并通过减载控制算法发出控制指令让摆发动摆动，运载器可以实现减载的必要硬件装置。
减载设计不仅需要减小载荷的效果而且需要姿态的稳定，本发明通过简化给出效果姿态状态空间方程和减载状态空间方程，并给出参数计算方程，作为模型基础方便准确计算传递函数，为减载设计与分析奠定基础。
姿控系统设计一种简化模型进行减载控制与分析技术，通过控制回路逐步简化完成计算得到最终方便利用的模型，此模型可以直接代入初始运载器参数和设计参数，进行减载控制频域与时域分析，快速有效的给出相应分析结果，完成运载器的载荷降低同时分析参数正确性。最后，通过时域零输入镇定响应验证本发明设计的有效性。
本发明一方面提供了一种用于运载器主动段减小载荷的装置，如图7所示，所述装置包括惯性组合单元、伺服作动器、发动机喷管和控制器，所述惯性组合单元安装于所述运载器头部，用于所述运载器飞行过程中姿态参数测量和法向过载参数的测量；所述伺服作动器安装于所述运载器尾部发动机处，用于推动所述发动机摆喷管动作；所述发动机喷管用于根据所述伺服作动器的推动力动作；所述控制器，用于接收所述惯性组合单元的测量信号，发送控制指令，所述控制指令控制发动机摆喷管动作。
第三方面提供了一种控制器，包括：发送器、接收器、存储器和处理器。所述存储器用于存储计算机指令；所述处理器用于运行所述存储器存储的所述计算机指令实现以上所述用于运载器主动段减小载荷的方法。
本发明第四方面提供了一种存储介质，包括：可读存储介质和计算机指令，所述计算机指令存储在所述可读存储介质中。所述计算机指令用于实现以上所述用于运载器主动段减小载荷的方法。
本发明达到的技术效果为：通过控制回路逐步简化完成计算得到最终方便利用的模型，此模型可以直接代入初始运载器参数和设计参数，进行减载控制频域与时域分析，快速有效的给出相应分析结果，完成运载器的载荷降低同时分析参数正确性。最后，通过时域零输入响应验证本发明设计的有效性。
显然，上述具体实施案例仅仅是为了说明本方法应用所作的举例，而非对实施方式的限定，对于该领域的一般技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其他不同形式的变化和变动，用以研究其他相关问题。因此，本发明的保护范围都应以权利要求的保护范围。
本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上所描述的电子设备等实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的实施例的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明的实施例进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明的实施例各实施例技术方案的范围。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本发明旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由下面的权利要求书指出。
应当理解的是，本公开并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本公开的范围仅由所附的权利要求书来限制。

Claims (8)

1.用于运载器主动段减小载荷的装置，其特征在于，所述装置包括惯性组合单元、伺服作动器、发动机喷管和控制器，所述惯性组合单元安装于运载器头部，用于所述运载器飞行过程中姿态参数测量和法向过载参数的测量；所述伺服作动器安装于所述运载器尾部发动机处，用于推动所述发动机喷管动作；所述发动机喷管用于根据所述伺服作动器的推动力动作；
所述控制器，用于接收所述惯性组合单元的测量信号，发送控制指令，所述控制指令控制发动机喷管动作；包括：
根据小偏差线性化方法，建立所述运载器的减载状态方程，姿态输出方程和过载输出方程；
根据所述姿态输出方程设定所述运载器的状态反馈控制方程，所述状态反馈控制方程与静态增益设计参数、所述运载器的姿态控制网络、俯仰姿态角偏差相关；所述姿态控制网络与分母网络设计参数和分子网络设计参数相关；
根据所述过载输出方程设定所述运载器的过载反馈控制方程，所述过载反馈控制方程与过载反馈增益设计参数、过载控制网络相关；
根据所述状态反馈控制方程和所述过载反馈控制方程得到所述运载器发动机喷管舵摆角控制量。
2.用于运载器主动段减小载荷的方法，其特征在于，所述方法用于权利要求1所述的用于运载器主动段减小载荷的装置，包括：
根据小偏差线性化方法，建立所述运载器的减载状态方程，姿态输出方程和过载输出方程；
根据所述姿态输出方程设定所述运载器的状态反馈控制方程，所述状态反馈控制方程与静态增益设计参数、所述运载器的姿态控制网络、俯仰姿态角偏差相关；所述姿态控制网络与分母网络设计参数和分子网络设计参数相关；
根据所述过载输出方程设定所述运载器的过载反馈控制方程，所述过载反馈控制方程与过载反馈增益设计参数、过载控制网络相关；
根据所述状态反馈控制方程和所述过载反馈控制方程得到所述运载器发动机喷管舵摆角控制量。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据小偏差线性化方法，减载状态方程和姿态状态方程相同，建立所述运载器的方程式，包括：
弹道倾角小偏差微分方程是弹道攻角系数、所述运载器飞行攻角小偏差状态量、弹道舵摆角系数、所述发动机喷管小偏差状态量、弹道倾角系数及所述弹道倾角小偏差状态量组成的方程；
俯仰姿态角速度小偏差微分方程是静不稳定系数、所述运载器飞行攻角小偏差状态量、舵摆角效率系数及所述发动机喷管小偏差状态量组成的方程；
俯仰姿态角小偏差方程是所述运载器飞行攻角小偏差状态量、所述弹道倾角小偏差状态量组成的方程；
所述弹道攻角系数与所述运载器的质量、所述运载器的飞行速度、所述运载器的攻角、所述运载器的发动机推力、所述运载器的升力系数对攻角的偏导数、所述运载器的飞行动压及所述运载器的特征面积相关；
所述弹道倾角系数与所述运载器的飞行速度、所述运载器的弹道倾角及重力加速度有关；
所述弹道舵摆角系数与所述运载器的发动机推力、所述运载器的质量、所述运载器的飞行速度有关；
所述静不稳定系数与所述运载器力矩系数对攻角的偏导数、所述运载器、所述运载器特征长度、所述运载器俯仰轴转动惯量有关；
所述舵摆角效率系数与所述的运载器发动机推力、所述运载器的质量、所述运载器的飞行速度有关。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述过载输出方程和姿态输出方程，包括：
所述过载输出方程是过载攻角系数、攻角小偏差状态量、过载弹道倾角系数、弹道倾角小偏差状态量、过载舵摆角系数及发动机喷管小偏差状态量组成的方程；
所述姿态输出由俯仰姿态小偏差状态量组成；
所述过载攻角系数与所述运载器的初始飞行攻角、所述运载器的飞行速度、所述运载器的初始俯仰姿态角、所述弹道攻角系数及重力加速度相关；
所述过载弹道倾角系数与所述运载器的初始飞行攻角、所述运载器的飞行速度、所述运载器的初始俯仰姿态角、所述弹道攻角系数及重力加速度相关；
所述过载舵摆角系数与所述运载器的初始飞行攻角、所述运载器的飞行速度相关。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述俯仰姿态角偏差包括俯仰程序角与所述俯仰姿态角的偏差，所述控制器设定所述俯仰程序角。
6.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：根据所述减载状态方程和所述姿态输出方程得到姿态输出状态空间方程，姿态输出状态空间方程包括：第一状态矩阵、第一控制矩阵、第一输出矩阵和第一输入输出矩阵；
根据所述减载状态方程和所述过载输出方程得到输出状态空间方程，所述输出状态空间方程包括：第二状态矩阵、第二控制矩阵、第二输出矩阵和第二输入输出矩阵；
根据所述第一状态矩阵、第一控制矩阵、第一输出矩阵和第一输入输出矩阵得到所述运载器的弹体传递函数；
根据所述第二状态矩阵、第二控制矩阵、第二输出矩阵和第二输入输出矩阵得到所述运载器的得到所述运载器的过载传递函数；
根据所述弹体传递函数和所述过载传递函数得到所述运载器的闭合姿态回路的过载回路传递函数；
根据所述闭合姿态回路的过载回路传递函数实现所述运载器主动段减小载荷快速设计与分析。
7.一种控制器，其特征在于，包括：发送器、接收器、存储器和处理器；
所述存储器用于存储计算机指令；所述处理器用于运行所述存储器存储的所述计算机指令实现权利要求2至6任一项所述用于运载器主动段减小载荷的方法。
8.一种存储介质，其特征在于，包括：可读存储介质和计算机指令，所述计算机指令存储在所述可读存储介质中；所述计算机指令用于实现权利要求2至6任一项所述用于运载器主动段减小载荷的方法。
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US6666410B2 (en) * 2001-10-05 2003-12-23 The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. Load relief system for a launch vehicle
CN101549754B (zh) * 2009-04-29 2012-05-23 北京航空航天大学 一种旋定翼复合式飞行器及其设计的方法
CN107977009B (zh) * 2017-11-20 2020-09-18 中国运载火箭技术研究院 一种考虑耦合的吸气式飞行器姿态控制律设计方法
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