CN112631317A - 一种运载火箭的控制方法、装置及计算机可读存储介质 - Google Patents

一种运载火箭的控制方法、装置及计算机可读存储介质 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种运载火箭的控制方法、装置及计算机可读存储介质，所述控制方法，应用于姿态控制系统中，包括：获取所述运载火箭的实际姿态角；基于所述实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号；获取所述运载火箭的第一过载信息，所述第一过载信息与所述运载火箭受到的载荷关联；利用所述第一过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号；输出所述第二伺服控制信号，所述第二伺服控制信号用于控制所述运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制所述运载火箭的姿态角。本申请解决了现有技术中还不存在一种减小运载火箭飞行过程中所承受的载荷的方案的技术问题。

Description

一种运载火箭的控制方法、装置及计算机可读存储介质
技术领域
本发明涉及火箭控制的技术领域，尤其涉及一种运载火箭的控制方法、装置及计算机可读存储介质。
背景技术
运载火箭在大风区飞行时，将承受巨大的飞行载荷，然而，随着运载火箭轻质化设计要求，运载火箭的箭体结构的气动载荷承受能力降低。因此，为使轻质化的运载火箭能够适应大风区飞行时的不确定性风场，要求运载火箭在大风区飞行时，能够减小运载火箭飞行过程中所承受的载荷。
然而，现有技术中还不存在一种减小运载火箭飞行过程中所承受的载荷的方案。
发明内容
本申请实施例通过提供一种运载火箭的控制方法、装置及计算机可读存储介质，解决了现有技术中还不存在一种减小运载火箭飞行过程中所承受的载荷的方案的技术问题。
第一方面，本申请通过本申请的一实施例提供如下技术方案：
一种运载火箭的控制方法，应用于姿态控制系统中，所述控制方法包括：获取所述运载火箭的实际姿态角；基于所述实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号；获取所述运载火箭的第一过载信息，所述第一过载信息与所述运载火箭受到的载荷关联；利用所述第一过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号；输出所述第二伺服控制信号，所述第二伺服控制信号用于控制所述运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制所述运载火箭的姿态角。
在一个实施例中，所述第一过载信息包括：所述运载火箭在俯仰方向的攻角过载信息，和/或所述运载火箭在偏航方向的侧滑角过载信息。
在一个实施例中，在所述利用所述第一过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号之前，还包括：利用惯性环节对所述第一过载信息进行平滑滤波处理，获得第二过载信息；所述利用所述第一过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号，包括：利用所述第二过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号。
在一个实施例中，在所述利用所述第二过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号之前，还包括：利用分段积分器对所述第二过载信息进行分段处理，获得第三过载信息，所述分段积分器为：
Figure BDA0002802643730000021
其中，ny2(k)为所述第二过载信息，
Figure BDA0002802643730000022
为所述第二过载信息的导数值，ny3(k)为所述第三过载信息，τ为时间常数，ny3(k-1)为上一阶段所获得的所述第三过载信息；所述利用所述第二过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号，包括：利用所述第三过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号。
在一个实施例中，在所述利用所述第三过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号之前，还包括：利用死区环节对所述第三过载信息进行处理，获得第四过载信息；所述利用所述第三过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号，包括：利用所述第四过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号。
在一个实施例中，所述死区环节包括：
Figure BDA0002802643730000023
其中，ny3(k)为所述第三过载信息，ny4(k)为所述第四过载信息，kn1为第一预设阈值。
在一个实施例中，在所述利用所述第四过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号之前，还包括：利用饱和环节对所述第四过载信息进行处理，获得第五过载信息；所述利用所述第四过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号，包括：利用所述第五过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号。
在一个实施例中，所述饱和环节包括：
Figure BDA0002802643730000031
其中，ny5(k)为所述第五过载信息，ny4(k)为所述第四过载信息，kn2为第二预设阈值。
基于同一发明构思，第二方面，本申请通过本申请的一实施例，提供如下技术方案：
一种运载火箭的控制装置，应用于姿态控制系统中，所述控制装置包括：第一获取模块，用于获取所述运载火箭的实际姿态角；获得模块，基于所述实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号；第二获取模块，用于获取所述运载火箭的第一过载信息，所述第一过载信息与所述运载火箭受到的载荷关联；修正模块，用于利用所述第一过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号；输出模块，用于输出所述第二伺服控制信号，所述第二伺服控制信号用于控制所述运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制所述运载火箭的姿态角。
基于同一发明构思，第三方面，本申请通过本申请的一实施例，提供如下技术方案：
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现如第一方面任一项所述的方法。
本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本申请提供的运载火箭的控制方法中，基于实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号，此时并不直接输出第一伺服控制信号，以控制运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制运载火箭的姿态角，而是获取运载火箭的第一过载信息，利用第一过载信息去修正第一伺服控制信号，以获得第二伺服控制信号，最终输出第二伺服控制信号去控制所述伺服机构动作，以闭环控制运载火箭的姿态角，由于第一过载信息与运载火箭受到的载荷关联，将该第一过载信息引入用于闭环控制的姿态控制系统中，输出的第二伺服控制信号去控制伺服机构动作，得到的姿态角自然能够使得运载火箭受到的载荷降低。本申请解决了现有技术中还不存在一种减小运载火箭飞行过程中所承受的载荷的方案的技术问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例一提供的一种运载火箭的控制方法的流程示意图；
图2为本申请实施例一提供的姿态控制系统的闭环回路示意图；
图3为本申请实施例二提供的一种运载火箭的控制装置的架构图；
图4为本申请实施例三提供的一种计算机可读存储介质的架构图。
具体实施方式
本申请实施例通过提供一种运载火箭的控制方法、装置及计算机可读存储介质，解决了现有技术中还不存在一种减小运载火箭飞行过程中所承受的载荷的方案的技术问题。
本申请实施例的技术方案为解决上述技术问题，总体思路如下：
一种运载火箭的控制方法，应用于姿态控制系统中，所述控制方法包括：获取所述运载火箭的实际姿态角；基于所述实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号；获取所述运载火箭的第一过载信息，所述第一过载信息与所述运载火箭受到的载荷关联；利用所述第一过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号；输出所述第二伺服控制信号，所述第二伺服控制信号用于控制所述运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制所述运载火箭的姿态角。
本申请提供的运载火箭的控制方法中，基于实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号，此时并不直接输出第一伺服控制信号，以控制运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制运载火箭的姿态角，而是获取运载火箭的第一过载信息，利用第一过载信息去修正第一伺服控制信号，以获得第二伺服控制信号，最终输出第二伺服控制信号去控制所述伺服机构动作，以闭环控制运载火箭的姿态角，由于第一过载信息与运载火箭受到的载荷关联，将该第一过载信息引入用于闭环控制的姿态控制系统中，输出的第二伺服控制信号去控制伺服机构动作，得到的姿态角自然能够使得运载火箭受到的载荷降低。本申请解决了现有技术中还不存在一种减小运载火箭飞行过程中所承受的载荷的方案的技术问题。
为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案进行详细的说明。
实施例一
如图1所示，本实施例提供了一种运载火箭的控制方法，应用于姿态控制系统中，用于运载火箭的俯仰控制和/或偏航控制，所述控制方法包括：
步骤S101：获取运载火箭的实际姿态角；
步骤S102：基于实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号；
步骤S103：获取运载火箭的第一过载信息，第一过载信息与运载火箭受到的载荷关联；
步骤S104：利用第一过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号；
步骤S105：输出第二伺服控制信号，第二伺服控制信号用于控制运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制运载火箭的姿态角。
本申请实施例的姿态控制系统在执行控制方法的过程中，步骤S101获取运载火箭的实际姿态角由运载火箭的惯性器件测量后经导航计算所得。运载火箭的实际姿态角可以包括在俯仰方向上的姿态角和/或在偏航方向上的姿态角。
具体的，当姿态控制系统执行该控制方法，以实现运载火箭的俯仰控制时，实际姿态角包括在俯仰方向上的实际姿态角；当姿态控制系统执行该控制方法，以实现运载火箭的偏航控制时，实际姿态角包括在偏航方向上的实际姿态角；当姿态控制系统执行该控制方法，以实现运载火箭的俯仰控制及偏航控制时，实际姿态角包括在俯仰方向上的实际姿态角以及在偏航方向上的实际姿态角。
本申请实施例的姿态控制系统在执行控制方法的过程中，步骤S102中的目标姿态角可以包括在俯仰方向上的姿态角和/或在偏航方向上的姿态角。
具体的，当姿态控制系统执行该控制方法，以实现运载火箭的俯仰控制时，目标姿态角包括在俯仰方向上的目标姿态角，偏差为在俯仰方向上的实际姿态角与在俯仰方向上的目标姿态角的偏差，此处第一伺服控制信号为用于调整运载火箭在俯仰方向的姿态角的伺服机构的信号；
当姿态控制系统执行该控制方法，以实现运载火箭的偏航控制时，目标姿态角包括在偏航方向上的目标姿态角，偏差为在偏航方向上的实际姿态角与在偏航方向上的目标姿态角的偏差，此时，第一伺服控制信号为用于调整运载火箭在偏航方向的姿态角的伺服机构的信号；
当姿态控制系统执行该控制方法，以实现运载火箭的俯仰控制及偏航控制时，目标姿态角包括在俯仰方向上的目标姿态角以及在偏航方向上的目标姿态角，偏差包括在俯仰方向上的实际姿态角与在俯仰方向上的目标姿态角的偏差以及在偏航方向上的实际姿态角与在偏航方向上的目标姿态角的偏差，此时，第一伺服控制信号包括用于调整运载火箭在俯仰方向的姿态角的伺服机构的信号、以及用于调整运载火箭在偏航方向的姿态角的伺服机构的信号。
需要说明的是，步骤S102中第一伺服控制信号的获取方法可以为PID算法、PI算法、PD算法，当然，还可以为其他闭环控制算法，此处不进行限定。
申请人发现，当运载火箭飞行经过大风区时，不确定性的风会使火箭飞行相对于风存在风攻角和/或侧滑角，从而增大运载火箭的载荷；然而，传统的姿态角控制系统利用第一伺服控制信号以实现飞行姿态角的控制的方案，使运载火箭按照标准弹道的姿态飞行，此时，导航计算的实际姿态角无法反映不确定性风的影响，即无法获取风攻角和/或侧滑角给运载火箭带来的载荷，也无法依据风速修正姿态角，从而无法利用第一伺服控制信号降低风攻角和/或侧滑角。
但申请人发现，风产生的风攻角和/或侧滑角会使运载火箭产生过载，具体为：
风攻角在机体坐标系的y轴方向上产生过载，即在运载火箭的俯仰方向上形成过载，侧滑角会使运载火箭在机体坐标系的z轴方向上产生过载，即在运载火箭的偏航方向上形成过载，惯性器件中的加速度计通过测量在y轴方向上的加速度，并经过导航计算，可以得到能够反应出风攻角的第一过载信息，即运载火箭在俯仰方向的攻角过载信息，通过测量在z轴方向上的加速度，并经过导航计算，可以得到能够反应出侧滑角的第一过载信息，即运载火箭在偏航方向的侧滑角过载信息。
因此，本实施例的步骤S103中，引入导航计算的第一过载信息，包括运载火箭在俯仰方向的攻角过载信息和/或运载火箭在偏航方向的侧滑角过载信息，作为姿态控制系统的输入，去修正第一伺服控制信号，输出第二伺服控制信号，能够在一定程度上减小风攻角和/或侧滑角，从而实现运载火箭的减载控制。
具体的，当姿态控制系统执行该控制方法，以实现运载火箭的俯仰控制时，第一过载信息包括运载火箭在俯仰方向上的攻角过载信息；当姿态控制系统执行该控制方法，以实现运载火箭的偏航控制时，第一过载信息包括运载火箭在偏航方向的侧滑角过载信息；当姿态控制系统执行该控制方法，以实现运载火箭的俯仰控制及偏航控制时，第一过载信息包括运载火箭在俯仰方向的攻角过载信息以及运载火箭在偏航方向的侧滑角过载信息。
本申请实施例的姿态控制系统在执行控制方法的步骤S104的过程中，当实现运载火箭的俯仰控制时，利用攻角过载信息修正对应的第一伺服控制信号，从而产生用于调整运载火箭在俯仰方向的姿态角的伺服机构的第二伺服控制信号；
当实现运载火箭的偏航控制时，利用侧滑角过载信息修正对应的第一伺服控制信号，从而产生用于调整运载火箭在偏航方向的姿态角的伺服机构的第二伺服控制信号；
当实现运载火箭的俯仰控制及偏航控制时，利用攻角过载信息以及侧滑角过载信息修正对应的第一伺服控制信号，获得用于调整运载火箭在偏航方向的姿态角的伺服机构以及俯仰方向的姿态角的伺服机构的第二伺服控制信号。
作为一种可选的实施例，在步骤S104之前，还包括：
利用惯性环节对第一过载信息进行平滑滤波处理，获得第二过载信息。
此时，步骤S104包括：
利用第二过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号。
在具体实施过程中，惯性环节为
Figure BDA0002802643730000081
其中，tg为时间常数，取值为1-2之间的任意值。本实施例中，利用惯性环节对第一过载信息进行平滑滤波处理，可以减小惯性器件测量噪声对姿态控制系统的闭环回路的影响。
进一步地，为进一步降低噪声影响，可以在惯性环节的基础上，增加陷波滤波器，对第一过载信息的弹性噪声进行滤波。
作为一种可选的实施例，在利用第二过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号之前，所述控制方法还包括：
利用分段积分器对第二过载信息进行分段处理，获得第三过载信息，分段积分器为：
Figure BDA0002802643730000091
其中，ny2(k)为第二过载信息，
Figure BDA0002802643730000092
为第二过载信息的导数值，ny3(k)为第三过载信息，τ为时间常数，一般选取姿态控制系统的回路带宽的3～5倍，也可依据数学仿真进行数值优化，ny3(k-1)为上一阶段所获得的第三过载信息；
需要说明的是，上述分段积分器中，k代表当前扫描周期，k-1代表上一扫描周期；
Figure BDA0002802643730000093
代表载荷处于增大趋势的情况下，此时，对第二过载信息执行的处理为利用积分环节
Figure BDA0002802643730000094
进行积分处理，加速载荷的消除；
Figure BDA0002802643730000095
代表载荷处于减小趋势的情况下，此时，对第二过载信息执行的处理为维持处理，即利用上一次获得的第三过载信息(姿态控制系统在上一扫描周期所获得的第三过载信息)作为当前扫描周期的第三过载信息，保持指令不作调整，以防止第三过载信息反弹过大，使得运载火箭过度修偏，影响运载火箭完成发射任务。ny2(k)＝0代表载荷为零的情况，即当前阶段已经消除了风攻角和/或侧滑角，此时，对第二过载信息执行的处理为置零处理，能够款速消除积分环节带来的滞后效应，适应高空切变风的突变特性。
此时，利用第二过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号，包括：
利用第三过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号。
作为一种可选的实施例，在利用第三过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号之前，所述控制方法还包括：
利用死区环节对第三过载信息进行处理，获得第四过载信息；
此时，利用第三过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号，包括：
利用第四过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号。
由于惯性器件的测量信息包含弹性和晃动干扰信号，第三过载信息中会包含部分低频振荡信号，低频振荡信号会使第四过载信息在没有高空切变风或者高空切变风的风速较小情况下，在零附近振荡，从而使第二伺服控制信号出现小幅振荡，运载火箭姿态飞行出现小幅震荡，降低飞行姿态控制性能。因此，为降低低频振荡信号对姿态控制系统的闭环回路的影响，本实施例中，通过死去环节，使在没有高空切变风或者高空切变风的风速较小情况下不进行修正，仅在高空切变风的飞速较大情况下才修正高空切变风的影响。
作为一种可选的实施例，死区环节包括：
Figure BDA0002802643730000101
其中，ny3(k)为第三过载信息，ny4(k)为第四过载信息，kn1为第一预设阈值。
需要说明的是，第一预设阈值通常设置为姿态控制系统的校正网络增益的0.1-0.3倍，具体值可结合飞行工况，通过数学仿真优化确认。
上述死区环节中，|ny3(k)|＞kn1代表高空切变风的飞速较大，此时，不对第三过载信息进行处理，即第四过载信息等于第三过载信息；|ny3(k)|≤kn1代表高空切变风的飞速较小，此时，对第三过载信息进行置零处理，即第四过载信息等于零。
作为一种可选的实施例，在利用第四过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号之前，所述控制方法还包括：
利用饱和环节对第四过载信息进行处理，获得第五过载信息；
此时，利用第四过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号，包括：
利用第五过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号。
为避免第三过载信息过大，致使姿态控制系统的闭环回路过度纠偏，影响运载火箭飞行弹道，本实施例中，利用饱和环节对第三过载信息进行限幅。
作为一种可选的实施例，饱和环节包括：
Figure BDA0002802643730000111
其中，ny5(k)为第五过载信息，ny4(k)为第四过载信息，kn2为第二预设阈值。
上述饱和环节中，当|ny4(k)|≤kn2时，表明第四过载信息较小，不对第四过载信息进行处理；|ny4(k)|＞kn2代表第四过载信息过大，此时，利用kn2sign(ny4(k))对第四过载信息进行限幅。第二预设阈值kn2不超过伺服机构的最大摆角的30％，具体值可结合飞行工况，通过数学仿真优化确认。
需要说明的是，以上各实施例的技术方案不局限于通过控制伺服机构实现飞行姿态控制的方案，也可适用于栅格舵、平面舵等控制机构实现飞行姿态控制的技术方案。
下面结合具体示例进行说明，如图2所示，该图展示了一种可行的姿态控制系统的闭环回路示意图，在该实例中，利用实际姿态角和目标姿态角的偏差Δφ，作为姿态控制系统校正网络的输入，获得第一伺服控制信号ny0(k)；同时，利用惯性器件配合导航计算，获取运载火箭的第一过载信息ny1(k)；然后第一过载信息经过惯性环节
Figure BDA0002802643730000112
和陷波滤波器处理，获得第二过载信息ny2(k)，第二过载信息ny2(k)经过积分环节处理，获得第三过载信息ny3(k)；第三过载信息ny3(k)经过死区环节处理，获得第四过载信息ny4(k)；第四过载信息ny4(k)经过饱和环节处理，获得第五过载信息ny5(k)，将第五过载信息ny5(k)叠加到第一伺服控制信号ny0(k)上，获得最终用于控制伺服机构动作的第二伺服控制信号nc。
上述本申请实施例中的技术方案，至少具有如下的技术效果或优点：
本申请提供的运载火箭的控制方法中，基于实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号，此时并不直接输出第一伺服控制信号，以控制运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制运载火箭的姿态角，而是获取运载火箭的第一过载信息，利用第一过载信息去修正第一伺服控制信号，以获得第二伺服控制信号，最终输出第二伺服控制信号去控制伺服机构动作，以闭环控制运载火箭的姿态角，由于第一过载信息与运载火箭受到的载荷关联，将该第一过载信息引入用于闭环控制的姿态控制系统中，输出的第二伺服控制信号去控制伺服机构动作，得到的姿态角自然能够使得运载火箭受到的载荷降低。本申请解决了现有技术中还不存在一种减小运载火箭飞行过程中所承受的载荷的方案的技术问题。
实施例二
基于同一发明构思，如图3所示，本实施例提供了一种运载火箭的控制装置，应用于姿态控制系统中，所述控制装置包括：
第一获取模块201，用于获取运载火箭的实际姿态角；
获得模块202，基于实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号；
第二获取模块203，用于获取运载火箭的第一过载信息，第一过载信息与运载火箭受到的载荷关联；
修正模块204，用于利用第一过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号；
输出模块205，用于输出第二伺服控制信号，第二伺服控制信号用于控制运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制运载火箭的姿态角。
作为一种可选的实施例，第一过载信息包括：
运载火箭在俯仰方向的攻角过载信息，和/或运载火箭在偏航方向的侧滑角过载信息。
作为一种可选的实施例，所述控制装置还包括：
惯性模块，用于在利用第一过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号之前，利用惯性环节对第一过载信息进行平滑滤波处理，获得第二过载信息；
此时，修正模块204具体用于：
利用第二过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号。
作为一种可选的实施例，所述控制装置还包括：
积分模块，用于在利用第二过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号之前，利用分段积分器对第二过载信息进行分段处理，获得第三过载信息，分段积分器为：
Figure BDA0002802643730000131
其中，ny2(k)为第二过载信息，
Figure BDA0002802643730000132
为第二过载信息的导数值，ny3(k)为第三过载信息，τ为时间常数，ny3(k-1)为上一阶段所获得的第三过载信息；
此时，修正模块204具体用于：
利用第三过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号。
作为一种可选的实施例，控制装置还包括：
死区模块，用于在利用第三过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号之前，利用死区环节对第三过载信息进行处理，获得第四过载信息；
此时，修正模块204具体用于：
利用第四过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号。
作为一种可选的实施例，死区环节包括：
Figure BDA0002802643730000133
其中，ny3(k)为第三过载信息，ny4(k)为第四过载信息，kn1为第一预设阈值。
作为一种可选的实施例，所述控制装置还包括：
饱和模块，用于在利用第四过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号之前，利用饱和环节对第四过载信息进行处理，获得第五过载信息；
此时，修正模块204具体用于：
利用第五过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号。
作为一种可选的实施例，饱和环节包括：
Figure BDA0002802643730000141
其中，ny5(k)为第五过载信息，ny4(k)为第四过载信息，kn2为第二预设阈值。
上述本申请实施例中的技术方案，至少具有如下的技术效果或优点：
本申请提供的运载火箭的控制方法中，基于实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号，此时并不直接输出第一伺服控制信号，以控制运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制运载火箭的姿态角，而是获取运载火箭的第一过载信息，利用第一过载信息去修正第一伺服控制信号，以获得第二伺服控制信号，最终输出第二伺服控制信号去控制伺服机构动作，以闭环控制运载火箭的姿态角，由于第一过载信息与运载火箭受到的载荷关联，将该第一过载信息引入用于闭环控制的姿态控制系统中，输出的第二伺服控制信号去控制伺服机构动作，得到的姿态角自然能够使得运载火箭受到的载荷降低。本申请解决了现有技术中还不存在一种减小运载火箭飞行过程中所承受的载荷的方案的技术问题。
实施例三
基于同一发明构思，如图4所示，本实施例提供了一种计算机可读存储介质300，其上存储有计算机程序311，该计算机程序311被处理器执行时实现以下步骤：
获取运载火箭的实际姿态角；基于实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号；获取运载火箭的第一过载信息，第一过载信息与运载火箭受到的载荷关联；利用第一过载信息修正第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号；输出第二伺服控制信号，第二伺服控制信号用于控制运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制运载火箭的姿态角。
在具体实施过程中，该计算机程序311被处理器执行时，可以实现实施例一中的任一方法步骤。
尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种运载火箭的控制方法，其特征在于，应用于姿态控制系统中，所述控制方法包括：
获取所述运载火箭的实际姿态角；
基于所述实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号；
获取所述运载火箭的第一过载信息，所述第一过载信息与所述运载火箭受到的载荷关联；
利用所述第一过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号；
输出所述第二伺服控制信号，所述第二伺服控制信号用于控制所述运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制所述运载火箭的姿态角。
2.如权利要求1所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，所述第一过载信息包括：
所述运载火箭在俯仰方向的攻角过载信息，和/或所述运载火箭在偏航方向的侧滑角过载信息。
3.如权利要求1所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，在所述利用所述第一过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号之前，还包括：
利用惯性环节对所述第一过载信息进行平滑滤波处理，获得第二过载信息；
所述利用所述第一过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号，包括：
利用所述第二过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号。
4.如权利要求1所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，在所述利用所述第二过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号之前，还包括：
利用分段积分器对所述第二过载信息进行分段处理，获得第三过载信息，所述分段积分器为：
Figure FDA0002802643720000021
其中，ny2(k)为所述第二过载信息，
Figure FDA0002802643720000022
为所述第二过载信息的导数值，ny3(k)为所述第三过载信息，τ为时间常数，ny3(k-1)为上一阶段所获得的所述第三过载信息；
所述利用所述第二过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号，包括：
利用所述第三过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号。
5.如权利要求3所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，在所述利用所述第三过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号之前，还包括：
利用死区环节对所述第三过载信息进行处理，获得第四过载信息；
所述利用所述第三过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号，包括：
利用所述第四过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号。
6.如权利要求5所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，所述死区环节包括：
Figure FDA0002802643720000023
其中，ny3(k)为所述第三过载信息，ny4(k)为所述第四过载信息，kn1为第一预设阈值。
7.如权利要求5所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，在所述利用所述第四过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号之前，还包括：
利用饱和环节对所述第四过载信息进行处理，获得第五过载信息；
所述利用所述第四过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号，包括：
利用所述第五过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得所述第二伺服控制信号。
8.如权利要求7所述的运载火箭的控制方法，其特征在于，所述饱和环节包括：
Figure FDA0002802643720000031
其中，ny5(k)为所述第五过载信息，ny4(k)为所述第四过载信息，kn2为第二预设阈值。
9.一种运载火箭的控制装置，其特征在于，应用于姿态控制系统中，所述控制装置包括：
第一获取模块，用于获取所述运载火箭的实际姿态角；
获得模块，基于所述实际姿态角和目标姿态角的偏差，获得第一伺服控制信号；
第二获取模块，用于获取所述运载火箭的第一过载信息，所述第一过载信息与所述运载火箭受到的载荷关联；
修正模块，用于利用所述第一过载信息修正所述第一伺服控制信号，获得第二伺服控制信号；
输出模块，用于输出所述第二伺服控制信号，所述第二伺服控制信号用于控制所述运载火箭的伺服机构动作，以闭环控制所述运载火箭的姿态角。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现如权利要求1-8任一权项所述的方法。
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