CN112902768A - 运载火箭滚转的控制方法、装置、运载火箭及存储介质 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种运载火箭滚转的控制方法、装置、运载火箭及存储介质，涉及运载火箭技术领域。该运载火箭滚转的控制方法，包括：确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差；根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；待增角度为运载火箭沿滚转方向旋转滚转角偏差需增加的滚转角度；比较各待增角度的大小，将各待增角度中最小的待增角度对应的待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差；根据确定的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转。本申请实施例可以根据待增角度对应选择滚转角偏差，避免了更多的发动机工质消耗，提高了运载火箭的运载能力。

Description

运载火箭滚转的控制方法、装置、运载火箭及存储介质

技术领域

本申请实施例涉及运载火箭技术领域，尤其涉及一种运载火箭滚转的控制方法、装置、运载火箭及存储介质。

背景技术

目前，运载火箭的滚转是根据制导系统发出的姿态角指令而解算出姿态角偏差，然后根据其偏差角度的方向直接进行滚转角度的调整，没有进行滚转控制方向的选择。

由于箭体在开启滚转通道的控制时，箭体存在角速度，若未进行滚转方向的判定，选择开启的姿控发动机所产生的角速度方向往往不一定是最优选择，这样容易使得运载火箭根据滚转角偏差进行滚转时，发动机工质的消耗增大，进而降低了运载火箭的运载能力。

发明内容

本申请实施例的目的旨在提供一种运载火箭滚转的控制方法、装置、运载火箭及存储介质，用以解决现有的存在的发动机工质的消耗增大以及降低了运载火箭的运载能力的技术问题。

第一方面，本申请实施例提供一种运载火箭滚转的控制方法，包括：

确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差；待确定滚转角偏差为运载火箭的当前滚转角度到目标滚转角度的差值，滚转方向包括顺时针方向和逆时针方向；

根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；待增角度为运载火箭沿滚转方向旋转滚转角偏差需增加的滚转角度；

比较各待增角度的大小，将各待增角度中最小的待增角度对应的待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差；

根据确定的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转。

在一个可能的实现方式中，确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，包括：

确定当前飞控周期内运载火箭的第一待确定滚转角偏差；

根据第一待确定滚转角偏差，确定与第一待确定滚转角偏差的滚转方向为逆的第二待确定滚转角偏差。

在一个可能的实现方式中，根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度，包括：

根据第一待确定滚转角偏差，确定第一待增角度；

根据第二待确定滚转角偏差，确定第二待增角度；

以及，比较各待增角度的大小，将各待增角度中最小的待增角度对应的待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差，包括：

比较第一待增角度和第二待增角度的大小；

若第一待增角度小于第二待增角度，则将第一待确定滚转角偏差作为确定的滚转角偏差；

若第一待增角度不小于第二待增角度，则将第二待确定滚转角偏差作为确定的滚转角偏差。

在一个可能的实现方式中，根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度，包括：

若当前飞控周期为第一个飞控周期，则根据待确定滚转角偏差、第一个飞控周期开始时的运载火箭的滚转角速度和滚转通道调整用时，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；滚转通道调整用时包括至少两个飞控周期，第一个飞控周期为滚转角偏差起控时刻后的第一个周期；

若当前飞控周期为第i个飞控周期，则根据第i-1个飞控周期的待确定滚转角偏差和第i个飞控周期确定的滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；i≥2，且i为正整数。

在一个可能的实现方式中，确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差之前，还包括：

在滚转角偏差起控时刻之前，将运载火箭滚转的滚转角偏差设置为零。

在一个可能的实现方式中，根据确定的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转，包括：

判断确定的滚转角偏差是否超过预定范围；

若确定的滚转角偏差超过预定范围，则当确定的滚转角偏差大于预定范围的上限值时，将预定范围的上限值作为调整后的滚转角偏差，当确定的滚转角偏差小于预定范围的下限值时，将预定范围的下限值作为调整后的滚转角偏差；

根据调整后的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转。

在一个可能的实现方式中，根据确定的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转，包括：

根据确定的滚转角偏差的正负号，确定运载火箭的滚转方向；滚转角偏差包括正负号和数值，正负号分别对应表示顺时针方向、逆时针方向；

根据确定的滚转角偏差的数值，确定运载火箭的滚转角度。

第二方面，本申请实施例提供一种运载火箭滚转的控制装置，包括：

第一确定模块，用于确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差；待确定滚转角偏差为运载火箭的当前滚转角度到目标滚转角度的差值，滚转方向包括顺时针方向和逆时针方向；

第二确定模块，用于根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；待增角度为运载火箭沿滚转方向旋转滚转角偏差需增加的滚转角度；

第三确定模块，用于比较各待增角度的大小，将各待增角度中最小的待增角度对应的待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差；

控制模块，用于根据确定的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转。

第三方面，本申请实施例提供一种运载火箭，包括：

处理器；

存储器，与处理器通信连接；

至少一个程序，被存储在存储器中并被配置为由处理器执行，至少一个程序被配置用于：实现如第一方面的运载火箭滚转的控制方法。

第四方面，本申请实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被运载火箭执行时实现如第一方面的运载火箭滚转的控制方法。

相比现有技术，本申请实施例的技术方案至少具有以下有益技术效果：

本申请实施例的运载火箭滚转的控制方法，可以根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度，比较各待增角度的大小，将各待增角度中最小的待增角度对应的待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差。也就是，本申请实施例可以根据待增角度对应选择确定的滚转角偏差，确定了滚转角偏差也就确定了运载火箭的滚转方向，不同的待增角度对应不同的工质消耗不同，根据各待增角度的大小选择工质消耗最少的待增角度所对应的滚转角偏差进行滚转，从而能够避免更多的发动机工质消耗，有利于提高火箭的运载能力。

本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。

附图说明

本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为本申请实施例提供的一种运载火箭滚转的控制方法的流程图；

图2为本申请实施例提供的一种根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度的流程图；

图3为本申请实施例提供的一种运载火箭滚转的控制装置的框架图；

图4为本申请实施例提供的一种运载火箭的结构示意图。

具体实施方式

下面详细描述本申请的实施例，实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。

本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)，具有与本申请所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语，应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样被特定定义，否则不会用理想化或过于正式的含义来解释。

本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的全部或任一单元和全部组合。

首先，对本申请涉及的几个名词进行介绍和解释：

发射惯性坐标系：在发射瞬时，发射惯性坐标系与发射坐标系完全重合，发射后在惯性空间定位定向。发射坐标系的原点为发射点在CGCS2000参考椭球体表面投影点；y轴与参考椭球体当地法线方向一致且指向上方；x轴在过原点的参考椭球体切平面内指向发射方向；z轴与其他轴正交构成右手直角坐标系。

数学平台坐标系：不考虑测量误差和计算方法误差时，数学平台坐标系与发射惯性坐标系重合。

弹体坐标系：坐标系原点为箭体质心；x轴与箭体纵向对称轴一致且指向头部尖端；y轴在箭体纵向对称面内且垂直于x轴指向上；z轴与其他轴正交构成右手直角坐标系。

指令箭体坐标系：坐标系原点为箭体质心；x轴沿期望的指令箭体纵轴，指向指令箭体的前方；y轴垂直于x轴。

在指令箭体的纵向对称面内，指向期望的指令箭体第III象限线；z轴与其他轴正交构成右手直角坐标系。

滚转角偏差起控时刻：运载火箭飞行程序进入对滚转通道控制的起始时刻。

本申请的发明人进行研究发现，姿态控制系统是运载火箭飞行控制系统中的一个重要组成部分，其功能是控制运载火箭飞行时绕其质心的角运动，通常可分解为俯仰、偏航和滚转三个通道。姿态控制系统的任务是克服各种干扰的影响，保证运载火箭按预定的姿态稳定飞行。通过敏感装置测出运载火箭绕其质心转动的角度和角速率，经中间装置处理后由制导系统解算出姿态角控制指令，然后控制系统根据制导指令调节发动机推力方向，实现运载火箭飞行姿态的控制，使其实际的飞行姿态角与程序飞行所需的程序姿态角之间的误差接近于零，从而保持运载火箭沿着预定的轨道飞行。其中，不同方向的推力可由主发动机的推力矢量控制和环布于箭体四周沿切向的姿控发动机实现。通常情况下，运载火箭滚转通道的姿态角控制可由姿控发动机实现。

滚转通道的滚转角偏差控制可通过开启不同位置的姿控发动机来驱使箭体沿顺时针或逆时针方向调整到指令角度。现有的算法是根据制导系统发出的姿态角指令而解算出姿态角偏差，然后根据其偏差角度的方向直接进行滚转角度的调整，而没有进行滚转控制方向的选择。由于箭体在开启滚转通道的控制时，箭体存在角速度，若未进行转向的判定，选择开启的姿控发动机所产生的角速度方向也许并非最优选择，所造成的后果是更多的发动机工质消耗，进而降低了运载火箭的运载能力。

本申请的发明人进一步研究发现，从运载火箭底部平面沿运载火箭纵轴向运载火箭头部顶点看，以运载火箭底部圆心为原点，可将运载火箭划分为四个象限。圆的下部为一象限，然后沿顺时针方向，左、上、右部依次为二三四象限。箭体上与地面基站和在轨卫星的通讯天线安装在固定的象限位置，如与地面基站通讯的天线安装在一象限位置。为了与地面基站保持通讯，运载火箭需维持一象限朝向地面的姿态，也就是滚转姿态角需尽可能保持在零度，所以滚转角偏差需尽可能保持在较小值以保证天线能成功接收到通讯信号。除此之外，运载火箭弹体的滚转运动在级间分离时刻有可能造成前后级间的结构干扰，加大级间分离时的不稳定风险。由此可见，高效的滚转角偏差控制在运载火箭的飞行中十分重要。

本申请的发明人考虑目标利用运载火箭原本的角速度，从稳定箭体滚转通道姿态与减小姿控发动机工质消耗的目的出发，提出在滚转通道起控时刻对沿不同滚转方向旋转的待增角度进行计算并比较大小，从而确定滚转控制最优方向的方法来实现控制效率的提升。

本申请提供的运载火箭滚转的控制方法、装置、运载火箭及存储介质，旨在解决现有技术的如上技术问题。

下面以具体地实施例对本申请的技术方案以及本申请的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例中不再赘述。下面将结合附图，对本申请的实施例进行描述。

本申请实施例提供一种运载火箭滚转的控制方法，参见图1所示，该运载火箭滚转的控制方法包括：步骤S101至步骤S104。

S101、确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差；待确定滚转角偏差为运载火箭的当前滚转角度到目标滚转角度的差值，滚转方向包括顺时针方向和逆时针方向。

在一些实施例中，确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差之前，还包括：

在滚转角偏差起控时刻之前，将运载火箭滚转的滚转角偏差设置为零。

在一些实施例中，确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，包括：

确定当前飞控周期内运载火箭的第一待确定滚转角偏差；

根据第一待确定滚转角偏差，确定与第一待确定滚转角偏差的滚转方向为逆的第二待确定滚转角偏差。

可选地，作为一种示例，确定第一待确定滚转角偏差的过程如下：

步骤一：由制导系统给出的姿态角指令计算从数学平台坐标系到指令箭体坐标系的转移矩阵。在没有测量误差和计算方法误差时，数学平台坐标系和发射惯性坐标系重合。计算此转移矩阵的数学表达式(1)如下：

表达式(1)中，γ_C为制导系统给出的滚转角指令，ψ_C为制导系统给出的偏航角指令，

为制导系统给出的俯仰角指令，R_x为沿x轴的坐标旋转阵，R_y为沿y轴的坐标旋转阵，R_z为沿z轴的坐标旋转阵，

为数学平台坐标系到指令箭体坐标系的转移矩阵。

步骤二：计算从弹体坐标系到指令箭体坐标系的转移矩阵。计算此转移矩阵的数学表达式(2)如下：

表达式(2)中，

为弹体坐标系到数学平台坐标系的转移矩阵，

为弹体坐标系到指令箭体坐标系的转移矩阵。

步骤三：由从弹体坐标系到指令箭体坐标系的转移矩阵解算出滚转角偏差。滚转角偏差的数学表达式(3)如下：

Δγ′(K)＝-arctan2(C₂₃，C₃₃) (3)

表达式(3)中，Δγ′(K)为当前飞控周期解算出的滚转角偏差，将Δγ′(K)作为第一待确定滚转角偏差，K代表的是当前的飞控周期，C₂₃和C₃₃都为

转移矩阵中的对应编号位置的元素。

本申请实施例可以在时间到达滚转角偏差起控时刻，并在滚转通道调整用时之内时，对沿不同滚转方向旋转所需的待增角度进行计算与比较，从而确定更优的滚转偏差角。因为圆周运动为360度，当角偏差为10度时，则沿逆时针方向旋转10度可到达指令角度，那么沿顺时针方向旋转350度同样可到达指令角度。由公式(3)计算出的滚转角偏差Δγ′(K)具有数值与正负号，其正负号便对应滚转方向，则沿其逆方向的滚转角偏差为：

Δγ′_dc(K)＝Δγ′(K)-2π*sign(Δγ′(K)) (4)

表达式(4)中，Δγ′_dc(K)为与第一待确定滚转角偏差滚转方向为逆的第二待确定滚转角偏差。

S102、根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；待增角度为运载火箭沿滚转方向旋转滚转角偏差需增加的滚转角度。

在一些实施例中，根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度，包括：

根据第一待确定滚转角偏差，确定第一待增角度；

根据第二待确定滚转角偏差，确定第二待增角度。

可选地，参见图2所示，提供一种步骤S102中，根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度，包括：步骤S201至步骤S203。

S201、判断当前飞控周期是否为第一个飞控周期，若是，则执行步骤S202，若否，则执行步骤S203。

S202、根据待确定滚转角偏差、第一个飞控周期开始时的运载火箭的滚转角速度和滚转通道调整用时，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；滚转通道调整用时包括至少两个飞控周期，第一个飞控周期为滚转角偏差起控时刻后的第一个周期。

可选地，根据第一待确定滚转角偏差、第一个飞控周期开始时的运载火箭的滚转角速度和滚转通道调整用时，确定与第一待增角度。

可选地，根据第二待确定滚转角偏差、第一个飞控周期开始时的运载火箭的滚转角速度和滚转通道调整用时，确定与第二待增角度。

S203、根据第i-1个飞控周期的待确定滚转角偏差和第i个飞控周期确定的滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；i≥2，且i为正整数。

可选地，若时间到达滚转角偏差起控时刻并在此时刻后的第一个飞控周期之内，则分别计算沿不同滚转方向旋转到达指令角度所需要的角度。若沿第一待确定滚转角偏差Δγ′(入)对应的滚转方向旋转，考虑运载火箭当前的滚转角速度后，则实际所需的第一待增角度Δω_C1为Δγ′(K)加上当前滚转角速度乘以滚转通道调整用时之和的绝对值再加上Δγ′(K)的绝对值，其数学表达式(5)如下：

Δω_C1＝|Δγ′(K)+ω_bx(K)T_gztz|+|Δγ′(K)| (5)

表达式(5)中，Δω_C1为沿此方向旋转所要的第一待增角度，ω_bx(K)为当前飞控周期开始时的弹体滚转角速度，T_gztz为滚转通道调整用时。

基于表达式(5)可推，若沿第二待确定滚转角偏差Δγ′_dc(K)对应的滚转方向旋转，则实际所需的第二待增角度为Δγ′_dc(K)加上当前滚转角速度乘以滚转通道调整用时之和的绝对值再加上Δγ′_dc(K)的绝对值，其数学表达式(6)如下：

Δω_C2＝|Δγ′_dc(K)+ω_bx(K)T_gztz|+|Δγ′_dc(K)| (6)

在一些实施例中，步骤S102中，根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度，包括：

若当前飞控周期为第一个飞控周期，则根据待确定滚转角偏差、第一个飞控周期开始时的运载火箭的滚转角速度和滚转通道调整用时，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；滚转通道调整用时包括至少两个飞控周期，第一个飞控周期为滚转角偏差起控时刻后的第一个周期；

若当前飞控周期为第i个飞控周期，则根据第i-1个飞控周期的待确定滚转角偏差和第i个飞控周期确定的滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；i≥2，且i为正整数。

在一个滚转通道调整用时之内，只在第一个飞控周期内计算这一次沿不同转向的待增角度，然后比较这两个待增角度的大小。最后选择的待控制的滚转角偏差便为这两个待增角度中值更小的一个所对应的角偏差。以这样的方式便可利用运载火箭原本的滚转角速度，更高效地修正滚转角偏差，保持运载火箭滚转通道姿态。

在一个滚转通道调整用时之内，从第二个飞控周期开始，若沿第一待确定滚转角偏差Δγ′(K)对应的滚转方向旋转，则第一待增角度为上一飞控周期最终求得的滚转角偏差减去这一飞控周期解算的Δγ′(K)的差的绝对值，其数学表达式(7)如下：

Δω_C1＝|Δγ″(K-1)-Δγ′(K)| (7)

若沿第二待确定滚转角偏差Δγ′_dc(K)对应的滚转方向旋转，则第二待增角度为上一飞控周期最终求得的滚转角偏差减去这一飞控周期解算的Δγ′_dc(K)的差的绝对值，其数学表达式(8)如下：

Δω_C2＝|Δγ″(K-1)-Δγ′_dc(K)| (8)

S103、比较各待增角度的大小，将各待增角度中最小的待增角度对应的待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差。

可选地，比较各待增角度的大小，将各待增角度中最小的待增角度对应的待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差，包括：

比较第一待增角度Δω_C1和第二待增角度Δω_C2的大小；

若第一待增角度Δω_C1小于第二待增角度Δω_C2，则将第一待确定滚转角偏差Δγ′(K)作为确定的滚转角偏差；

若第一待增角度Δω_C1不小于第二待增角度Δω_C2，则将第二待确定滚转角偏差Δγ′_dc(K)作为确定的滚转角偏差。

可选地，当从运载火箭喷管开始工作后的时间超过滚转通道调整用时后，表达式(3)解算出的第一待确定滚转角偏差Δγ′(K)作为确定的滚转角偏差。

S104、根据确定的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转。

本申请实施例可以根据待增角度对应选择确定的滚转角偏差，确定了滚转角偏差也就确定了运载火箭的滚转方向，使得运载火箭进行滚转之前已经考虑到滚转方向的不同带来的工质消耗的问题，并根据待增角度的大小确定工质消耗较少的滚转角偏差，从而避免了更多的发动机工质消耗，提高了运载火箭的运载能力。

在一些实施例中，根据确定的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转，包括：

根据确定的滚转角偏差的正负号，确定运载火箭的滚转方向；滚转角偏差包括正负号和数值，正负号分别对应表示顺时针方向、逆时针方向；

根据确定的滚转角偏差的数值，确定运载火箭的滚转角度。

在一些实施例中，根据确定的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转，包括：

判断确定的滚转角偏差是否超过预定范围；

若确定的滚转角偏差超过预定范围，则当确定的滚转角偏差大于预定范围的上限值时，将预定范围的上限值作为调整后的滚转角偏差，当确定的滚转角偏差小于预定范围的下限值时，将预定范围的下限值作为调整后的滚转角偏差；

根据调整后的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转。

本申请实施例的运载火箭滚转的控制方法考虑了运载火箭原本具有的滚转角速度的影响，利用运载火箭原本的滚转角速度提升了滚转通道控制的效率，减少了发动机工质消耗，进而提升了运载火箭运载能力，并更有效地控制住滚转角偏差，保证运载火箭姿态，提高了箭上天线与卫星和与地面基站的通讯稳定性，整个计算过程步骤简单，计算效率高。

基于同一发明构思，本申请实施例提供一种运载火箭滚转的控制装置，参见图3所示，该运载火箭滚转的控制装置300包括：第一确定模块310、第二确定模块320、第三确定模块330和控制模块340。

第一确定模块310用于确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差；待确定滚转角偏差为运载火箭的当前滚转角度到目标滚转角度的差值，滚转方向包括顺时针方向和逆时针方向。

第二确定模块320用于根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；待增角度为运载火箭沿滚转方向旋转滚转角偏差需增加的滚转角度。

第三确定模块330用于比较各待增角度的大小，将各待增角度中最小的待增角度对应的待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差。

控制模块340用于根据确定的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转。

可选地，第一确定模块310具有用于确定当前飞控周期内运载火箭的第一待确定滚转角偏差；根据第一待确定滚转角偏差，确定与第一待确定滚转角偏差的滚转方向为逆的第二待确定滚转角偏差。

可选地，第二确定模块320具体用于根据第一待确定滚转角偏差，确定第一待增角度；根据第二待确定滚转角偏差，确定第二待增角度。

可选地，第三确定模块330具体用于比较第一待增角度和第二待增角度的大小；若第一待增角度小于第二待增角度，则将第一待确定滚转角偏差作为确定的滚转角偏差；若第一待增角度不小于第二待增角度，则将第二待确定滚转角偏差作为确定的滚转角偏差。

可选地，第二确定模块320具体用于若当前飞控周期为第一个飞控周期，则根据待确定滚转角偏差、第一个飞控周期开始时的运载火箭的滚转角速度和滚转通道调整用时，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；滚转通道调整用时包括至少两个飞控周期，第一个飞控周期为滚转角偏差起控时刻后的第一个周期；若当前飞控周期为第i个飞控周期，则根据第i-1个飞控周期的待确定滚转角偏差和第i个飞控周期确定的滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；i≥2，且i为正整数。

可选地，控制模块340具体用于判断确定的滚转角偏差是否超过预定范围；若确定的滚转角偏差超过预定范围，则当确定的滚转角偏差大于预定范围的上限值时，将预定范围的上限值作为调整后的滚转角偏差，当确定的滚转角偏差小于预定范围的下限值时，将预定范围的下限值作为调整后的滚转角偏差；根据调整后的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转。

基于同一发明构思，本申请实施例提供一种运载火箭，包括：

处理器；

存储器，与处理器通信连接；

至少一个程序，被存储在存储器中并被配置为由处理器执行，至少一个程序被配置用于：实现本申请任一实施例的运载火箭滚转的控制方法。

本申请在一个可选实施例中提供了一种运载火箭，如图4所示，图4所示的运载火箭400包括：处理器401和存储器403。其中，处理器401和存储器403相通信连接，如通过总线402相连。

处理器401可以是CPU(Central Processing Unit，中央处理器)，通用处理器，DSP(Digital Signal Processor，数据信号处理器)，ASIC(Application SpecificIntegrated Circuit，专用集成电路)，FPGA(Field－Programmable Gate Array，现场可编程门阵列)或者其他可编程逻辑器件、晶体管逻辑器件、硬件部件或者其任意组合。其可以实现或执行结合本申请公开内容所描述的各种示例性的逻辑方框，模块和电路。处理器401也可以是实现计算功能的组合，例如包含一个或多个微处理器组合，DSP和微处理器的组合等。

总线402可包括一通路，在上述组件之间传送信息。总线402可以是PCI(Peripheral Component Interconnect，外设部件互连标准)总线或EISA(ExtendedIndustry Standard Architecture，扩展工业标准结构)总线等。总线402可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图4中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

存储器403可以是ROM(Read-Only Memory，只读存储器)或可存储静态信息和指令的其他类型的静态存储设备，RAM(random access memory，随机存取存储器)或者可存储信息和指令的其他类型的动态存储设备，也可以是EEPROM(Electrically ErasableProgrammable Read Only Memory，电可擦可编程只读存储器)、CD-ROM(Compact DiscRead-Only Memory，只读光盘)或其他光盘存储、光碟存储(包括压缩光碟、激光碟、光碟、数字通用光碟、蓝光光碟等)、磁盘存储介质或者其他磁存储设备、或者能够用于携带或存储具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但不限于此。

可选地，运载火箭400还可以包括收发器404。收发器404可用于信号的接收和发送。收发器404可以允许运载火箭400与其他设备进行无线或有线通信以交换数据。需要说明的是，实际应用中收发器404不限于一个。

可选地，运载火箭400还可以包括输入单元405。输入单元405可用于接收输入的数字、字符、图像和/或声音信息，或者产生与运载火箭400的用户设置以及功能控制有关的键信号输入。输入单元405可以包括但不限于触摸屏、物理键盘、功能键(比如音量控制按键、开关按键等)、轨迹球、鼠标、操作杆、拍摄装置、拾音器等中的一种或多种。

可选地，运载火箭400还可以包括输出单元406。输出单元406可用于输出或展示经过处理器401处理的信息。输出单元406可以包括但不限于显示装置、扬声器、振动装置等中的一种或多种。

虽然图4示出了具有各种装置的运载火箭400，但是应理解的是，并不要求实施或具备所有示出的装置。可以替代地实施或具备更多或更少的装置。

可选的，存储器403用于存储执行本申请方案的应用程序代码，并由处理器401来控制执行。处理器401用于执行存储器403中存储的应用程序代码，以实现本申请实施例提供的任一实施例的运载火箭滚转的控制方法。

基于同一发明构思，本申请实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被运载火箭执行时实现本申请任一实施例的运载火箭滚转的控制方法。

该计算机可读存储介质包括但不限于任何类型的盘(包括软盘、硬盘、光盘、CD-ROM、和磁光盘)、ROM、RAM、EPROM(Erasable Programmable Read-Only Memory，可擦写可编程只读存储器)、EEPROM、闪存、磁性卡片或光线卡片。也就是，可读介质包括由设备(例如，计算机)以能够读的形式存储或传输信息的任何介质。

本技术领域技术人员可以理解，本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案可以被交替、更改、组合或删除。进一步地，具有本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的其他步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。进一步地，现有技术中的具有与本申请中公开的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。

术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，而是可以包括电性的连接，不管是直接的还是间接的。

应该理解的是，虽然附图的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，其可以以其他的顺序执行。而且，附图的流程图中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，其执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其他步骤或者其他步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。

以上所述仅是本申请的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本申请的保护范围。

Claims (10)

1.一种运载火箭滚转的控制方法，其特征在于，包括：

确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差；所述待确定滚转角偏差为所述运载火箭的当前滚转角度到目标滚转角度的差值，所述滚转方向包括顺时针方向和逆时针方向；

根据各滚转方向对应的所述待确定滚转角偏差，确定与各所述待确定滚转角偏差对应的待增角度；所述待增角度为所述运载火箭沿滚转方向旋转滚转角偏差需增加的滚转角度；

比较各所述待增角度的大小，将各所述待增角度中最小的所述待增角度对应的所述待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差；

根据确定的所述滚转角偏差，控制所述运载火箭的滚转。

2.根据权利要求1所述的运载火箭滚转的控制方法，其特征在于，确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，包括：

确定当前飞控周期内运载火箭的第一待确定滚转角偏差；

根据所述第一待确定滚转角偏差，确定与所述第一待确定滚转角偏差的滚转方向为逆的第二待确定滚转角偏差。

3.根据权利要求2所述的运载火箭滚转的控制方法，其特征在于，所述根据各滚转方向对应的所述待确定滚转角偏差，确定与各所述待确定滚转角偏差对应的待增角度，包括：

根据所述第一待确定滚转角偏差，确定第一待增角度；

根据所述第二待确定滚转角偏差，确定第二待增角度；

以及，所述比较各所述待增角度的大小，将各所述待增角度中最小的所述待增角度对应的所述待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差，包括：

比较所述第一待增角度和所述第二待增角度的大小；

若所述第一待增角度小于所述第二待增角度，则将所述第一待确定滚转角偏差作为确定的滚转角偏差；

若所述第一待增角度不小于所述第二待增角度，则将所述第二待确定滚转角偏差作为确定的滚转角偏差。

4.根据权利要求1所述的运载火箭滚转的控制方法，其特征在于，所述根据各滚转方向对应的所述待确定滚转角偏差，确定与各所述待确定滚转角偏差对应的待增角度，包括：

若当前飞控周期为第一个飞控周期，则根据所述待确定滚转角偏差、第一个飞控周期开始时的运载火箭的滚转角速度和滚转通道调整用时，确定与各所述待确定滚转角偏差对应的待增角度；所述滚转通道调整用时包括至少两个飞控周期，所述第一个飞控周期为滚转角偏差起控时刻后的第一个周期；

若当前飞控周期为第i个飞控周期，则根据第i-1个飞控周期的待确定滚转角偏差和第i个飞控周期确定的滚转角偏差，确定与各所述待确定滚转角偏差对应的待增角度；i≥2，且i为正整数。

5.根据权利要求1所述的运载火箭滚转的控制方法，其特征在于，所述确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差之前，还包括：

在滚转角偏差起控时刻之前，将运载火箭滚转的滚转角偏差设置为零。

6.根据权利要求1所述的运载火箭滚转的控制方法，其特征在于，所述根据确定的所述滚转角偏差，控制所述运载火箭的滚转，包括：

判断确定的所述滚转角偏差是否超过预定范围；

若确定的所述滚转角偏差超过预定范围，则当确定的所述滚转角偏差大于预定范围的上限值时，将所述预定范围的上限值作为调整后的滚转角偏差，当确定的所述滚转角偏差小于预定范围的下限值时，将所述预定范围的下限值作为调整后的滚转角偏差；

根据调整后的滚转角偏差，控制所述运载火箭的滚转。

7.根据权利要求1所述的运载火箭滚转的控制方法，其特征在于，所述根据确定的所述滚转角偏差，控制所述运载火箭的滚转，包括：

根据确定的所述滚转角偏差的正负号，确定所述运载火箭的滚转方向；所述滚转角偏差包括正负号和数值，正负号分别对应表示顺时针方向、逆时针方向；

根据确定的所述滚转角偏差的数值，确定所述运载火箭的滚转角度。

8.一种运载火箭滚转的控制装置，其特征在于，包括：

第一确定模块，用于确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差；所述待确定滚转角偏差为所述运载火箭的当前滚转角度到目标滚转角度的差值，所述滚转方向包括顺时针方向和逆时针方向；

第二确定模块，用于根据各滚转方向对应的所述待确定滚转角偏差，确定与各所述待确定滚转角偏差对应的待增角度；所述待增角度为所述运载火箭沿滚转方向旋转所述滚转角偏差需增加的滚转角度；

第三确定模块，用于比较各所述待增角度的大小，将各所述待增角度中最小的所述待增角度对应的所述待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差；

控制模块，用于根据确定的所述滚转角偏差，控制所述运载火箭的滚转。

9.一种运载火箭，其特征在于，包括：

处理器；

存储器，与所述处理器通信连接；

至少一个程序，被存储在所述存储器中并被配置为由所述处理器执行，所述至少一个程序被配置用于：实现如权利要求1-7中任一项所述的运载火箭滚转的控制方法。

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，该计算机程序被运载火箭执行时实现如权利要求1-7中任一项所述的运载火箭滚转的控制方法。

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