CN114326763A - 运载火箭射前姿态控制方法、装置、电子设备及存储介质 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种运载火箭射前姿态控制方法，应用于火箭射前姿态控制装置，火箭射前姿态控制装置包括反作用控制系统和栅格舵；火箭射前姿态控制方法包括：获取运载火箭的姿态信息；根据姿态信息计算运载火箭所需的控制力；根据控制力控制反作用控制系统和栅格舵以调整运载火箭射前姿态。该方法通过利用栅格舵和反作用控制系统的复合控制方案，根据姿态信息计算运载火箭所需的控制力；并根据控制力控制反作用控制系统和栅格舵以调整运载火箭射前姿态。对运载火箭射前姿态进行闭环控制，具有控制力矩强、尺寸小、控制精度高等特点，能够满足内装式空中发射运载火箭的射前姿态控制需求。

Description

运载火箭射前姿态控制方法、装置、电子设备及存储介质

技术领域

本申请属于运载火箭技术领域，具体涉及一种运载火箭射前姿态控制方法、装置、电子设备及存储介质。

背景技术

现有技术针对内装式空中发射运载火箭箭机分离的特点，当前射前姿态控制主要是采用稳定伞、飞行翼、反作用控制等单一控制方法或者利用稳定伞技术成熟的特点，采用“稳定伞+”的组合方法。

稳定伞+控制方法具有技术成熟、可靠性高、设计简单等优点，但是其为开环控制，受气流影响大，因此控制精度不高。

发明内容

本申请的目的是提供一种运载火箭射前姿态控制方法、装置、电子设备及存储介质以解决现有运载火箭射前姿态控制精度不高的问题。

根据本申请实施例的第一方面，提供了一种运载火箭射前姿态控制方法，该方法应用于火箭射前姿态控制装置，火箭射前姿态控制装置包括反作用控制系统和栅格舵；火箭射前姿态控制方法可以包括：

获取运载火箭的姿态信息；

根据姿态信息计算运载火箭所需的控制力；

根据控制力控制反作用控制系统和栅格舵以调整运载火箭射前姿态。

在本申请的一些可选实施例中，获取运载火箭的姿态信息，包括：

获取运载火箭的俯仰通道信息；

获取运载火箭的偏航通道信息；

获取运载火箭的滚转通道信息。

在本申请的一些可选实施例中，根据控制力控制反作用控制系统和栅格舵以调整运载火箭射前姿态，包括：

当需要调整俯仰通道时，控制反作用控制系统和栅格舵以调整运载火箭的俯仰角；

当需要调整偏航通道时，控制反作用控制系统调整运载火箭的偏航角；

当需要调整滚转通道时，控制反作用控制系统调整运载火箭的滚转角。

根据本申请实施例的第二方面，提供一种运载火箭射前姿态控制装置，该装置可以包括：

获取模块，用于获取运载火箭的姿态信息；

控制力计算模块，用于根据姿态信息计算运载火箭所需的控制力；

控制调整模块，用于根据控制力控制反作用控制系统和栅格舵以调整运载火箭射前姿态。

根据本申请实施例的第三方面，提供一种电子设备，该电子设备可以包括：

处理器；

用于存储处理器可执行指令的存储器；

其中，处理器被配置为执行指令，以实现如第一方面的任一项实施例中所示的运载火箭射前姿态控制方法。

根据本申请实施例的第四方面，提供一种存储介质，当存储介质中的指令由信息处理装置或者服务器的处理器执行时，以使信息处理装置或者服务器实现以实现如第一方面的任一项实施例中所示的运载火箭射前姿态控制方法。

根据本申请实施例的第五方面，提供一种运载火箭射前控制装置，该装置可以包括：

反作用控制系统，设置于靠近运载火箭的箭头处，反作用控制系统用于对运载火箭的俯仰、偏航及滚转进行控制；

栅格舵，设置于靠近运载火箭的箭尾处，栅格舵用于对运载火箭的俯仰进行协同控制。

在本申请的一些可选实施例中，反作用控制系统包括：

侧喷环，套设在靠近运载火箭的箭头处，侧喷环上设置有四组第一喷管组，四组第一喷管组相对于侧喷环的轴心呈对称布置。

在本申请的一些可选实施例中，第一喷管组包括多个第一喷管，多个第一喷管沿侧喷环的轴向依次设置；

侧喷环上还设置有四组第二喷管组，四组第二喷管组中的两组第二喷管组设置在目标第一喷管组两侧，四组第二喷管组中的另外两组第二喷管组设置在与目标第一喷管组两侧相对称的第一喷管组两侧；

第二喷管组包括多个第二喷管，多个第二喷管沿侧喷环的轴向依次设置。

在本申请的一些可选实施例中，栅格舵包括：舵面和栅格舵控制机构；

舵面与栅格舵控制机构连接；

栅格舵控制机构固定于运载火箭的箭尾处，且栅格舵控制机构用于控制舵面俯仰角度；

舵面为四个，四个舵面围绕运载火箭的箭尾呈对称设置；

栅格舵控制机构通过联动机构控制四个舵面平行摆动。

本申请的上述技术方案具有如下有益的技术效果：

本申请实施例方法通过利用栅格舵和反作用控制系统的复合控制方案，根据姿态信息计算运载火箭所需的控制力；并根据控制力控制反作用控制系统和栅格舵以调整运载火箭射前姿态。对运载火箭射前姿态进行闭环控制，具有控制力矩强、尺寸小、控制精度高等特点，能够满足内装式空中发射运载火箭的射前姿态控制需求。

附图说明

图1是本申请一示例性实施例中运载火箭射前姿态控制方法流程示意图；

图2是本申请一示例性实施例中运载火箭射前姿态控制装置结构示意图；

图3是本申请一示例性实施例中电子设备的结构示意图；

图4是本申请一示例性实施例中电子设备的硬件结构示意图；

图5是本申请一示例性实施例中运载火箭射前控制装置结构示意图；

图6是本申请一示例性实施例中反作用控制系统结构示意图；

图7是本申请一示例性实施例中栅格舵结构示意图；

图8是本申请一示例性实施例中栅格舵应用控制示意图。

附图标记：1、反作用控制系统；2、栅格舵；11-112、第一喷管；113-116、第二喷管；113'-116'、第二喷管；21-24、舵面。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面结合具体实施方式并参照附图，对本申请进一步详细说明。应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本申请的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本申请的概念。

在附图中示出了根据本申请实施例的层结构示意图。这些图并非是按比例绘制的，其中为了清楚的目的，放大了某些细节，并且可能省略了某些细节。图中所示出的各种区域、层的形状以及它们之间的相对大小、位置关系仅是示例性的，实际中可能由于制造公差或技术限制而有所偏差，并且本领域技术人员根据实际所需可以另外设计具有不同形状、大小、相对位置的区域/层。

显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，下面所描述的本申请不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

现有技术针对内装式空中发射运载火箭箭机分离的特点，对于射前姿态控制主要是采用稳定伞、飞行翼、反作用控制等单一控制方法或者利用稳定伞技术成熟的特点，采用“稳定伞+”的组合方法。稳定伞控制方法具有技术成熟、可靠性高、设计简单等优点，但是，发明人发现这种方式为开环控制，受气流影响大，因此控制精度不高。为此，本申请提供运载火箭射前姿态控制方法以提高运载火箭射前姿态的控制精度。

下面结合附图，通过具体的实施例及其应用场景对本申请实施例提供的运载火箭射前姿态控制方法进行详细地说明。

如图1所示，在本申请实施例的第一方面，提供了一种运载火箭射前姿态控制方法，其特征在于，应用于火箭射前姿态控制装置，火箭射前姿态控制装置包括反作用控制系统和栅格舵；火箭射前姿态控制方法包括：

S110：获取运载火箭的姿态信息；

S120：根据姿态信息计算运载火箭所需的控制力；

S130：根据控制力控制反作用控制系统和栅格舵以调整运载火箭射前姿态。

上述实施例方法通过利用栅格舵和反作用控制系统的复合控制方案，根据姿态信息计算运载火箭所需的控制力；并根据控制力控制反作用控制系统和栅格舵以调整运载火箭射前姿态。对运载火箭射前姿态进行闭环控制，具有控制力矩强、尺寸小、控制精度高等特点，能够满足内装式空中发射运载火箭的射前姿态控制需求。

在一实施例中，获取运载火箭的姿态信息，包括：

获取运载火箭的俯仰通道信息；

获取运载火箭的偏航通道信息；

获取运载火箭的滚转通道信息。

在一实施例中，根据控制力控制反作用控制系统和栅格舵以调整运载火箭射前姿态，包括：

当需要调整俯仰通道时，控制反作用控制系统和栅格舵以调整运载火箭的俯仰角；

当需要调整偏航通道时，控制反作用控制系统调整运载火箭的偏航角；

当需要调整滚转通道时，控制反作用控制系统调整运载火箭的滚转角。

需要说明的是，本申请实施例提供的运载火箭射前姿态控制方法，执行主体可以为运载火箭射前姿态控制装置，或者该运载火箭射前姿态控制装置中的用于执行运载火箭射前姿态控制的方法的控制模块。本申请实施例中以运载火箭射前姿态控制装置执行运载火箭射前姿态控制的方法为例，说明本申请实施例提供的运载火箭射前姿态控制的装置。

根据本申请实施例的第二方面，提供一种运载火箭射前姿态控制装置，该装置可以包括：

获取模块210，用于获取运载火箭的姿态信息；

控制力计算模块220，用于根据所述姿态信息计算所述运载火箭所需的控制力；

控制调整模块230，用于根据所述控制力控制所述反作用控制系统和所述栅格舵以调整所述运载火箭射前姿态。

本申请实施例中的运载火箭射前姿态控制装置可以是装置，也可以是终端中的部件、集成电路、或芯片。该装置可以是移动电子设备，也可以为非移动电子设备。示例性的，移动电子设备可以为手机、平板电脑、笔记本电脑、掌上电脑、车载电子设备、可穿戴设备、超级移动个人计算机(ultra-mobile personal computer，UMPC)、上网本或者个人数字助理(personal digital assistant，PDA)等，非移动电子设备可以为服务器、网络附属存储器(Network Attached Storage，NAS)、个人计算机(personal computer，PC)、电视机(television，TV)、柜员机或者自助机等，本申请实施例不作具体限定。

本申请实施例中的运载火箭射前姿态控制装置可以为具有操作系统的装置。该操作系统可以为安卓(Android)操作系统，可以为ios操作系统，还可以为其他可能的操作系统，本申请实施例不作具体限定。

本申请实施例提供的运载火箭射前姿态控制装置能够实现图1的方法实施例实现的各个过程，为避免重复，这里不再赘述。

可选地，如图3所示，本申请实施例还提供一种电子设备300，包括处理器301，存储器302，存储在存储器302上并可在所述处理器301上运行的程序或指令，该程序或指令被处理器301执行时实现上述运载火箭射前姿态控制方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。

需要说明的是，本申请实施例中的电子设备包括上述所述的移动电子设备和非移动电子设备。

图4为实现本申请实施例的一种电子设备的硬件结构示意图。

该电子设备400包括但不限于：射频单元401、网络模块402、音频输出单元403、输入单元404、传感器405、显示单元406、用户输入单元407、接口单元408、存储器409、以及处理器410等部件。

本领域技术人员可以理解，电子设备400还可以包括给各个部件供电的电源(比如电池)，电源可以通过电源管理系统与处理器410逻辑相连，从而通过电源管理系统实现管理充电、放电、以及功耗管理等功能。图4中示出的电子设备结构并不构成对电子设备的限定，电子设备可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置，在此不再赘述。

应理解的是，本申请实施例中，输入单元404可以包括图形处理器(GraphicsProcessing Unit，GPU)4041和麦克风4042，图形处理器4041对在视频捕获模式或图像捕获模式中由图像捕获装置(如摄像头)获得的静态图片或视频的图像数据进行处理。显示单元406可包括显示面板4061，可以采用液晶显示器、有机发光二极管等形式来配置显示面板4061。用户输入单元407包括触控面板4071以及其他输入设备4072。触控面板4071，也称为触摸屏。触控面板4071可包括触摸检测装置和触摸控制器两个部分。其他输入设备4072可以包括但不限于物理键盘、功能键(比如音量控制按键、开关按键等)、轨迹球、鼠标、操作杆，在此不再赘述。存储器409可用于存储软件程序以及各种数据，包括但不限于应用程序和操作系统。处理器410可集成应用处理器和调制解调处理器，其中，应用处理器主要处理操作系统、用户界面和应用程序等，调制解调处理器主要处理无线通信。可以理解的是，上述调制解调处理器也可以不集成到处理器410中。

本申请实施例还提供一种可读存储介质，所述可读存储介质上存储有程序或指令，该程序或指令被处理器执行时实现上述运载火箭射前姿态控制方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。

其中，所述处理器为上述实施例中所述的电子设备中的处理器。所述可读存储介质，包括计算机可读存储介质，如计算机只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、磁碟或者光盘等。

本申请实施例另提供了一种芯片，所述芯片包括处理器和通信接口，所述通信接口和所述处理器耦合，所述处理器用于运行程序或指令，实现上述运载火箭射前姿态控制方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。

应理解，本申请实施例提到的芯片还可以称为系统级芯片、系统芯片、芯片系统或片上系统芯片等。

需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。此外，需要指出的是，本申请实施方式中的方法和装置的范围不限按示出或讨论的顺序来执行功能，还可包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序来执行功能，例如，可以按不同于所描述的次序来执行所描述的方法，并且还可以添加、省去、或组合各种步骤。另外，参照某些示例所描述的特征可在其他示例中被组合。

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上述实施例方法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，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本申请的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计算机软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如ROM/RAM、磁碟、光盘)中，包括若干指令用以使得一台终端(可以是手机，计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例的方法。

如图5所示，在本申请实施例的第五方面，提供一种运载火箭射前控制装置，该装置可以包括：

反作用控制系统1，设置于靠近运载火箭的箭头处，反作用控制系统1用于对运载火箭的俯仰、偏航及滚转进行控制；

栅格舵2，设置于靠近运载火箭的箭尾处，栅格舵2用于对运载火箭的俯仰进行协同控制。

上述实施例装置通过设置于靠近运载火箭的箭头处的反作用控制系统1及设置于靠近运载火箭的箭尾处的栅格舵2，协同对运载火箭的射前姿态进行控制。该装置通过利用反作用控制系统1和栅格舵2的复合控制以使对运载火箭射前姿态进行闭环控制，具有控制力矩强、尺寸小、控制精度高等特点，能够满足内装式空中发射运载火箭的射前姿态控制需求。

在一实施例中，反作用控制系统1包括：侧喷环，如图6所示，侧喷环套设在靠近运载火箭的箭头处，侧喷环上设置有四组第一喷管组，四组第一喷管组相对于侧喷环的轴心呈对称布置。应用过程中第一喷管11-13朝向运载火箭的正上方，第一喷管14-16朝向运载火箭的正下方，第一喷管17-19朝向运载火箭的正左/右方，第一喷管110-112朝向运载火箭的正右/左方，这样通过侧喷环可以对运载火箭的俯仰和左右偏航进行精准控制。

在一实施例中，第一喷管组包括多个第一喷管(如图6所示，11-112均为第一喷管，具体的，11-112包括：11，12，13，14，15，16，17，18，19，110，111和112)；

多个第一喷管沿侧喷环的轴向依次设置，在一实施例中，第一喷管组包括3个第一喷管，如图6所示，三个第一喷管沿侧喷环的轴向依次布置。

在一实施例中，侧喷环上还设置有四组第二喷管组；

四组第二喷管组中的两组第二喷管组设置在目标第一喷管组两侧，四组第二喷管组中的另外两组第二喷管组设置在与目标第一喷管组两侧相对称的第一喷管组两侧。如图6所示，第二喷管113、第二喷管114与第二喷管115、第二喷管116相对于第一喷管组(11-13)呈中心对称，同样，第二喷管113'、第二喷管114'与第二喷管115'、第二喷管116'相对于第一喷管组(14-16)呈中心对称。这样精准的对称步骤可以使反作用控制系统1对运载火箭的扭矩控制更加精准。

在一实施例中，第二喷管组包括多个第二喷管(如图6所示，113-116和113'-116'均为第二喷管)；

多个第二喷管沿侧喷环的轴向依次设置，也就是相邻的两个第二喷管的中心连线平行于侧喷环的轴线。

在应用控制过程中对于俯仰通道，假设第一喷管11-13用于增大俯仰角，第一喷管14-16用于减小俯仰角，对于需要增大俯仰角的情况：若控制需求超过两个第一喷管控制能力与栅格舵控制能力之和时，则开启本组第一喷管组中剩余的第一喷管，同时栅格舵配合调整；在控制需求超过一个第一喷管控制能力与栅格舵控制能力之和，并小于两个侧喷装置控制能力与栅格舵控制能力之和时，开启第一喷管11和第一喷管13，栅格舵同时配合调整；在控制需求超过栅格舵控制能力，并小于一个第一喷管控制能力与栅格舵控制能力之和时，开启第一喷管12，栅格舵同时配合调整；在控制需求不超过栅格舵控制能力时，只由栅格舵进行舵偏调整。

对于需要减小俯仰角的情况：若控制需求超过两个第一喷管控制能力与栅格舵控制能力之和时，则开启第一喷管14、第一喷管15、第一喷管16，栅格舵同时配合调整；在控制需求超过一个第一喷管控制能力与栅格舵控制能力之和，并小于两个第一喷管控制能力与栅格舵控制能力之和时，开启第一喷管14、第一喷管16，栅格舵同时配合调整；在控制需求超过栅格舵控制能力，并小于一个第一喷管控制能力与栅格舵控制能力之和时，开启第一喷管15，栅格舵同时配合调整；在控制需求不超过栅格舵控制能力时，只由栅格舵进行舵偏调整。

对于偏航通道，假设第一喷管17、第一喷管18、第一喷管19用于增大偏航角，第一喷管110、第一喷管111、第一喷管112用于减小偏航角，对于需要增大偏航角的情况：若控制需求超过两个第一喷管控制能力时，开启第一喷管17、第一喷管18、第一喷管19；在控制需求超过一个第一喷管控制能力，并小于两个第一喷管控制能力时，开启第一喷管17、第一喷管19；在虚拟控制量超过第一喷管启控临界值，并小于一个第一喷管控制能力时，开启第一喷管18；在虚拟控制量不超过第一喷管启控临界值时，第一喷管不工作。

对于需要减小偏航角的情况：若控制需求超过两个第一喷管控制能力时，开启第一喷管110、第一喷管111、第一喷管112；在控制需求超过一个第一喷管控制能力，并小于两个第一喷管控制能力时，开启第一喷管110、第一喷管112；在虚拟控制量超过第一喷管启控临界值，并小于一个第一喷管控制能力时，开启第一喷管111；在虚拟控制量不超过第一喷管启控临界值时，第一喷管不工作。

对于滚转通道，为保证滚转通道的作用力不对俯仰和偏航通道产生影响，需要将第二喷管分对成组进行开启，假设第二喷管113和第二喷管113'为一组,第二喷管114和第二喷管114'为一组,第二喷管115和第二喷管115'为一组，第二喷管116和第二喷管116'为一组，并且第二喷管113和第二喷管113'，第二喷管114和第二喷管114'用于控制箭体进行顺时针转动，第二喷管115和第二喷管115'，第二喷管116和第二喷管116'用于控制箭体进行逆时针转动；

对于需要控制箭体进行顺时针转动的情况，在控制超过两个侧喷装置控制能力时，开启第二喷管113、第二喷管113'，第二喷管114、第二喷管114'；在虚拟控制量超过第二喷管启控临界值，并小于两个第二喷管控制能力时，开启第二喷管113、第二喷管113'；在虚拟控制量不超过第二喷管启控临界值时，第二喷管不工作。

对于需要控制箭体进行逆时针转动的情况，在控制超过两个第二喷管控制能力时，开启第二喷管115、第二喷管115'，第二喷管116、第二喷管116'；在虚拟控制量超过第二喷管启控临界值，并小于两个第二喷管控制能力时，开启第二喷管115、第二喷管115'；在虚拟控制量不超过第二喷管启控临界值时，第二喷管不工作。

第一喷管与第二喷管可以按照形状划分，其可以划分为三组：

(1)第一喷管11，第一喷管12，第一喷管13，是用于控制增加俯仰角的；第一喷管14，第一喷管15，第一喷管16用于减小俯仰角；

(2)第一喷管17，第一喷管18，第一喷管19是用于增大偏航角，第一喷管110，第一喷管111，第一喷管112是用于减小偏航角，上述喷管的大小和俯仰角的喷管可以相同也可以不同，控制偏航角的喷管一般是小于俯仰角的喷管；

(3)假设第二喷管113和第二喷管113'为一组，第二喷管114和第二喷管114'为一组，第二喷管115和第二喷管115'一组，第二喷管116和第二喷管116'一组，并且第二喷管113-113'，第二喷管114-114'可以用于控制箭体进行顺时针转动，第二喷管115-115'，第二喷管116-116'可以用于控制箭体进行逆时针转动；

第二喷管113，第二喷管114，第二喷管115'，第二喷管116'位于一个截面，第二喷管115，第二喷管116，第二喷管113'，第二喷管114'位于一个截面。

如图7所示，在一实施例中，栅格舵包括：舵面(如图7所示，其中21-24均为拖面)和栅格舵控制机构(如图7所示，栅格舵控制机构为连接运载火箭与舵面的结构)；

舵面与栅格舵控制机构连接；

栅格舵控制机构固定于运载火箭的箭尾处，且栅格舵控制机构用于控制舵面俯仰角度。

在一实施例中，舵面为四个；

四个舵面围绕运载火箭的箭尾呈对称设置。

在一实施例中，栅格舵控制机构通过联动机构控制四个舵面平行摆动。

四个舵面可以一起摆动，也可以分别进行摆动，最后达到四个舵面平行的状态。该舵面不仅能滚转，还能俯仰方向动，从而能够控制四个舵面无论怎么动都能最后达到平行的效果。

在应用过程中运载火箭射前控制装置对运载火箭俯仰、偏航和滚转三个通道的控制，由于俯仰通道姿态变化最大，为使栅格舵控制机构只在俯仰通道发挥控制作用，栅格舵在摆动时，保持四个舵面始终处在平行平面(如图8所示)，舵面21和舵面23相对于箭体前后摆动，舵面22、舵面24绕舵面对称轴转动，此时四个舵面21-24的舵偏角一致，同时能减少通道间的耦合作用。

在本申请实施例的第二方面，提供一种运载火箭，设置有实施例第一方面任一项的运载火箭射前控制装置。

在本申请实施例的第三方面，提供一种载机，装载有实施例第二方面的运载火箭。

上面结合附图对本申请的实施例进行了描述，但是本申请并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本申请的启示下，在不脱离本申请宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，均属于本申请的保护之内。

Claims (10)

1.一种运载火箭射前姿态控制方法，其特征在于，应用于火箭射前姿态控制装置，所述火箭射前姿态控制装置包括反作用控制系统和栅格舵；所述火箭射前姿态控制方法包括：

获取运载火箭的姿态信息；

根据所述姿态信息计算所述运载火箭所需的控制力；

根据所述控制力控制所述反作用控制系统和所述栅格舵以调整所述运载火箭射前姿态。

2.根据权利要求1所述的运载火箭射前姿态控制方法，其特征在于，所述获取运载火箭的姿态信息，包括：

获取运载火箭的俯仰通道信息；

获取运载火箭的偏航通道信息；

获取运载火箭的滚转通道信息。

3.根据权利要求2所述的运载火箭射前姿态控制方法，其特征在于，所述根据所述控制力控制所述反作用控制系统和所述栅格舵以调整所述运载火箭射前姿态，包括：

当需要调整俯仰通道时，控制所述反作用控制系统和所述栅格舵以调整所述运载火箭的俯仰角和俯仰角速度；

当需要调整偏航通道时，控制所述反作用控制系统调整所述运载火箭的偏航角；

当需要调整滚转通道时，控制所述反作用控制系统调整所述运载火箭的滚转角。

4.一种运载火箭射前姿态控制装置，其特征在于，包括：

获取模块，用于获取运载火箭的姿态信息；

控制力计算模块，用于根据所述姿态信息计算所述运载火箭所需的控制力；

控制调整模块，用于根据所述控制力控制所述反作用控制系统和所述栅格舵以调整所述运载火箭射前姿态。

5.一种电子设备，其特征在于，包括：处理器，存储器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的程序或指令，所述程序或指令被所述处理器执行时实现如权利要求1-3任一项所述的运载火箭射前姿态控制方法的步骤。

6.一种可读存储介质，其特征在于，所述可读存储介质上存储程序或指令，所述程序或指令被处理器执行时实现如权利要求1-3任一项所述的运载火箭射前姿态控制方法的步骤。

7.一种运载火箭射前控制装置，其特征在于，包括：

反作用控制系统，设置于靠近运载火箭的箭头处，所述反作用控制系统用于对所述运载火箭的俯仰、偏航及滚转进行控制；

栅格舵，设置于靠近所述运载火箭的箭尾处，所述栅格舵用于对所述运载火箭的俯仰通道进行协同控制。

8.根据权利要求7所述的运载火箭射前控制装置，其特征在于，所述反作用控制系统包括：

侧喷环，套设在靠近所述运载火箭的箭头处，所述侧喷环上设置有四组第一喷管组，四组所述第一喷管组相对于所述侧喷环的轴心呈对称布置。

9.根据权利要求8所述的运载火箭射前控制装置，其特征在于，

所述第一喷管组包括多个第一喷管，多个所述第一喷管沿所述侧喷环的轴向依次设置；

所述侧喷环上还设置有四组第二喷管组，四组所述第二喷管组中的两组所述第二喷管组设置在目标第一喷管组两侧，四组所述第二喷管组中的另外两组所述第二喷管组设置在与所述目标第一喷管组两侧相对称的第一喷管组两侧；

所述第二喷管组包括多个第二喷管，多个所述第二喷管沿所述侧喷环的轴向依次设置。

10.根据权利要求7所述的运载火箭射前控制装置，其特征在于，所述栅格舵包括：舵面和栅格舵控制机构；

所述舵面与所述栅格舵控制机构连接；

所述栅格舵控制机构固定于运载火箭的箭尾处，且所述栅格舵控制机构用于控制所述舵面俯仰通道；

所述舵面为四个，四个所述舵面围绕所述运载火箭的箭尾呈对称设置；

所述栅格舵控制机构通过联动机构控制四个所述舵面平行摆动。

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