CN115145300B - 一种运载火箭姿态控制方法及相关设备 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞行器姿态控制方法及相关设备。该方法包括：获取目标姿态方向上的目标控制指令；基于目标控制指令与目标开关阈值控制目标姿态控制发动机的工作状态，其中，每个目标姿态方向上对应至少两组目标姿态控制发动机，每个目标姿态方向上对应的每组目标姿态控制发动机对应不同的目标开关阈值和姿态控制力矩。本申请提出的方法，针对商业运载火箭质心偏范围较大的特点，提出了在同一姿态方向上设置不同组目标姿态控制发动机的方法，能够适应不同的偏差，有利于降低姿态控制动力系统的推进剂消耗，提升运载火箭的运载能力，同时提升运载火箭的可靠性。
Description
技术领域
本说明书涉及运载火箭领域，更具体地说，本发明涉及一种运载火箭姿态控制方法及相关设备。
背景技术
随着商业运载火箭的快速发展，运载火箭的低成本、高可靠是运载火箭设计主要考虑的技术问题。目前，运载火箭在大气层外主要依靠姿态控制动力系统提供姿态控制力矩，由于商业运载火箭面对的载荷情况种类较多，误差条件复杂，特别是质心偏范围较大，致使运载火箭的姿态控制动力系统需要考虑较大的误差范围，姿态控制动力系统的控制力和控制力矩需求较大。然而，较大的姿态控制动力系统的控制力会造成较多的姿态控制动力系统的推进剂消耗增大，不利于提升运载火箭的运载能力。
发明内容
在发明内容部分中引入了一系列简化形式的概念，这将在具体实施方式部分中进一步详细说明。本发明的发明内容部分并不意味着要试图限定出所要求保护的技术方案的关键特征和必要技术特征，更不意味着试图确定所要求保护的技术方案的保护范围。
为了提供一种适用于商业火箭的姿态控制方案，第一方面，本发明提出一种运载火箭姿态控制方法，上述方法包括：
获取目标姿态方向上的目标控制指令；
基于上述目标控制指令与目标开关阈值控制目标姿态控制发动机的工作状态，其中，每个目标姿态方向上对应至少两组上述目标姿态控制发动机，每个目标姿态方向上对应的每组上述目标姿态控制发动机对应不同的上述目标开关阈值和姿态控制力矩。
可选的，上述方法还包括：
获取目标运载火箭的实际姿态角和程控指令角；
基于上述实际姿态角和上述程控指令角获取上述目标控制指令。
可选的，上述基于上述实际姿态角和上述程控指令角获取上述目标控制指令，包括：
基于上述实际姿态角和上述程控姿态指令角获取第一控制指令；
采用目标滤波器对上述第一控制指令进行滤波获取第二控制指令；
采用目标校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令。
可选的，上述目标滤波器为带阻滤波器或陷波滤波器。
可选的，上述目标滤波器的中心值由弹性干扰信号的频率确定。
可选的，上述采用目标校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令，包括：
采用超前-滞后校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令。
可选的，上述每个目标姿态方向上对应两组上述目标姿态控制发动机，其中一组上述目标姿态控制发动机对应的目标开关阈值是另一组上述目标姿态控制发动机对应的目标开关阈值的1.4倍至1.5倍。
第二方面，本发明还提出一种运载火箭姿态控制装置，包括：
获取单元，获取目标姿态方向上的目标控制指令；
控制单元，用于基于上述目标控制指令与目标开关阈值控制目标姿态控制发动机的工作状态，其中，每个目标姿态方向上对应至少两组上述目标姿态控制发动机，每个目标姿态方向上对应的每组上述目标姿态控制发动机对应不同的上述目标开关阈值和姿态控制力矩。
第三方面，一种电子设备，包括：存储器、处理器以及存储在上述存储器中并可在上述处理器上运行的计算机程序，上述处理器用于执行存储器中存储的计算机程序时实现如上述的第一方面任一项的运载火箭姿态控制方法的步骤。
第四方面，本发明还提出一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，上述计算机程序被处理器执行时实现第一方面上述任一项的运载火箭姿态控制方法。
综上，本申请实施例的运载火箭姿态控制方法包括：获取目标姿态方向上的目标控制指令；基于上述目标控制指令与目标开关阈值控制目标姿态控制发动机的工作状态，其中，每个目标姿态方向上对应至少两组上述目标姿态控制发动机，每个目标姿态方向上对应的每组上述目标姿态控制发动机对应不同的上述目标开关阈值和姿态控制力矩。本申请实施例提供的运载火箭控制方法，通过在每个目标姿态方向上设置多组目标姿态控制发动机，每组目标姿态控制发动机的目标开关阈值和姿态控制力矩并不相同，通过目标控制指令与不同的目标开关阈值之间的大小关系控制不同组中目标姿态控制发动机的工作状态来改变运载火箭的飞行姿态。本申请提出的方法，针对商业运载火箭质心偏范围较大的特点，提出了在同一姿态方向上设置不同组目标姿态控制发动机的方法，能够适应不同的偏差，有利于降低姿态控制动力系统的推进剂消耗，提升运载火箭的运载能力，同时提升运载火箭的可靠性。
本发明的运载火箭姿态控制方法，本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本说明书的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1为本申请实施例提供的一种运载火箭姿态控制方法流程示意图；
图2为本申请实施例提供的第一种运载火箭控制方案示意图；
图3为本申请实施例提供的第二种运载火箭控制方案示意图；
图4为本申请实施例提供的第三种运载火箭控制方案示意图；
图5为本申请实施例提供的第四种运载火箭控制方案示意图；
图6为本申请实施例提供的一种运载火箭姿态控制装置结构示意图；
图7为本申请实施例提供的一种运载火箭姿态控制电子设备结构示意图。
具体实施方式
本申请实施例提供的运载火箭控制方法，通过在每个目标姿态方向上设置多组目标姿态控制发动机，每组目标姿态控制发动机的目标开关阈值和姿态控制力矩并不相同，通过目标控制指令与不同的目标开关阈值之间的大小关系控制不同组中目标姿态控制发动机的工作状态来改变运载火箭的飞行姿态。本申请提出的方法，针对商业运载火箭质心偏范围较大的特点，提出了在同一姿态方向上设置不同组目标姿态控制发动机的方法，能够适应不同的偏差，有利于降低姿态控制动力系统的推进剂消耗，提升运载火箭的运载能力，同时提升运载火箭的可靠性。
本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”等（如果存在）是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的实施例能够以除了在这里图示或描述的内容以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。
本技术方案针对采用液体姿态控制动力系统的运载火箭，提出了一种姿态控制方法，能够适应不同的偏差，有利于降低姿态控制动力系统的推进剂消耗，提升运载火箭的运载能力，同时提升运载火箭的可靠性。请参阅图1，为本申请实施例提供的一种运载火箭姿态控制方法流程示意图，具体可以包括：
S110、获取目标姿态方向上的目标控制指令；
示例性的申请采用液体姿态控制动力系统的运载火箭，一般运载火箭的液体姿态控制动力系统有俯仰、偏航和滚转三个控制平面需要控制，姿态控制动力系统的喷管需要能够在三个控制平面内产生需要的控制力矩。目标姿态方向可以是一个或者多个，目标姿态方向可以是俯仰方向、偏航方向或者滚转方向。目标控制指令具体是指根据目标运载火箭的当前的实际姿态角与目标运载火箭程序指令角之间的差值确定的，即需要在该目标姿态方向上调节的控制角度确定的。实际姿态角可以通过运载火箭的陀螺仪获取，程序指令角可以由装订在运载火箭内部的既定发射程序和运行时序确定。
S120、基于上述目标控制指令与目标开关阈值控制目标姿态控制发动机的工作状态，其中，每个目标姿态方向上对应至少两组上述目标姿态控制发动机，每个目标姿态方向上对应的每组上述目标姿态控制发动机对应不同的上述目标开关阈值和姿态控制力矩。
示例性的，本技术方案需要控制喷管的布局上，满足单个控制平面内有多组（至少两组）不同的喷管开关机方案产生控制力矩，每个目标姿态方向上至少有两组目标姿态控制发动机，每组可以包括两个目标姿态控制发动机，每组中的两个运载火箭发动机方向的推力方向相反。姿态控制发动机喷管按照带有死区的继电特性进行控制，为侧向姿态控制喷管的开关阈值：
侧向姿态控制喷管按照控制指令进行开关控制。
具体的，以目标火箭包括A组和B组两组目标姿态控制发动机为例，A组目标姿态控制发动机包括第一目标姿态控制发动机和第二目标姿态控制发动机，B组目标姿态控制发动机包括第三目标姿态控制发动机和第四目标姿态控制发动机。A组中的第一目标姿态控制发动机的推力方向为y方向，A组中的第二目标姿态控制发动机的推力方向为-y方向。B组中的第三目标姿态控制发动机的方向为z方向，B组中的第四目标姿态控制发动机的方向为-z方向。A组目标姿态控制发动机对应的第一开关阈值为，第一目标控制指令为，B组目标姿态控制发动机的开关阈值为/>，第二控制指令为/>，第一开关阈值小于第二开关阈值/>，具体的控制方案为：
根据上式可知，仍以A组和B组目标姿态控制发动机为例，当目标控制指令大于或等于且小于/>的情况下，控制第一目标姿态控制发动机工作；当目标控制指令小于或等于-/>且大于-/>的情况下控制第二目标姿态控制发动机工作；当目标控制指令大于或等/>的情况下，控制第三目标姿态控制发动机工作；当目标控制指令小于-/>的情况下控制第四目标姿态控制发动机工作。
综上，本申请实施例提供的运载火箭控制方法，通过在每个目标姿态方向上设置多组目标姿态控制发动机，每组目标姿态控制发动机的目标开关阈值和姿态控制力矩并不相同，通过目标控制指令与不同的目标开关阈值之间的大小关系控制不同组中目标姿态控制发动机的工作状态来改变运载火箭的飞行姿态。本申请提出的方法，针对商业运载火箭质心偏范围较大的特点，提出了在同一姿态方向上设置不同组目标姿态控制发动机的方法，能够适应不同的偏差，有利于降低姿态控制动力系统的推进剂消耗，提升运载火箭的运载能力，同时提升运载火箭的可靠性。
在一些示例中，上述方法还包括：
获取目标运载火箭的实际姿态角和程控指令角；
基于上述实际姿态角和上述程控指令角获取上述目标控制指令。
示例性的，目标控制指令具体是指根据目标运载火箭的当前的实际姿态角与目标运载火箭程序指令角/>之间的差值确定的，即需要在该目标姿态方向上调节的控制角度确定的/>：/>。实际姿态角可以通过运载火箭的陀螺仪获取，程序指令角可以由装订在运载火箭内部的既定发射程序和运行时序确定。
在一些示例中，上述基于上述实际姿态角和上述程控指令角获取上述目标控制指令，包括：
基于上述实际姿态角和上述程控姿态指令角获取第一控制指令；
采用目标滤波器对上述第一控制指令进行滤波获取第二控制指令；
采用目标校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令。
示例性的，通过实际姿态角和程控姿态指令叫的差值确定第一控制指令，并对第一控制指令通过目标滤波器进行滤波处理获取第二控制指令，经过滤波处理可以对火箭中的干扰信号滤波消除干扰，提升控制指令的精度，再对第二控制指令采用目标校正网络进行计算从而获取目标控制指令，校正网络可以采用串联校正装置，常用的串联校正装置有超前校正、滞后校正、滞后-超前校正三种类型。在许多情况下,它们都是由电阻、电容按不同方式连接成的一些四端网络。校正网络可以补偿系统不可变动部分(由控制对象、执行机构和量测部件组成的部分)在特性上的缺陷，使校正后的控制系统能满足事先要求的性能指标。
综上，本申请实施例提供的运载火箭控制方法，通过目标滤波器对干扰进行滤波，通过目标校正网络对系统特性进行校正，使控制信号能够满足火箭姿态控制的性能指标。
在一些示例中，上述目标滤波器为带阻滤波器或陷波滤波器。
示例性的，带阻滤波器是指能通过大多数频率分量、但将某些范围的频率分量衰减到极低水平的滤波器，将输入电压同时作用于低通滤波器和高通滤波器，再将两个电路的输出电压求和，就可以得到带阻滤波器。陷波滤波器指的是一种可以在某一个频率点迅速衰减输入信号，以达到阻碍此频率信号通过的滤波效果的滤波器。陷波滤波器属于带阻滤波器的一种，只是它的阻带非常狭窄，起阶数必须是二阶（含二阶）以上。采用带阻滤波器或陷波滤波器可以很好地过滤掉火箭飞行时的干扰信号，提升控制指令的精度。
综上，本申请实施例提供的运载火箭控制方法，采用带阻滤波器或陷波滤波器对控制指令进行滤波可以很好地过滤掉火箭飞行时的干扰信号，提升控制指令的精度。
在一些示例中，上述目标滤波器的中心值由弹性干扰信号的频率确定。
示例性的，对于运载火箭的飞行控制系统而言，最大的防线就是控制系统与弹性模态之间相互交联，由于一阶弹性模态频率与刚体控制固有频率之间非常接近，控制系统可能与弹性模态产生激振，使得控制系统失稳，因此目标滤波器的中心支由弹性干扰信号的频率确定，可以有效消除弹性干扰信号对于运载火箭控制精度的影响。
综上，本申请实施例提供的运载火箭控制方法，目标过滤器的中心值由弹性干扰信号确定，可以有效消除弹性干扰信号对于运载火箭控制精度的影响。
在一些示例中，上述采用目标校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令，包括：
采用超前-滞后校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令。
示例性的，目标校正网络可以采用超前-滞后校正网络，具体如下式所示：
为校正网络增益，/>为校正网络零点阻尼，/>为校正网络零点频率，/>为校正网络极点阻尼，/>为校正网络极点频率，零极点具体值依据运载火箭性能参数确定。
超前-滞后校正网络的传递函数中，第一项产生超前校正的作用，第二项产生滞后校正的作用。当输入为正弦信号时，此装置的输出是带有相移的正弦信号，输出信号的相移性质与输入信号的频率有关。当频率低时，相移是滞后的；当频率高时，相移是超前的。超前-滞后校正综合了滞后校正和超前校正的优点，可同时改善系统的瞬态性能和稳态性能，即兼有快速响应特性和良好稳态精度。
综上，本申请实施例提供的运载火箭控制方法，采用超前-滞后校正综合了滞后校正和超前校正的优点，可同时改善系统的瞬态性能和稳态性能，即兼有快速响应特性和良好稳态精度。
在一些示例中，上述每个目标姿态方向上对应两组上述目标姿态控制发动机，其中一组上述目标姿态控制发动机对应的目标开关阈值是另一组上述目标姿态控制发动机对应的目标开关阈值的1.4倍至1.5倍。
示例性的，当每个目标姿态方向上有两组目标姿态控制发动机的情况下，虑姿态控制过程中的误差，一般不小于/>的1.2倍，/>可取/>得1.4~1.5倍，既能满足不同控制指令下的不同控制力矩需求，也能达到节省燃料的目的。两组不同的目标姿态控制发动机对应两种不同的控制方案，即控制方案A和控制方案B。本申请可以按照图2的控制结构进行运载运载火箭姿态控制。本方案不局限于按照图2的控制结构进行运载运载火箭姿态控制，也可以依据火箭的质量参数、姿控喷管的控制力矩等特征参数，按照图3的控制结构，分别设计控制方案A和控制方案B的校正网络。也可以按照图4的控制结构，分别设计控制方案A和控制方案B的滤波算法和校正网络。
本方案由于控制方案A和控制方案B采取不同的开关阈值，在运载火箭飞行过程中干扰较小，控制方案A的控制力矩满足需求时，仅控制方案A的姿控喷管工作，可节约飞行过程中的姿控燃料消耗，提升火箭的飞行可靠性；当运载火箭飞行过程中干扰较大、或者出现分离扰动等干扰，控制方案A的控制力矩不满足需求时，控制角偏差会增大，超过开关阈值/>，则控制方案B的姿控喷管开始工作，使控制角偏差/>减小，满足姿态控制系统的要求，随着干扰变化，控制方案B的喷管仅在需要时工作，可节约飞行过程中的姿控燃料消耗。
综上，本申请实施例提供的运载火箭控制方法提出了在同一姿态方向上设置两组组目标姿态控制发动机的方法，能够适应不同的偏差，有利于降低姿态控制动力系统的推进剂消耗，提升运载火箭的运载能力，同时提升运载火箭的可靠性。
请参阅图6，本申请实施例中运载火箭姿态控制装置的一个实施例，可以包括：
获取单元21，获取目标姿态方向上的目标控制指令；
控制单元22，用于基于上述目标控制指令与目标开关阈值控制目标姿态控制发动机的工作状态，其中，每个目标姿态方向上对应至少两组上述目标姿态控制发动机，每个目标姿态方向上对应的每组上述目标姿态控制发动机对应不同的上述目标开关阈值和姿态控制力矩。
如图7所示，本申请实施例还提供一种电子设备300，包括存储器310、处理器320及存储在存储器310上并可在处理器上运行的计算机程序311，处理器320执行计算机程序311时实现上述运载火箭姿态控制的任一方法的步骤。
由于本实施例所介绍的电子设备为实施本申请实施例中一种运载火箭姿态控制装置所采用的设备，故而基于本申请实施例中所介绍的方法，本领域所属技术人员能够了解本实施例的电子设备的具体实施方式以及其各种变化形式，所以在此对于该电子设备如何实现本申请实施例中的方法不再详细介绍，只要本领域所属技术人员实施本申请实施例中的方法所采用的设备，都属于本申请所欲保护的范围。
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下述任意一种方法，包括：
获取目标姿态方向上的目标控制指令；
基于上述目标控制指令与目标开关阈值控制目标姿态控制发动机的工作状态，其中，每个目标姿态方向上对应至少两组上述目标姿态控制发动机，每个目标姿态方向上对应的每组上述目标姿态控制发动机对应不同的上述目标开关阈值和姿态控制力矩。
在一些实施方式中，上述方法还包括：
获取目标运载火箭的实际姿态角和程控指令角；
基于上述实际姿态角和上述程控指令角获取上述目标控制指令。
在一些实施方式中，上述基于上述实际姿态角和上述程控指令角获取上述目标控制指令，包括：
基于上述实际姿态角和上述程控姿态指令角获取第一控制指令；
采用目标滤波器对上述第一控制指令进行滤波获取第二控制指令；
采用目标校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令。
在一些实施方式中，上述目标滤波器为带阻滤波器或陷波滤波器。
在一些实施方式中，上述目标滤波器的中心值由弹性干扰信号的频率确定。
在一些实施方式中，上述采用目标校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令，包括：
采用超前-滞后校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令。
在一些实施方式中，上述每个目标姿态方向上对应两组上述目标姿态控制发动机，其中一组上述目标姿态控制发动机对应的目标开关阈值是另一组上述目标姿态控制发动机对应的目标开关阈值的1.4倍至1.5倍。
需要说明的是，在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详细描述的部分，可以参见其它实施例的相关描述。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质（包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等）上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备（系统）、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式计算机或者其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
本申请实施例还提供了一种计算机程序产品，该计算机程序产品包括计算机软件指令，当计算机软件指令在处理设备上运行时，使得处理设备执行如图1对应实施例中的运载火箭姿态控制的流程，具体可以包括：
获取目标姿态方向上的目标控制指令；
基于上述目标控制指令与目标开关阈值控制目标姿态控制发动机的工作状态，其中，每个目标姿态方向上对应至少两组上述目标姿态控制发动机，每个目标姿态方向上对应的每组上述目标姿态控制发动机对应不同的上述目标开关阈值和姿态控制力矩。
在一些实施方式中，上述方法还包括：
获取目标运载火箭的实际姿态角和程控指令角；
基于上述实际姿态角和上述程控指令角获取上述目标控制指令。
在一些实施方式中，上述基于上述实际姿态角和上述程控指令角获取上述目标控制指令，包括：
基于上述实际姿态角和上述程控姿态指令角获取第一控制指令；
采用目标滤波器对上述第一控制指令进行滤波获取第二控制指令；
采用目标校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令。
在一些实施方式中，上述目标滤波器为带阻滤波器或陷波滤波器。
在一些实施方式中，上述目标滤波器的中心值由弹性干扰信号的频率确定。
在一些实施方式中，上述采用目标校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令，包括：
采用超前-滞后校正网络对上述第二控制指令进行计算获取上述目标控制指令。
在一些实施方式中，上述每个目标姿态方向上对应两组上述目标姿态控制发动机，其中一组上述目标姿态控制发动机对应的目标开关阈值是另一组上述目标姿态控制发动机对应的目标开关阈值的1.4倍至1.5倍。
计算机程序产品包括一个或多个计算机指令。在计算机上加载和执行计算机程序指令时，全部或部分地产生按照本申请实施例的流程或功能。计算机可以是通用计算机、专用计算机、计算机网络、或者其他可编程装置。计算机指令可以存储在计算机可读存储介质中，或者从一个计算机可读存储介质向另一计算机可读存储介质传输，例如，计算机指令可以从一个网站站点、计算机、服务器或数据中心通过有线（例如同轴电缆、光纤、数字用户线（digital subscriber line，DSL））或无线（例如红外、无线、微波等）方式向另一个网站站点、计算机、服务器或数据中心进行传输。计算机可读存储介质可以是计算机能够存储的任何可用介质或者是包含一个或多个可用介质集成的服务器、数据中心等数据存储设备。可用介质可以是磁性介质，（例如，软盘、硬盘、磁带）、光介质（例如，DVD）、或者半导体介质（例如固态硬盘（solid state disk，SSD））等。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统，装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统，装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
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单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本申请各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。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或者该技术方案的全部或部分可以以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中，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）执行本申请各个实施例方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器（Read-Only Memory，ROM）、随机存取存储器（Random Access Memory，RAM）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上，以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，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申请各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (10)
1.一种运载火箭姿态控制方法，其特征在于，包括：
获取目标姿态方向上的目标控制指令；
基于所述目标控制指令与目标开关阈值控制目标姿态控制发动机的工作状态，其中，每个目标姿态方向上对应至少两组所述目标姿态控制发动机，每个目标姿态方向上对应的每组所述目标姿态控制发动机对应不同的所述目标开关阈值和姿态控制力矩；
所述运载火箭包括A组和B组两组目标姿态控制发动机，A组目标姿态控制发动机包括第一目标姿态控制发动机和第二目标姿态控制发动机，B组目标姿态控制发动机包括第三目标姿态控制发动机和第四目标姿态控制发动机；所述第一目标姿态控制发动机的推力方向为y方向，所述第二目标姿态控制发动机的推力方向为-y方向，所述第三目标姿态控制发动机的方向为z方向，所述第四目标姿态控制发动机的方向为-z方向；
控制方案根据下式确定：
其中，为A组目标姿态控制发动机对应的第一开关阈值，/>为第一目标控制指令，/>为B组目标姿态控制发动机的第二开关阈值，/>为第二目标控制指令，第一开关阈值/>小于第二开关阈值/>；当目标控制指令大于或等于/>且小于/>的情况下，控制所述第一目标姿态控制发动机工作；当目标控制指令小于或等于-/>且大于-的情况下，控制所述第二目标姿态控制发动机工作；当目标控制指令大于或等于/>的情况下，控制所述第三目标姿态控制发动机工作；当目标控制指令小于-/>的情况下，控制所述第四目标姿态控制发动机工作。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：
获取目标运载火箭的实际姿态角和程控指令角；
基于所述实际姿态角和所述程控指令角获取所述目标控制指令。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于所述实际姿态角和所述程控指令角获取所述目标控制指令，包括：
基于所述实际姿态角和所述程控指令角获取第一控制指令；
采用目标滤波器对所述第一控制指令进行滤波获取第二控制指令；
采用目标校正网络对所述第二控制指令进行计算获取所述目标控制指令。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述目标滤波器为带阻滤波器或陷波滤波器。
5.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述目标滤波器的中心值由弹性干扰信号的频率确定。
6.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述采用目标校正网络对所述第二控制指令进行计算获取所述目标控制指令，包括：
采用超前-滞后校正网络对所述第二控制指令进行计算获取所述目标控制指令。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述每个目标姿态方向上对应两组所述目标姿态控制发动机，其中一组所述目标姿态控制发动机对应的目标开关阈值是另一组所述目标姿态控制发动机对应的目标开关阈值的1.4倍至1.5倍。
8.一种运载火箭姿态控制装置，其特征在于，包括：
获取单元，获取目标姿态方向上的目标控制指令；
控制单元，用于基于所述目标控制指令与目标开关阈值控制目标姿态控制发动机的工作状态，其中，每个目标姿态方向上对应至少两组所述目标姿态控制发动机，每个目标姿态方向上对应的每组所述目标姿态控制发动机对应不同的所述目标开关阈值和姿态控制力矩；
所述运载火箭包括A组和B组两组目标姿态控制发动机，A组目标姿态控制发动机包括第一目标姿态控制发动机和第二目标姿态控制发动机，B组目标姿态控制发动机包括第三目标姿态控制发动机和第四目标姿态控制发动机；所述第一目标姿态控制发动机的推力方向为y方向，所述第二目标姿态控制发动机的推力方向为-y方向，所述第三目标姿态控制发动机的方向为z方向，所述第四目标姿态控制发动机的方向为-z方向；
控制方案根据下式确定：
其中，为A组目标姿态控制发动机对应的第一开关阈值，/>为第一目标控制指令，/>为B组目标姿态控制发动机的第二开关阈值，/>为第二目标控制指令，第一开关阈值/>小于第二开关阈值/>；当目标控制指令大于或等于/>且小于/>的情况下，控制所述第一目标姿态控制发动机工作；当目标控制指令小于或等于-/>且大于-的情况下，控制所述第二目标姿态控制发动机工作；当目标控制指令大于或等于/>的情况下，控制所述第三目标姿态控制发动机工作；当目标控制指令小于-/>的情况下，控制所述第四目标姿态控制发动机工作。
9.一种电子设备，包括：存储器和处理器，其特征在于，所述处理器用于执行存储器中存储的计算机程序时实现如权利要求1-7中任一项所述的运载火箭姿态控制方法的步骤。
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：所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-7中任一项所述的运载火箭姿态控制方法。
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Citations (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2094240A (en) * | 1981-03-10 | 1982-09-15 | Secr Defence | Attitude control systems for rocket powered vehicles |
| EP2443413A1 (en) * | 2009-06-15 | 2012-04-25 | Raytheon Company | Modular divert and attitude control system |
| WO2014197007A1 (en) * | 2013-06-07 | 2014-12-11 | Raytheon Company | Rocket vehicle with integrated attitude control and thrust vectoring |
| CN104898680A (zh) * | 2015-05-04 | 2015-09-09 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法 |
| CN106444807A (zh) * | 2016-09-29 | 2017-02-22 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法 |
| CN107628274A (zh) * | 2017-09-20 | 2018-01-26 | 北京航空航天大学 | 利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统 |
| CN108895921A (zh) * | 2018-07-03 | 2018-11-27 | 北京航空航天大学 | 用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统 |
| CN111158243A (zh) * | 2020-04-08 | 2020-05-15 | 北京前沿探索深空科技有限公司 | 卫星姿态自适应控制方法、装置以及控制器和介质 |
| CN112445234A (zh) * | 2020-11-27 | 2021-03-05 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种航天器的姿态控制方法和装置 |
| CN114265419A (zh) * | 2021-12-08 | 2022-04-01 | 航天科工火箭技术有限公司 | 运载火箭姿态控制方法、装置、电子设备及存储介质 |
| CN114455100A (zh) * | 2020-12-14 | 2022-05-10 | 北京天兵科技有限公司 | 一种火箭八发动机冗余控制方法 |
| CN115562314A (zh) * | 2022-10-19 | 2023-01-03 | 航天科工火箭技术有限公司 | 运载火箭子级落区控制方法、系统、介质及计算机设备 |
| CN116643482A (zh) * | 2023-07-27 | 2023-08-25 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11353301B2 (en) * | 2020-01-22 | 2022-06-07 | Raytheon Company | Kinetic energy vehicle with attitude control system having paired thrusters |
-
2022
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Patent Citations (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2094240A (en) * | 1981-03-10 | 1982-09-15 | Secr Defence | Attitude control systems for rocket powered vehicles |
| EP2443413A1 (en) * | 2009-06-15 | 2012-04-25 | Raytheon Company | Modular divert and attitude control system |
| WO2014197007A1 (en) * | 2013-06-07 | 2014-12-11 | Raytheon Company | Rocket vehicle with integrated attitude control and thrust vectoring |
| CN104898680A (zh) * | 2015-05-04 | 2015-09-09 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法 |
| CN106444807A (zh) * | 2016-09-29 | 2017-02-22 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法 |
| CN107628274A (zh) * | 2017-09-20 | 2018-01-26 | 北京航空航天大学 | 利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统 |
| CN108895921A (zh) * | 2018-07-03 | 2018-11-27 | 北京航空航天大学 | 用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统 |
| CN111158243A (zh) * | 2020-04-08 | 2020-05-15 | 北京前沿探索深空科技有限公司 | 卫星姿态自适应控制方法、装置以及控制器和介质 |
| CN112445234A (zh) * | 2020-11-27 | 2021-03-05 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种航天器的姿态控制方法和装置 |
| CN114455100A (zh) * | 2020-12-14 | 2022-05-10 | 北京天兵科技有限公司 | 一种火箭八发动机冗余控制方法 |
| CN114265419A (zh) * | 2021-12-08 | 2022-04-01 | 航天科工火箭技术有限公司 | 运载火箭姿态控制方法、装置、电子设备及存储介质 |
| CN115562314A (zh) * | 2022-10-19 | 2023-01-03 | 航天科工火箭技术有限公司 | 运载火箭子级落区控制方法、系统、介质及计算机设备 |
| CN116643482A (zh) * | 2023-07-27 | 2023-08-25 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种运载火箭侧喷流姿态冗余控制方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 动能拦截器姿轨控发动机开关机控制规律设计;端军红;高晓光;;飞行力学;20100215(第01期);全文 * |
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