CN115235297A - 运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置 - Google Patents

运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置 Download PDF

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CN115235297A CN202211146119.0A CN202211146119A CN115235297A CN 115235297 A CN115235297 A CN 115235297A CN 202211146119 A CN202211146119 A CN 202211146119A CN 115235297 A CN115235297 A CN 115235297A
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宋征宇
肖耘
吴义田
徐珊姝
陈晓飞
袁赫
刘银
李静琳
崔硕
张普卓
杜昊昱
朱海洋
王紫扬
余光学
邓舞燕
袁晗
张荣升
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Abstract

本申请实施例提供一种运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置，方法包括：获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角、偏航程序角和干扰数据并输入至运载火箭在起飞段的多自由度飞行动力学仿真模型，得到仿真数据，仿真数据包括运载火箭在起飞段目标时刻的火箭质心坐标和发射系姿态角；根据发射塔特征高度序列和仿真数据，得到目标时刻的起飞漂移量；输入起飞漂移量至起飞漂移量优化模型，得到起飞漂移量优化模型输出的最优俯仰程序角和最优偏航程序角以实现对运载火箭起飞漂移量的主动控制。本申请在火箭起飞段设计一定规律的程序角，使得火箭向发射塔方向的横向漂移量减小，降低对箭塔净空间的需求，对缩小发射塔建设规模和成本具有重要意义。

Description

运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置
技术领域
本申请涉及运载火箭总体设计领域，具体指的是一种运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置。
背景技术
现有运载火箭发射台设计往往预留较大的发射净空间，导致发射台规模较大，脐带塔摆杆长度较长，发射塔建设成本很高。这样设计的原因是，设计者必须考虑火箭在上升过程中由于地面风和其他内部干扰作用产生的横向位移，可能导致火箭与发射设施碰撞的风险，这种碰撞风险又叫做飞行路径干涉。飞行路径干涉问题的核心矛盾是火箭起飞安全性与发射场设施建设成本间的矛盾，间隙余量过小将带来起飞安全性风险（撞塔），间隙余量过大又将导致发射设施规模增大，建设成本急剧上升。
现有的解决方法得到的起飞漂移量往往很大，导致发射塔规模大、成本高。
发明内容
为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置。
根据本申请实施例的第一个方面，提供了一种运载火箭起飞漂移量主动控制方法，包括：
获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角、偏航程序角和干扰数据；
输入所述俯仰程序角、所述偏航程序角和所述干扰数据至所述运载火箭在起飞段的多自由度飞行动力学仿真模型，得到所述多自由度飞行动力学仿真模型输出的仿真数据，所述仿真数据包括运载火箭在起飞段目标时刻的火箭质心坐标和发射系姿态角；
根据发射塔特征高度序列和所述仿真数据，得到目标时刻的起飞漂移量；
输入所述起飞漂移量至起飞漂移量优化模型，得到所述起飞漂移量优化模型输出的最优俯仰程序角和最优偏航程序角以实现对运载火箭起飞漂移量的主动控制，其中，所述起飞漂移量优化模型基于尾焰喷流影响范围指标确定。
在上述实施例的基础上，进一步的，所述获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角、偏航程序角，还包括：
获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角和偏航程序角，分别将所述俯仰程序角和所述偏航程序角初始化为俯仰程序角特征参数序列和偏航程序角特征参数序列，得到所述运载火箭在起飞段的初始俯仰程序角和初始偏航程序角。
在上述实施例的基础上，进一步的，所述干扰数据包括地面风干扰、初始偏差干扰和火箭内部干扰数据，所述地面风干扰包括地面风风速，所述初始偏差干扰包括所述运载火箭的初始姿态偏差和初始摆角，所述火箭内部干扰数据包括所述运载火箭的加工精度误差和装配精度误差。
在上述实施例的基础上，进一步的，所述多自由度飞行动力学仿真模型基于起飞段数据确定，包括质心运动方程、绕质心运动方程、控制方程。
在上述实施例的基础上，进一步的，所述根据发射塔特征高度序列和所述仿真数据，得到目标时刻的起飞漂移量，包括：
根据发射塔特征高度序列，得到地平面内发射台中心指向发射塔的单位矢；
根据所述仿真数据，得到在目标时刻所述运载火箭的箭体轴线在对应高度处的特征点坐标；
根据所述单位矢和所述特征点坐标，得到目标时刻的起飞漂移量。
在上述实施例的基础上，进一步的，所述起飞漂移量优化模型基于尾焰喷流影响范围指标确定，包括：
所述起飞漂移量优化模型表示为起飞漂移量最大值最小化公式，且所述尾焰喷流影响范围指标的最大值满足目标约束条件。
在上述实施例的基础上，进一步的，所述尾焰喷流影响范围指标基于目标时刻所述运载火箭尾部中心点坐标确定。
根据本申请实施例的第二个方面，提供了一种运载火箭起飞漂移量主动控制装置，包括：
获取模块，用于获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角、偏航程序角和干扰数据；
仿真模块，用于输入所述俯仰程序角、所述偏航程序角和所述干扰数据至所述运载火箭在起飞段的多自由度飞行动力学仿真模型，得到所述多自由度飞行动力学仿真模型输出的仿真数据，所述仿真数据包括运载火箭在起飞段目标时刻的火箭质心坐标和发射系姿态角；
计算模块，用于根据发射塔特征高度序列和所述仿真数据，得到目标时刻的起飞漂移量；
优化模块，用于输入所述起飞漂移量至起飞漂移量优化模型，得到所述起飞漂移量优化模型输出的最优俯仰程序角和最优偏航程序角以实现对运载火箭起飞漂移量的主动控制，其中，所述起飞漂移量优化模型基于尾焰喷流影响范围指标确定。
根据本申请实施例的第三个方面，提供了一种电子设备，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法。
根据本申请实施例的第四个方面，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法。
采用本申请实施例中提供的运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置，在火箭起飞段设计一定规律的程序角，使得火箭向发射塔方向的横向漂移量减小，降低对箭塔净空间的需求，对缩小发射塔建设规模和成本具有重要意义。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本申请实施例提供的运载火箭起飞漂移量主动控制方法的流程示意图；
图2为本申请实施例提供的图1中步骤S130的流程示意图；
图3a为运载火箭与固定勤务塔的相对位置的主视图，图3b为运载火箭与固定勤务塔的相对位置的俯视图；
图4为程序角的参数化描述示意图；
图5a为俯仰程序角的示意图；图5b为偏航程序角的示意图；
图6为起飞漂移量的示意图；
图7为运载火箭在纵向截面内的漂移轨迹示意图；
图8为运载火箭起飞过程中尾焰喷流影响范围示意图；
图9a为最优俯仰程序角的示意图；图9b为最优偏航程序角的示意图；
图10为优化后的起飞漂移量的示意图；
图11为优化后的运载火箭在纵向截面内的漂移轨迹示意图；
图12为优化后的运载火箭起飞过程中尾焰喷流影响范围示意图；
图13为本申请实施例提供的运载火箭起飞漂移量主动控制装置的结构示意图。
具体实施方式
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
传统的运载火箭发射台设计思路是考虑一定的内外部干扰因素，通过对火箭起飞段的动力学行为进行建模和仿真得到火箭的横向漂移量（起飞漂移量），适当考虑一定余量后作为箭塔最小净空间指标，用于发射塔设计建造。
传统解决方法的问题在于，一则，按传统方法得到的起飞漂移量往往很大，导致发射塔规模大、成本高；二则，火箭起飞段受干扰影响显著，尾焰喷流影响范围大，对发射台有较大烧蚀影响，使用维护成本高；三则，由于起飞漂移量对地面风干扰比较敏感，地面风干扰对飞行安全性形成了硬约束，当发射时地面风速超出设计值将不能发射，降低了发射概率。
针对上述问题，本申请实施例中提供了一种运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置，克服了传统设计的缺点，在火箭起飞段设计一定规律的程序角，使得火箭向发射塔方向的横向漂移量减小，降低对箭塔净空间的需求，对缩小发射塔建设规模和成本具有重要意义；能够降低尾焰喷流影响范围，延长发射台的使用寿命，降低使用维护成本；能够放宽甚至解除地面风干扰的约束，提高发射概率。
如图1所示，本申请实施例提供了一种运载火箭起飞漂移量主动控制方法，包括：
S110，获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角、偏航程序角和干扰数据；
S120，输入所述俯仰程序角、所述偏航程序角和所述干扰数据至所述运载火箭在起飞段的多自由度飞行动力学仿真模型，得到所述多自由度飞行动力学仿真模型输出的仿真数据，所述仿真数据包括运载火箭在起飞段目标时刻的火箭质心坐标和发射系姿态角；
S130，根据发射塔特征高度序列和所述仿真数据，得到目标时刻的起飞漂移量；
S140，输入所述起飞漂移量至起飞漂移量优化模型，得到所述起飞漂移量优化模型输出的最优俯仰程序角和最优偏航程序角以实现对运载火箭起飞漂移量的主动控制，其中，所述起飞漂移量优化模型基于尾焰喷流影响范围指标确定。
在步骤S120中，基于当前给定的俯仰和偏航程序角，考虑干扰数据，采用所述多自由度飞行动力学仿真模型
Figure 894354DEST_PATH_IMAGE002
和起飞段数据进行多自由度仿真，得到起飞段任意
Figure DEST_PATH_IMAGE003
时刻火箭质心坐标
Figure 240016DEST_PATH_IMAGE004
，发射系姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE005
；具体的，所述多自由度飞行动力学仿真模型可为六自由度飞行动力学仿真模型。
可以理解的是，本申请实施例基于尾焰喷流影响范围指标确定起飞漂移量优化模型，能够在满足约束条件的情况下，进一步减小最大起飞漂移量，降低发射塔规模和成本。
在上述实施例的基础上，进一步的，所述获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角、偏航程序角，还包括：
获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角和偏航程序角，分别将所述俯仰程序角和所述偏航程序角初始化为俯仰程序角特征参数序列和偏航程序角特征参数序列，得到所述运载火箭在起飞段的初始俯仰程序角和初始偏航程序角。
具体的，采用特征参数序列
Figure 389981DEST_PATH_IMAGE006
对程序角进行参数化描述，并初始化火箭俯仰和偏航程序角特征参数序列
Figure DEST_PATH_IMAGE007
和
Figure 934226DEST_PATH_IMAGE008
，得到起飞段的初始俯仰程序角
Figure DEST_PATH_IMAGE009
和偏航程序角
Figure 802956DEST_PATH_IMAGE010
。
可以理解的是，本申请实施例通过采用特征参数序列，能够提高计算效率。
在上述实施例的基础上，进一步的，所述干扰数据包括地面风干扰、初始偏差干扰和火箭内部干扰数据，所述地面风干扰包括地面风风速，所述初始偏差干扰包括所述运载火箭的初始姿态偏差和初始摆角，所述火箭内部干扰数据包括所述运载火箭的加工精度误差和装配精度误差。
可以理解的是，本申请实施例通过考虑误差数据，提高了数据计算准确度。
在上述实施例的基础上，进一步的，所述多自由度飞行动力学仿真模型基于起飞段数据确定，包括质心运动方程、绕质心运动方程、控制方程。
具体的，多自由度飞行动力学仿真模型可表示为
Figure DEST_PATH_IMAGE011
，起飞段数据包括总推力、全箭质量、质心、转动惯量、低速大攻角气动数据。
在上述实施例的基础上，进一步的，如图2所示，所述根据发射塔特征高度序列和所述仿真数据，得到目标时刻的起飞漂移量，包括：
S210，根据发射塔特征高度序列，得到地平面内发射台中心指向发射塔的单位矢；
S220，根据所述仿真数据，得到在目标时刻所述运载火箭的箭体轴线在对应高度处的特征点坐标；
S230，根据所述单位矢和所述特征点坐标，得到目标时刻的起飞漂移量。
在步骤S210中，初始化发射塔特征高度序列
Figure 760547DEST_PATH_IMAGE012
，以及起飞段特征飞行时间序列
Figure DEST_PATH_IMAGE013
。
在步骤S220中，设，
Figure 98557DEST_PATH_IMAGE014
为
Figure DEST_PATH_IMAGE015
时刻火箭箭体轴线在
Figure 44779DEST_PATH_IMAGE016
高度处的特征点坐标，其计算公式为
Figure DEST_PATH_IMAGE017
在步骤S230中，对于发射塔特征高度序列
Figure 222426DEST_PATH_IMAGE012
，以及起飞段特征飞行时间序列
Figure 932893DEST_PATH_IMAGE013
；起飞漂移量
Figure 942437DEST_PATH_IMAGE018
，计算公式为
Figure DEST_PATH_IMAGE019
，其中，
Figure 195695DEST_PATH_IMAGE020
是地平面内发射台中心指向发射塔的单位矢，
Figure DEST_PATH_IMAGE021
为
Figure 222207DEST_PATH_IMAGE015
时刻火箭箭体轴线在
Figure 357653DEST_PATH_IMAGE022
高度处的特征点坐标。
在上述实施例的基础上，进一步的，所述起飞漂移量优化模型基于尾焰喷流影响范围指标确定，包括：
所述起飞漂移量优化模型表示为起飞漂移量最大值最小化公式，且所述尾焰喷流影响范围指标的最大值满足目标约束条件。
可选的，所述尾焰喷流影响范围指标基于目标时刻所述运载火箭尾部中心点坐标确定。
对于所有
Figure DEST_PATH_IMAGE023
，计算尾焰喷流影响范围指标
Figure 967626DEST_PATH_IMAGE024
，计算公式为
Figure DEST_PATH_IMAGE025
其中，
Figure 340970DEST_PATH_IMAGE026
，
Figure DEST_PATH_IMAGE027
，
Figure 253562DEST_PATH_IMAGE028
为
Figure 607795DEST_PATH_IMAGE015
时刻箭体尾部中心点
Figure DEST_PATH_IMAGE029
坐标，计算公式为
Figure 100088DEST_PATH_IMAGE030
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE031
为质心
Figure 734462DEST_PATH_IMAGE032
相对箭体尾部中心点
Figure 739328DEST_PATH_IMAGE029
的距离。
起飞漂移量优化模型可表达为如下的优化模型
Figure DEST_PATH_IMAGE033
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE035
为设计允许的最大尾焰喷流影响范围值。
在上述实施例的基础上，进一步的，所述输入所述起飞漂移量至起飞漂移量优化模型，得到所述起飞漂移量优化模型输出的最优俯仰程序角和最优偏航程序角以实现对运载火箭起飞漂移量的主动控制，还包括：
采用优化算法求解所述起飞漂移量优化模型，得到俯仰和偏航程序角特征参数序列优化值
Figure DEST_PATH_IMAGE037
和
Figure DEST_PATH_IMAGE039
，同时得到对应的最优俯仰程序角
Figure 739381DEST_PATH_IMAGE041
和偏航程序角
Figure 707468DEST_PATH_IMAGE043
；
输入最优俯仰程序角
Figure 914458DEST_PATH_IMAGE041
和最优偏航程序角
Figure DEST_PATH_IMAGE044
至所述运载火箭在起飞段的多自由度飞行动力学仿真模型，得到火箭质心坐标和发射系姿态角，计算起飞漂移量，并判定该起飞漂移量对应的尾焰喷流影响范围指标，求解验证优化设计结果；若验证通过，则将所述最优俯仰程序角
Figure 168853DEST_PATH_IMAGE045
和最优偏航程序角
Figure 562925DEST_PATH_IMAGE044
作为飞行运载订箭上使用，使得运载火箭向发射塔方向的横向漂移量减小。
下面结合一个实施例对本申请实施例提供的技术方案进行详细说明，需要注意的是，下面实施例中的步骤一~步骤十一仅用于方便说明，并不限定各步骤之间的顺序，实施例各步骤的实施顺序满足本申请实施例步骤S110~S140的顺序即可。
某运载火箭与固定勤务塔的相对位置关系见图3a和图3b。固定塔高度按不低于70m考虑（相对0参考高度），火箭发动机喷管尾部高度约5m；火箭轴线距离固定塔前沿7m，芯级半径1.675m，尾翼宽度1.5m，净空间为3.825m。火箭为两级火箭，火箭尾喷口到理论尖点距离是50.34m，起飞重量357t。火箭气动参考长度为49.786m，芯一级直径3.35米，参考面积8.814m2。芯一级发动机“\”型布局，安装角为1°50'；捆绑2个助推器，各安装1台发动机，安装角为6°。芯级发动机“+”字双摆，助推发动机单摆进行姿态控制。
建立如图3a所示的箭体坐标系
Figure 646288DEST_PATH_IMAGE047
，原点
Figure 176626DEST_PATH_IMAGE049
取在轴线尾端；建立如图3a所示的发射坐标系
Figure 8447DEST_PATH_IMAGE051
，原点
Figure 14449DEST_PATH_IMAGE053
取为与
Figure 776869DEST_PATH_IMAGE049
重合（起飞前），箭体系的
Figure 909517DEST_PATH_IMAGE055
轴与发射系
Figure 833610DEST_PATH_IMAGE057
轴重合。火箭起飞后，相对发射台发射系为定系，箭体系为动系。
未采用本申请情况下，火箭起飞过程中最大起飞漂移量为4.54m，不满足净空间要求；此外，火箭起飞过程中尾焰喷流影响范围达到3.47m，影响范围较大。采用本申请的技术内容能够减小火箭起飞漂移量，具体步骤如下：
步骤一：建立运载火箭起飞段六自由度飞行动力学仿真模型
Figure 326909DEST_PATH_IMAGE059
，并获取必要的起飞段数据；
所述动力学仿真模型包括质心运动方程、绕质心运动方程、控制方程；
所述起飞段数据包括总推力、全箭质量、质心、转动惯量、低速大攻角气动数据。
步骤二：获取地面风干扰、初始偏差干扰和火箭内部干扰数据；
所述地面风干扰指的是地面风风速大小，取10m/s；
所述初始偏差干扰指的是火箭的初始姿态偏差和初始摆角，初始姿态偏差取俯仰、偏航各40′，初始摆角取俯仰、偏航、滚动通道各15′；
所述火箭内部干扰指的是火箭加工精度误差、装配误差等引起的各种偏差，取箭体质心横移50mm，发动机推力线偏斜25′，发动机推力线横移8mm，发动机安装角偏差±7.5'，对称位置两台发动机之间的推力偏差±3%。
步骤三：采用特征参数序列
Figure 440489DEST_PATH_IMAGE061
对程序角进行参数化描述，如图4所示，其中
Figure 210999DEST_PATH_IMAGE063
描述程序角偏差大小，
Figure DEST_PATH_IMAGE065
描述程序角切入时刻，
Figure DEST_PATH_IMAGE067
描述程序角切出时刻，
Figure DEST_PATH_IMAGE069
描述切入和切出程序角速率；
初始化火箭俯仰和偏航程序角特征参数序列
Figure DEST_PATH_IMAGE071
和
Figure DEST_PATH_IMAGE073
，得到起飞段的初始俯仰程序角
Figure DEST_PATH_IMAGE075
和偏航程序角
Figure DEST_PATH_IMAGE077
，如图5a和图5b所示；
步骤四：初始化发射塔特征高度序列
Figure DEST_PATH_IMAGE079
(发射塔高70m)，以及起飞段特征飞行时间序列
Figure DEST_PATH_IMAGE081
（火箭起飞6.1s尾部离开塔顶）；
步骤五：基于当前给定的俯仰和偏航程序角，考虑步骤二所述地面风干扰、初始偏差干扰和火箭内部干扰，采用步骤一所述起飞段六自由度飞行动力学仿真模型
Figure DEST_PATH_IMAGE083
和起飞段数据进行六自由度仿真，得到起飞段任意
Figure DEST_PATH_IMAGE085
时刻火箭质心
Figure DEST_PATH_IMAGE087
坐标
Figure DEST_PATH_IMAGE088
，发射系姿态角
Figure DEST_PATH_IMAGE090
；
步骤六：对于所有
Figure DEST_PATH_IMAGE092
，
Figure DEST_PATH_IMAGE094
，计算的起飞漂移量
Figure DEST_PATH_IMAGE096
见图6，其计算公式为
Figure DEST_PATH_IMAGE098
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE100
是地平面内发射台中心指向发射塔的单位矢，
Figure DEST_PATH_IMAGE102
为
Figure DEST_PATH_IMAGE104
时刻火箭箭体轴线在
Figure DEST_PATH_IMAGE106
高度处的特征点坐标，其计算公式为
Figure DEST_PATH_IMAGE108
火箭在纵向截面内的漂移轨迹见图7，由图可知火箭在出塔前尾部与塔顶发生飞行路径干涉。
步骤七：对于所有
Figure DEST_PATH_IMAGE110
，计算尾焰喷流影响范围指标
Figure DEST_PATH_IMAGE112
，计算公式为
Figure DEST_PATH_IMAGE114
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE116
，
Figure DEST_PATH_IMAGE118
，
Figure DEST_PATH_IMAGE120
为
Figure DEST_PATH_IMAGE121
时刻箭体尾部中心点
Figure DEST_PATH_IMAGE123
坐标，计算公式为
Figure DEST_PATH_IMAGE125
式中
Figure DEST_PATH_IMAGE127
为质心
Figure 801600DEST_PATH_IMAGE087
相对箭体尾部中心点的距离，取14.7m。
火箭起飞过程中尾焰喷流影响范围见图8，最大值达到3.36m。
步骤八：建立起飞漂移量优化模型，使得尾焰喷流影响范围指标最大值满足小于2m的约束情况下，起飞漂移量最大值最小化，可表达为如下的优化模型
Figure DEST_PATH_IMAGE129
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE131
为设计允许的最大尾焰喷流影响范围值，取2m作为其约束。
步骤九：采用优化算法对步骤八所述优化模型进行求解，得到俯仰和偏航程序角特征参数序列优化值
Figure DEST_PATH_IMAGE133
和
Figure DEST_PATH_IMAGE135
，同时得到对应的最优俯仰程序角
Figure DEST_PATH_IMAGE137
和偏航程序角
Figure DEST_PATH_IMAGE139
,见图9a和图9b；
步骤十：将最优俯仰程序角
Figure 546308DEST_PATH_IMAGE137
和偏航程序角
Figure DEST_PATH_IMAGE140
当前给定的俯仰和偏航程序角，执行步骤五、步骤六、步骤七，验证优化设计结果；
得到起飞漂移量见图10，火箭起飞过程中最大起飞漂移量为1.74m，满足小于3.825m的指标要求；未采用本发明时的最大起飞漂移量为4.54m，因此该实施例中采用本发明将最大起飞漂移量降低了2.8m，缩减了61.67%。
火箭在纵向截面内的漂移轨迹见图11，由图可知火箭在起飞出塔过程中未发生飞行路径干涉。
火箭起飞过程中尾焰喷流影响范围见图12，最大尾焰喷流影响范围为1.35m，满足小于2m的指标要求；未采用本发明时的尾焰喷流影响范围为3.47m，因此该实施例中采用本发明将尾焰喷流影响范围降低了2.12m，缩减了61.10%。
步骤十一：将所述最优俯仰程序角和偏航程序角作为飞行诸元装订箭上使用，即可使得火箭向发射塔方向的横向漂移量减小。
如图13所示，本申请实施例提供了一种运载火箭起飞漂移量主动控制装置，包括：
获取模块1310，用于获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角、偏航程序角和干扰数据；
仿真模块1320，用于输入所述俯仰程序角、所述偏航程序角和所述干扰数据至所述运载火箭在起飞段的多自由度飞行动力学仿真模型，得到所述多自由度飞行动力学仿真模型输出的仿真数据，所述仿真数据包括运载火箭在起飞段目标时刻的火箭质心坐标和发射系姿态角；
计算模块1330，用于根据发射塔特征高度序列和所述仿真数据，得到目标时刻的起飞漂移量；
优化模块1340，用于输入所述起飞漂移量至起飞漂移量优化模型，得到所述起飞漂移量优化模型输出的最优俯仰程序角和最优偏航程序角以实现对运载火箭起飞漂移量的主动控制，其中，所述起飞漂移量优化模型基于尾焰喷流影响范围指标确定。
本申请实施例提供了一种电子设备，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法。
本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法。
采用本申请实施例中提供的运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置，在火箭起飞段设计一定规律的程序角，使得火箭向发射塔方向的横向漂移量减小，降低对箭塔净空间的需求，对缩小发射塔建设规模和成本具有重要意义。
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。本申请实施例中的方案可以采用各种计算机语言实现，例如，C语言、VHDL语言、Verilog语言、面向对象的程序设计语言Java和直译式脚本语言JavaScript等。
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／或方框图来描述的。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、嵌入式处理机或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。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
此外，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，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
尽管已描述了本申请的优选实施例，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申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种运载火箭起飞漂移量主动控制方法，其特征在于，包括：
获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角、偏航程序角和干扰数据；
输入所述俯仰程序角、所述偏航程序角和所述干扰数据至所述运载火箭在起飞段的多自由度飞行动力学仿真模型，得到所述多自由度飞行动力学仿真模型输出的仿真数据，所述仿真数据包括运载火箭在起飞段目标时刻的火箭质心坐标和发射系姿态角；
根据发射塔特征高度序列和所述仿真数据，得到目标时刻的起飞漂移量；
输入所述起飞漂移量至起飞漂移量优化模型，得到所述起飞漂移量优化模型输出的最优俯仰程序角和最优偏航程序角以实现对运载火箭起飞漂移量的主动控制，其中，所述起飞漂移量优化模型基于尾焰喷流影响范围指标确定。
2.根据权利要求1所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法，其特征在于，所述获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角、偏航程序角，还包括：
获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角和偏航程序角，分别将所述俯仰程序角和所述偏航程序角初始化为俯仰程序角特征参数序列和偏航程序角特征参数序列，得到所述运载火箭在起飞段的初始俯仰程序角和初始偏航程序角。
3.根据权利要求1所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法，其特征在于，所述干扰数据包括地面风干扰、初始偏差干扰和火箭内部干扰数据，所述地面风干扰包括地面风风速，所述初始偏差干扰包括所述运载火箭的初始姿态偏差和初始摆角，所述火箭内部干扰数据包括所述运载火箭的加工精度误差和装配精度误差。
4.根据权利要求1所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法，其特征在于，所述多自由度飞行动力学仿真模型基于起飞段数据确定，包括质心运动方程、绕质心运动方程、控制方程。
5.根据权利要求1所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法，其特征在于，所述根据发射塔特征高度序列和所述仿真数据，得到目标时刻的起飞漂移量，包括：
根据发射塔特征高度序列，得到地平面内发射台中心指向发射塔的单位矢；
根据所述仿真数据，得到在目标时刻所述运载火箭的箭体轴线在对应高度处的特征点坐标；
根据所述单位矢和所述特征点坐标，得到目标时刻的起飞漂移量。
6.根据权利要求1所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法，其特征在于，所述起飞漂移量优化模型基于尾焰喷流影响范围指标确定，包括：
所述起飞漂移量优化模型表示为起飞漂移量最大值最小化公式，且所述尾焰喷流影响范围指标的最大值满足目标约束条件。
7.根据权利要求6所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法，其特征在于，所述尾焰喷流影响范围指标基于目标时刻所述运载火箭尾部中心点坐标确定。
8.一种运载火箭起飞漂移量主动控制装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取运载火箭在起飞段的俯仰程序角、偏航程序角和干扰数据；
仿真模块，用于输入所述俯仰程序角、所述偏航程序角和所述干扰数据至所述运载火箭在起飞段的多自由度飞行动力学仿真模型，得到所述多自由度飞行动力学仿真模型输出的仿真数据，所述仿真数据包括运载火箭在起飞段目标时刻的火箭质心坐标和发射系姿态角；
计算模块，用于根据发射塔特征高度序列和所述仿真数据，得到目标时刻的起飞漂移量；
优化模块，用于输入所述起飞漂移量至起飞漂移量优化模型，得到所述起飞漂移量优化模型输出的最优俯仰程序角和最优偏航程序角以实现对运载火箭起飞漂移量的主动控制，其中，所述起飞漂移量优化模型基于尾焰喷流影响范围指标确定。
9.一种电子设备，其特征在于，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如权利要求1-7任一项所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如权利要求1-7任一项所述的运载火箭起飞漂移量主动控制方法。
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