CN115265292A - 非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备 - Google Patents

非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备 Download PDF

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CN115265292A CN202211146730.3A CN202211146730A CN115265292A CN 115265292 A CN115265292 A CN 115265292A CN 202211146730 A CN202211146730 A CN 202211146730A CN 115265292 A CN115265292 A CN 115265292A
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Abstract

本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备，包括获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；计算时间
Figure DEST_PATH_IMAGE001
时刻的发射数据、高空风数据以及发射系到箭体系的转换矩阵，地心系到发射系的转换矩阵，当地水平系到地心系的转换矩阵；计算
Figure 759075DEST_PATH_IMAGE001
时刻的单位风矢量在发射系的投影；计算时间序列对应的滚动程序角理论值序列；对滚动程序角理论值序列进行数值拟合得到工程化的滚动程序角装订值序列；计算滚动程序角装订值序列
Figure 472953DEST_PATH_IMAGE002
的一阶差分得到滚动程序角速率序列；将滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表作为诸元装订至运载火箭上；具有实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷的目的，适用于运载火箭领域。

Description

非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备
技术领域
本发明涉及运载火箭的技术领域，具体涉及非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备。
背景技术
运载火箭在稠密大气层内飞行时受到高空风产生的气动干扰力和力矩作用，对飞行姿态产生干扰；为减少干扰，姿态控制系统按照一定的控制率摇摆发动机改变推力矢量以抵消干扰，然而，受限于发动机的摇摆能力和火箭尾段的结构空间余量，即：发动机的摇摆角度通常有限幅要求，使得推力矢量能够提供的控制力有限的。
运载火箭通常采用轴对称构型或面对称构型，常见的面对称构型包括两助推构型、带翼\舵面构型等，其特征是气动特性和控制力在俯仰和偏航通道不完全对称，往往存在一个“优势面”，设计时倾向于将“优势面”作为迎风面以匹配控制力需求；如果实际飞行风场与设计预期差异很大，可能导致控制力通道匹配情况严重不满足设计意图，即干扰大的通道控制力弱，而干扰小的通道控制力强，控制力余量无法发挥作用，导致飞行气动载荷增大甚至摆角饱和，影响飞行成败。
为防止控制力不满足任务需求，需进行控制力优化，传统控制力优化方法有两种：
一种是更改发动机摇摆方案，增加伺服机构将固定发动机改为摇摆发动机，或者将单摆发动机改成双摆发动机；
另一种是改变控制方案，如使用弹道风修正或主动减载技术，降低摆角需求；
更改发动机摇摆方案需要增加伺服机构，增加经济成本，并且需要更改箭上结构，很可能不具备更改条件，弹道风修正方案需要在火箭发射前对发射窗口高空风进行预报，方案的实施效果依赖于高空风预报的精度；主动减载方案尽管不依赖高空风预报结果，但是对于平稳风效果不好。
发明内容
针对相关技术中存在的不足，本发明所要解决的技术问题在于：提供非轴对称运载火箭减载控制方法及存储设备，能够优化俯仰、偏航通道控制力分配，有效释放火箭自身的控制力余量，实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：非轴对称运载火箭减载控制方法，包括以下步骤：
获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；
初始化火箭一级飞行段特征的时间序列，记为：
Figure 684037DEST_PATH_IMAGE001
；
基于标准弹道设计数据、发射窗口预报高空风数据，计算时间
Figure 618495DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射数据和高空风数据；
Figure 408596DEST_PATH_IMAGE003
；
计算时间
Figure 428505DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射系
Figure 696675DEST_PATH_IMAGE004
到箭体系
Figure 751219DEST_PATH_IMAGE005
的转换矩阵
Figure 446642DEST_PATH_IMAGE006
，地心系
Figure 953847DEST_PATH_IMAGE007
到发射系
Figure 760129DEST_PATH_IMAGE004
的转换矩阵
Figure 934758DEST_PATH_IMAGE008
，当地水平系
Figure 535504DEST_PATH_IMAGE009
到地心系
Figure 795584DEST_PATH_IMAGE007
的转换矩阵
Figure 139978DEST_PATH_IMAGE010
；
计算
Figure 169114DEST_PATH_IMAGE002
时刻的单位风矢量在发射系的投影；
通过滚动程序角理论值
Figure 940760DEST_PATH_IMAGE011
，计算时间序列
Figure 422557DEST_PATH_IMAGE009
对应的滚动程序角理论值序列
Figure 836221DEST_PATH_IMAGE012
；
对滚动程序角理论值序列
Figure 454284DEST_PATH_IMAGE012
进行数值拟合，并对程序角曲线切入和切出部分采用二次曲线进行过渡，得到工程化的滚动程序角装订值序列
Figure 927991DEST_PATH_IMAGE013
；
计算滚动程序角装订值序列
Figure 897084DEST_PATH_IMAGE013
的一阶差分,并补0作为第一个元素，得到滚动程序角速率序列
Figure 848860DEST_PATH_IMAGE014
；
将时间序列
Figure 587008DEST_PATH_IMAGE009
别与滚动程序角装订值序列
Figure 700458DEST_PATH_IMAGE013
、滚动程序角速率序列
Figure 156847DEST_PATH_IMAGE015
一一对应，组合得到滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表；
将滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表作为诸元装订至运载火箭上。
优选地，所述标准弹道设计数据包括：随时间变化的发射系俯仰姿态角插值表
Figure 646734DEST_PATH_IMAGE016
，发射系偏航姿态角插值表
Figure 504969DEST_PATH_IMAGE017
，发射系滚动姿态角插值表
Figure 54899DEST_PATH_IMAGE018
，箭下点大地经度插值表
Figure 733005DEST_PATH_IMAGE019
，箭下点地心纬度插值表
Figure 26583DEST_PATH_IMAGE020
，飞行高度插值表
Figure 473745DEST_PATH_IMAGE021
，射向
Figure 460155DEST_PATH_IMAGE022
；
所述发射点地理信息数据包括：发射点大地经度
Figure 891137DEST_PATH_IMAGE023
，发射点地理纬度
Figure 722826DEST_PATH_IMAGE024
；
所述发射窗口预报高空风数据包括：火箭发射窗口实测的随飞行高度变化的风速插值表
Figure 290074DEST_PATH_IMAGE025
和风向插值表
Figure 447386DEST_PATH_IMAGE026
。
优选地，所述
Figure 100084DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射数据包括：发射系俯仰姿态角
Figure 735465DEST_PATH_IMAGE027
,发射系偏航姿态角
Figure 157219DEST_PATH_IMAGE028
,发射系滚动姿态角
Figure 485432DEST_PATH_IMAGE029
,箭下点大地经度
Figure 359847DEST_PATH_IMAGE030
,箭下点地心纬度
Figure 64498DEST_PATH_IMAGE031
,飞行高度
Figure 606338DEST_PATH_IMAGE032
；
所述
Figure 105452DEST_PATH_IMAGE002
时刻的高空风数据包括：
Figure 467163DEST_PATH_IMAGE032
高度处的风速
Figure 444347DEST_PATH_IMAGE033
和风向。
优选地，所述
Figure 840693DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射系
Figure 510709DEST_PATH_IMAGE004
到箭体系
Figure 359716DEST_PATH_IMAGE005
的转换矩阵的计算表达式为：
Figure 140590DEST_PATH_IMAGE035
式（1）
所述
Figure 391443DEST_PATH_IMAGE002
时刻的地心系
Figure 232360DEST_PATH_IMAGE007
到发射系
Figure 568663DEST_PATH_IMAGE004
的转换矩阵的计算表达式为：
Figure 153229DEST_PATH_IMAGE037
式（2）
所述
Figure 258588DEST_PATH_IMAGE002
时刻的当地水平系
Figure 270406DEST_PATH_IMAGE009
到地心系
Figure 828426DEST_PATH_IMAGE007
的转换矩阵的计算表达式为：
Figure 216682DEST_PATH_IMAGE038
式（3）。
优选地，所述
Figure 176548DEST_PATH_IMAGE002
时刻的单位风矢量在发射系的投影的计算表达式为：
Figure 359268DEST_PATH_IMAGE039
式（4）
式（4）中，
Figure 670163DEST_PATH_IMAGE040
表示
Figure 596531DEST_PATH_IMAGE002
时刻的单位风矢量在发射系的投影。
优选地，所述滚动程序角理论值
Figure 219360DEST_PATH_IMAGE011
的计算表达式为：
Figure 572981DEST_PATH_IMAGE041
式（5）
式（5）中，
Figure 371172DEST_PATH_IMAGE042
；
所述时间序列
Figure 570073DEST_PATH_IMAGE009
对应的滚动程序角理论值序列
Figure 504531DEST_PATH_IMAGE012
的表达式为：
Figure 294632DEST_PATH_IMAGE043
。
优选地，所述工程化的滚动程序角装订值序列
Figure 48961DEST_PATH_IMAGE013
的表达式为：
Figure 582711DEST_PATH_IMAGE044
；
所述滚所述动程序角装订值序列
Figure 371675DEST_PATH_IMAGE013
的一阶差分的计算表达式为：
Figure 67099DEST_PATH_IMAGE045
式（6）。
本发明还提供了存储设备，其中存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行如上所述的非轴对称运载火箭减载控制方法。
本发明的有益技术效果在于：
1、本发明不需要增加硬件和更改结构设计，采用发射窗口预报高空风数据作为输入，通过计算得到滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表，并将其作为诸元装订至运载火箭上，通过滚转姿态使得箭体“优势面”迎风承载，从而优化俯仰、偏航通道控制力分配，能够有效释放火箭自身的控制力余量，实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷的效果，实用性极强。
2、本发明对发射窗口预报高空风的精度要求不高，能够对平稳风干扰起作用。
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是现有技术中某面对称运载火箭的一级发动机及伺服机构的布局尾视图；
图2是图1所示的面对称运载火箭的任务射向与优势面的分析示意图；
图3是一组高空风的数据示意图；
图4是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法的流程示意图；
图5是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中发射系俯仰姿态角插值表的曲线图；
图6是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中发射系偏航姿态角插值表的曲线图；
图7是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中发射系滚动姿态角插值表的曲线图；
图8是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中箭下点地心纬度插值表的曲线图；
图9是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中箭下点大地经度插值表的曲线图；
图10是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中飞行高度插值表的曲线图；
图11是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中火箭发射窗口实测的随飞行高度变化的风速插值表的曲线图；
图12是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中风向插值表的曲线图；
图13是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中滚动程序角理论值序列的曲线图；
图14是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中工程化的滚动程序角装订值序列随时间序列变化的曲线图；
图15是本发明提供的非轴对称运载火箭减载控制方法中滚动程序角速率序列随时间序列变化的曲线图；
图16是采用本发明前后气动载荷因子qa的比对曲线图；
图17、图18分别是采用本发明前后芯级1#和2#发动机合成摆角比对曲线图；
图19、图20分别是采用本发明前后助推1#和3#发动机摆角比对曲线图。
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。
对现有技术中某面对称运载火箭进行迎风面与“优势面”的分析如下：
如图1所示，该火箭在偏航通道有四台发动机参与姿态控制，而俯仰通道仅有两台，从控制力角度看纵向平面
Figure 574304DEST_PATH_IMAGE046
是其“优势面”；
如图2所示，假设该火箭的任务射向是南射向，高空风通常以西风为主，因此设计时把
Figure 911744DEST_PATH_IMAGE046
平面放在射面内以达到将“优势面”作为迎风面的目的。
如图3所示的一组高空风的实测数据图，由图3可知，风剖面海拔高度覆盖0~25km，最大风速约40m/s，风向在270°附近但浮动范围较大；尤其是在海拔高度约8km到14km的大风区内，风向由约320°变化到约260°，实际迎风面与“优势面”严重不匹配，需要对其进行优化，以使箭体“优势面”迎风承载，优化控制力分配，降低飞行摆角和飞行载荷。
以下结合附图详细说明所述非轴对称运载火箭减载控制方法的一个实施例。
实施例一
如图4所示，本发明实施例一提供的非轴对称运载火箭减载控制方法，包括以下步骤：
获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；
初始化火箭一级飞行段特征的时间序列，记为：
Figure 820794DEST_PATH_IMAGE001
；
基于标准弹道设计数据、发射窗口预报高空风数据，计算时间
Figure 687119DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射数据和高空风数据；
Figure 681620DEST_PATH_IMAGE003
计算时间
Figure 291593DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射系
Figure 320729DEST_PATH_IMAGE004
到箭体系
Figure 92376DEST_PATH_IMAGE005
的转换矩阵
Figure 839752DEST_PATH_IMAGE006
，地心系
Figure 987836DEST_PATH_IMAGE007
到发射系
Figure 871479DEST_PATH_IMAGE004
的转换矩阵
Figure 79606DEST_PATH_IMAGE008
，当地水平系
Figure 783120DEST_PATH_IMAGE009
到地心系
Figure 475DEST_PATH_IMAGE007
的转换矩阵
Figure 473044DEST_PATH_IMAGE010
；
计算
Figure 117652DEST_PATH_IMAGE002
时刻的单位风矢量在发射系的投影；
通过滚动程序角理论值
Figure 308462DEST_PATH_IMAGE011
，计算时间序列
Figure 63929DEST_PATH_IMAGE009
对应的滚动程序角理论值序列
Figure 656584DEST_PATH_IMAGE012
；
对滚动程序角理论值序列
Figure 472093DEST_PATH_IMAGE012
进行数值拟合，并对程序角曲线切入和切出部分采用二次曲线进行过渡，得到工程化的滚动程序角装订值序列
Figure 884620DEST_PATH_IMAGE013
；
计算滚动程序角装订值序列
Figure 443777DEST_PATH_IMAGE013
的一阶差分,并补0作为第一个元素，得到滚动程序角速率序列
Figure 890939DEST_PATH_IMAGE014
；
将时间序列
Figure 877350DEST_PATH_IMAGE009
分别与滚动程序角装订值序列
Figure 42752DEST_PATH_IMAGE013
、滚动程序角速率序列
Figure 140021DEST_PATH_IMAGE014
一一对应，组合得到滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表；
将滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表作为诸元装订至运载火箭上。
本实施例提供的非轴对称运载火箭减载控制方法，不需要增加硬件和更改结构设计，采用发射窗口预报高空风数据作为输入，通过计算得到滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表，并将其作为诸元装订至运载火箭上，通过滚转姿态使得箭体“优势面”迎风承载，从而优化俯仰、偏航通道控制力分配，能够有效释放火箭自身的控制力余量，实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷的效果，实用性极强。
此外，本发明对发射窗口预报高空风的精度要求不高，能够对平稳风干扰起作用。
本实施例中，所述标准弹道设计数据包括：随时间变化的发射系俯仰姿态角插值表
Figure 441689DEST_PATH_IMAGE016
，发射系偏航姿态角插值表
Figure 599001DEST_PATH_IMAGE017
，发射系滚动姿态角插值表
Figure 986120DEST_PATH_IMAGE018
,箭下点大地经度插值表
Figure 887080DEST_PATH_IMAGE019
，箭下点地心纬度插值表
Figure 308834DEST_PATH_IMAGE020
，飞行高度插值表
Figure 637047DEST_PATH_IMAGE021
，射向
Figure 511462DEST_PATH_IMAGE022
。
具体地，所述发射点地理信息数据包括：发射点大地经度
Figure 950534DEST_PATH_IMAGE023
，发射点地理纬度
Figure 226794DEST_PATH_IMAGE024
；
所述发射窗口预报高空风数据包括：火箭发射窗口实测的随飞行高度变化的风速插值表
Figure 725909DEST_PATH_IMAGE025
和风向插值表
Figure 87620DEST_PATH_IMAGE026
。
所述对于所有时间
Figure 330383DEST_PATH_IMAGE003
，可根据时间插值计算得到：
Figure 726729DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射系俯仰姿态角
Figure 396745DEST_PATH_IMAGE027
,发射系偏航姿态角
Figure 980173DEST_PATH_IMAGE028
,发射系滚动姿态角
Figure 26626DEST_PATH_IMAGE029
,箭下点大地经度
Figure 543058DEST_PATH_IMAGE030
,箭下点地心纬度
Figure 118396DEST_PATH_IMAGE031
,飞行高度
Figure 454699DEST_PATH_IMAGE032
；
根据高度插值计算得到：
Figure 773685DEST_PATH_IMAGE032
高度处的风速
Figure 144624DEST_PATH_IMAGE033
，风向
Figure 156442DEST_PATH_IMAGE047
；
所述插值方法可采用任意常用插值方法，包括但不限于线性插值、临近点插值、多项式插值、牛顿插值、拉格朗日插值、样条插值等。
具体地，所述发射系俯仰姿态角
Figure 980042DEST_PATH_IMAGE027
可由发射系俯仰姿态角插值表
Figure 102718DEST_PATH_IMAGE016
根据时间
Figure 593743DEST_PATH_IMAGE002
线性插值得到；所述发射系偏航姿态角
Figure 510883DEST_PATH_IMAGE028
可由发射系偏航姿态角插值表
Figure 821779DEST_PATH_IMAGE017
根据时间
Figure 748146DEST_PATH_IMAGE002
线性插值得到；所述发射系滚动姿态角
Figure 828098DEST_PATH_IMAGE029
可由发射系滚动姿态角插值表
Figure 181719DEST_PATH_IMAGE018
根据时间
Figure 714331DEST_PATH_IMAGE002
线性插值得到；所述箭下点大地经度
Figure 444390DEST_PATH_IMAGE030
可由箭下点大地经度插值表
Figure 378848DEST_PATH_IMAGE019
根据时间
Figure 903370DEST_PATH_IMAGE002
线性插值得到；所述箭下点地心纬度
Figure 923279DEST_PATH_IMAGE031
可由箭下点地心纬度插值表
Figure 191449DEST_PATH_IMAGE020
根据时间
Figure 245993DEST_PATH_IMAGE002
线性插值得到；所述飞行高度
Figure 941416DEST_PATH_IMAGE032
可由飞行高度插值表
Figure 448621DEST_PATH_IMAGE021
根据时间
Figure 520482DEST_PATH_IMAGE002
线性插值得到；所述风速
Figure 163953DEST_PATH_IMAGE033
由风速插值表
Figure 295857DEST_PATH_IMAGE025
可由飞行高度
Figure 24779DEST_PATH_IMAGE048
线性插值得到；所述风向
Figure 900331DEST_PATH_IMAGE047
由风向插值表
Figure 398308DEST_PATH_IMAGE026
根据飞行高度
Figure 701114DEST_PATH_IMAGE048
线性插值得到。
本实施例中，所述
Figure 929050DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射系
Figure 342714DEST_PATH_IMAGE004
到箭体系
Figure 960777DEST_PATH_IMAGE005
的转换矩阵的计算表达式为：
Figure 434484DEST_PATH_IMAGE035
式（1）
所述
Figure 137997DEST_PATH_IMAGE002
时刻的地心系
Figure 355352DEST_PATH_IMAGE007
到发射系
Figure 827922DEST_PATH_IMAGE004
的转换矩阵的计算表达式为：
Figure 472530DEST_PATH_IMAGE037
式（2）
所述
Figure 663340DEST_PATH_IMAGE002
时刻的当地水平系
Figure 418806DEST_PATH_IMAGE009
到地心系
Figure 277041DEST_PATH_IMAGE007
的转换矩阵的计算表达式为：
Figure 826971DEST_PATH_IMAGE038
式（3）。
本实施例中，
Figure 505077DEST_PATH_IMAGE002
时刻的单位风矢量在发射系的投影的计算表达式为：
Figure 798655DEST_PATH_IMAGE039
式（4）
式（4）中，
Figure 511396DEST_PATH_IMAGE040
表示
Figure 232227DEST_PATH_IMAGE002
时刻的单位风矢量在发射系的投影。
本实施例中，所述滚动程序角理论值
Figure 397629DEST_PATH_IMAGE011
的计算表达式为：
Figure 229319DEST_PATH_IMAGE041
式（5）
式（5）中，
Figure 62146DEST_PATH_IMAGE042
；
所述时间序列
Figure 953879DEST_PATH_IMAGE009
对应的滚动程序角理论值序列
Figure 606577DEST_PATH_IMAGE012
的表达式为：
Figure 241957DEST_PATH_IMAGE049
。
本实施例中，所述工程化的滚动程序角装订值序列
Figure 663711DEST_PATH_IMAGE013
的表达式为：
Figure 991925DEST_PATH_IMAGE044
；
所述滚所述动程序角装订值序列
Figure 866340DEST_PATH_IMAGE013
的一阶差分的计算表达式为：
Figure 305411DEST_PATH_IMAGE045
式（6）。
实施例二
图4至图15是本发明的仿真示意图；将
Figure 581672DEST_PATH_IMAGE050
和
Figure 815207DEST_PATH_IMAGE051
作为诸元装订箭上使用，开展运载火箭六自由度飞行动力学仿真，通过比对说明本发明的技术效果。
仿真时，具体步骤包括：
S10，获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；
仿真时，射向可为
Figure 442498DEST_PATH_IMAGE052
所述的发射点大地经度可为
Figure 419681DEST_PATH_IMAGE053
；发射点地理纬度可为
Figure 816027DEST_PATH_IMAGE054
；
S20，初始化火箭一级飞行段特征的时间序列，记为：
Figure 220464DEST_PATH_IMAGE055
；
S30，对于所有时间
Figure 335050DEST_PATH_IMAGE056
，采用线性插值方法计算
Figure 115924DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射系俯仰姿态角
Figure 366777DEST_PATH_IMAGE027
,发射系偏航姿态角
Figure 942115DEST_PATH_IMAGE028
,发射系滚动姿态角
Figure 543998DEST_PATH_IMAGE029
,箭下点大地经度
Figure 862983DEST_PATH_IMAGE030
,箭下点地心纬度
Figure 233922DEST_PATH_IMAGE031
,飞行高度
Figure 980161DEST_PATH_IMAGE032
；根据高度插值计算
Figure 69340DEST_PATH_IMAGE032
高度处的风速
Figure 926437DEST_PATH_IMAGE033
，风向
Figure 151882DEST_PATH_IMAGE047
；
S40, 计算时间
Figure 334602DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射系
Figure 379918DEST_PATH_IMAGE004
到箭体系
Figure 306286DEST_PATH_IMAGE005
的转换矩阵
Figure 386238DEST_PATH_IMAGE006
，地心系
Figure 739859DEST_PATH_IMAGE007
到发射系
Figure 272471DEST_PATH_IMAGE004
的转换矩阵
Figure 2530DEST_PATH_IMAGE008
，当地水平系
Figure 936988DEST_PATH_IMAGE009
到地心系
Figure 195931DEST_PATH_IMAGE007
的转换矩阵
Figure 481418DEST_PATH_IMAGE010
；
S50, 对于所有时间
Figure 484010DEST_PATH_IMAGE056
，计算
Figure 538553DEST_PATH_IMAGE002
时刻的单位风矢量在发射系
Figure 233977DEST_PATH_IMAGE004
的投影
Figure 6761DEST_PATH_IMAGE040
；
S60，对于所有时间
Figure 547463DEST_PATH_IMAGE057
，计算滚动程序角理论值
Figure 456514DEST_PATH_IMAGE011
，得到与时间序列
Figure 322838DEST_PATH_IMAGE058
对应的滚动程序角理论值序列
Figure 317339DEST_PATH_IMAGE059
；
S70, 对滚动程序角理论值序列
Figure 927312DEST_PATH_IMAGE059
进行傅里叶级数拟合，并对程序角曲线切入和切出部分采用二次曲线进行过渡，得到工程化的滚动程序角装订值序列
Figure 690869DEST_PATH_IMAGE060
；
拟合用傅里叶级数为
Figure 993674DEST_PATH_IMAGE061
；
其中，
Figure 209892DEST_PATH_IMAGE062
；
Figure 357976DEST_PATH_IMAGE063
Figure 241619DEST_PATH_IMAGE064
S80,计算滚动程序角装订值序列
Figure 715325DEST_PATH_IMAGE013
的一阶差分,并补0作为第一个元素，得到滚动程序角速率序列
Figure 418839DEST_PATH_IMAGE014
；
所述一阶差分计算方法见下式：
Figure 370615DEST_PATH_IMAGE065
；
S90,将时间序列
Figure 108764DEST_PATH_IMAGE009
分别与滚动程序角装订值序列
Figure 487792DEST_PATH_IMAGE013
、滚动程序角速率序列
Figure 944182DEST_PATH_IMAGE014
一一对应，组合得到滚动程序角插值表
Figure 434069DEST_PATH_IMAGE050
、滚动程序角速率插值表
Figure 26724DEST_PATH_IMAGE051
；
将滚动程序角插值表
Figure 576654DEST_PATH_IMAGE050
、滚动程序角速率插值表
Figure 254760DEST_PATH_IMAGE051
作为诸元装订至运载火箭上。
仿真结果：
图16是气动载荷因子qa的比对曲线，采用本发明技术内容后qa最大值显著降低，由2576Pa.rad降低为2270Pa.rad；
图17、图18分别为芯级1#和2#发动机合成摆角比对曲线，采用本发明后摆角分配优化，最大摆角由5.83°降低为3.96°；
图19、图20分别为助推1#和3#发动机摆角比对曲线，采用本发明后未有显著增加，表明芯级摆角减小并没有造成助推负担显著增加。
本发明还提供了一种存储设备，其中存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行如上述的非轴对称运载火箭减载控制方法。
所述存储设备可为一计算机可读存储介质，可以包括：ROM、RAM、磁盘或光盘等。
综上，本发明适用于非轴对称运载火箭，通过滚转姿态使得箭体“优势面”迎风承载，从而优化俯仰、偏航通道控制力分配，能够优化通道控制力，有效释放火箭自身的控制力余量，实现降低飞行摆角需求和降低飞行载荷的效果。
在本发明的描述中，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”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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发明和简化描述，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发明的限制。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
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述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
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 (8)

1.非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：包括以下步骤：
获取标准弹道设计数据、发射点地理信息数据、发射窗口预报高空风数据；
初始化火箭一级飞行段特征的时间序列，记为：
Figure 274105DEST_PATH_IMAGE001
；
基于标准弹道设计数据、发射窗口预报高空风数据，计算时间
Figure 722404DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射数据和高空风数据；
Figure 767721DEST_PATH_IMAGE003
；
计算时间
Figure 225247DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射系
Figure 367515DEST_PATH_IMAGE004
到箭体系
Figure 721136DEST_PATH_IMAGE005
的转换矩阵
Figure 253748DEST_PATH_IMAGE006
，地心系
Figure 983807DEST_PATH_IMAGE007
到发射系
Figure 980582DEST_PATH_IMAGE004
的转换矩阵
Figure 505104DEST_PATH_IMAGE008
，当地水平系
Figure 525013DEST_PATH_IMAGE009
到地心系
Figure 793183DEST_PATH_IMAGE007
的转换矩阵
Figure 644464DEST_PATH_IMAGE010
；
计算
Figure 605467DEST_PATH_IMAGE002
时刻的单位风矢量在发射系的投影；
通过滚动程序角理论值
Figure 378251DEST_PATH_IMAGE011
，计算时间序列
Figure 918954DEST_PATH_IMAGE009
对应的滚动程序角理论值序列
Figure 93583DEST_PATH_IMAGE012
；
对滚动程序角理论值序列
Figure 756646DEST_PATH_IMAGE012
进行数值拟合，并对程序角曲线切入和切出部分采用二次曲线进行过渡，得到工程化的滚动程序角装订值序列
Figure 16726DEST_PATH_IMAGE013
；
计算滚动程序角装订值序列
Figure 384557DEST_PATH_IMAGE013
一阶差分,并补0作为第一个元素，得到滚动程序角速率序列
Figure 413693DEST_PATH_IMAGE014
；
将时间序列
Figure 513236DEST_PATH_IMAGE009
分别与滚动程序角装订值序列
Figure 995033DEST_PATH_IMAGE013
、滚动程序角速率序列
Figure 408697DEST_PATH_IMAGE014
一一对应，组合得到滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表；
将滚动程序角插值表、滚动程序角速率插值表作为诸元装订至运载火箭上。
2.根据权利要求1所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述标准弹道设计数据包括：随时间变化的发射系俯仰姿态角插值表
Figure 26760DEST_PATH_IMAGE015
，发射系偏航姿态角插值表
Figure 500466DEST_PATH_IMAGE016
，发射系滚动姿态角插值表
Figure 266297DEST_PATH_IMAGE017
,箭下点大地经度插值表
Figure 218073DEST_PATH_IMAGE018
，箭下点地心纬度插值表
Figure 956222DEST_PATH_IMAGE019
，飞行高度插值表
Figure 600829DEST_PATH_IMAGE020
，射向
Figure 57219DEST_PATH_IMAGE021
；
所述发射点地理信息数据包括：发射点大地经度
Figure 812685DEST_PATH_IMAGE022
，发射点地理纬度
Figure 202078DEST_PATH_IMAGE023
；
所述发射窗口预报高空风数据包括：火箭发射窗口实测的随飞行高度变化的风速插值表
Figure 17587DEST_PATH_IMAGE024
和风向插值表
Figure 695693DEST_PATH_IMAGE025
。
3.根据权利要求2所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述
Figure 254851DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射数据包括：发射系俯仰姿态角
Figure 967592DEST_PATH_IMAGE026
,发射系偏航姿态角
Figure 485161DEST_PATH_IMAGE027
,发射系滚动姿态角
Figure 916142DEST_PATH_IMAGE028
,箭下点大地经度
Figure 747832DEST_PATH_IMAGE029
,箭下点地心纬度
Figure 580659DEST_PATH_IMAGE030
,飞行高度
Figure 269129DEST_PATH_IMAGE031
；
所述
Figure 187406DEST_PATH_IMAGE002
时刻的高空风数据包括：
Figure 88366DEST_PATH_IMAGE031
高度处的风速
Figure 244541DEST_PATH_IMAGE032
和风向。
4.根据权利要求3所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述
Figure 572754DEST_PATH_IMAGE002
时刻的发射系
Figure 509486DEST_PATH_IMAGE004
到箭体系
Figure 214137DEST_PATH_IMAGE005
的转换矩阵的计算表达式为：
Figure 755977DEST_PATH_IMAGE033
式（1）
所述
Figure 989512DEST_PATH_IMAGE002
时刻的地心系
Figure 616803DEST_PATH_IMAGE007
到发射系
Figure 656303DEST_PATH_IMAGE004
的转换矩阵的计算表达式为：
Figure 52649DEST_PATH_IMAGE034
式（2）
所述
Figure 722665DEST_PATH_IMAGE002
时刻的当地水平系
Figure 571672DEST_PATH_IMAGE009
到地心系
Figure 352546DEST_PATH_IMAGE007
的转换矩阵的计算表达式为：
Figure 868978DEST_PATH_IMAGE035
式（3）。
5.根据权利要求4所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述
Figure 506633DEST_PATH_IMAGE002
时刻的单位风矢量在发射系的投影的计算表达式为：
Figure 108516DEST_PATH_IMAGE036
式（4）
式（4）中，
Figure 693081DEST_PATH_IMAGE037
表示
Figure 798440DEST_PATH_IMAGE002
时刻的单位风矢量在发射系的投影。
6.根据权利要求5所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述滚动程序角理论值
Figure 810258DEST_PATH_IMAGE011
的计算表达式为：
Figure 633858DEST_PATH_IMAGE038
式（5）
式（5）中，
Figure 818851DEST_PATH_IMAGE039
；
所述时间序列
Figure 778717DEST_PATH_IMAGE009
对应的滚动程序角理论值序列
Figure 961437DEST_PATH_IMAGE012
的表达式为：
Figure 537912DEST_PATH_IMAGE040
。
7.根据权利要求6所述的非轴对称运载火箭减载控制方法，其特征在于：所述工程化的滚动程序角装订值序列
Figure 261017DEST_PATH_IMAGE013
的表达式为：
Figure 340969DEST_PATH_IMAGE041
；
所述滚所述动程序角装订值序列
Figure 694589DEST_PATH_IMAGE042
的一阶差分的计算表达式为：
Figure 492781DEST_PATH_IMAGE043
式（6）。
8.存储设备，其中存储有多条指令，其特征在于：所述指令适于由处理器加载并执行如权利要求1~7中任一所述的非轴对称运载火箭减载控制方法。
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