CN116025486A - 一种运载火箭助推段姿态的控制方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种运载火箭助推段姿态的控制方法及系统，涉及飞行器姿态控制技术领域。所述方法包括：向助推发动机的助推伺服驱动器发送姿态控制指令；接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；所述第一伺服作动器位于所述助推发动机的第一象限，所述第二伺服作动器位于所述助推发动机的第四象限；根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态。本发明的方案通过助推发动机的喷管对火箭的助推段滚动姿态的控制，使得助推发动机的喷管能够对火箭的助推段姿态进行全方位的控制。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器姿态控制技术领域，特别是指一种运载火箭助推段姿态的控制方法及系统。
背景技术
助推捆绑型固体火箭的姿态控制主要依靠的是助推发动机推力矢量控制，但对于助推捆绑型固体火箭的滚动姿态的控制则无法通过助推发动机的矢量喷管来直接控制，而是需要通过小型姿控喷管来实现，在滚动姿态的控制过程中，需要对姿控喷管姿态控制进行单独计算，而且通过小型姿控喷管来控制固体火箭的滚动姿态，使得全箭的整体结构较为复杂，需要良好的结构特性实现捆绑四个助推固体发动机的特性；需要通过飞控计算机强大的算力来实现助推发动机伺服机构的同步控制；喷管发动机执行姿态控制时，需要整箭有较高的飞行稳定性，对喷管的要求极为严格，不可以有喷管喷火的气流扰动；对于矢量喷管的伺服机构精准度要求较高。
发明内容
本发明提供一种运载火箭助推段姿态的控制方法及系统。解决了助推捆绑型固体火箭的滚动姿态的控制无法通过助推发动机的喷管直接控制的问题。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
本发明的实施例提出一种运载火箭助推段姿态的控制方法，应用于捆绑型固体运载火箭助推段姿态的控制系统中的飞控计算机，所述方法包括：
向助推发动机的助推伺服驱动器发送姿态控制指令；
接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；所述第一伺服作动器位于所述助推发动机的第一象限，所述第二伺服作动器位于所述助推发动机的第四象限；
根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态。
可选的，接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号，包括：
接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的回采位置指令帧；
对所述回采位置指令帧进行解析，获得所述第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；其中，所述第一位置状态信号为第一伺服作动器的第一摆角位置信息，所述第二位置状态信号为第二伺服作动器的第二摆角位置信息。
可选的，根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，确定所述助推发动机的喷管的正俯仰姿态控制指令、负俯仰姿态控制指令、正偏航姿态控制指令、负偏航姿态控制指令、正滚动姿态控制指令、负滚动姿态控制指令中的一项；
根据所述正俯仰姿态控制指令、负俯仰姿态控制指令、正偏航姿态控制指令、负偏航姿态控制指令、正滚动姿态控制指令、负滚动姿态控制指令中的一项，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态；其中，所述助推发动机包括：第一助推发动机、第二助推发动机、第三助推发动机以及第四助推发动机；一个助推发动机电连接一个助推伺服驱动器。
可选的，根据所述正俯仰姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述正俯仰姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向下运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向下运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向下运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向下运动。
可选的，根据负俯仰姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述负俯仰姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向上运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向上运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向上运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向上运动。
可选的，根据正偏航姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述正偏航姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向右运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向右运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向右运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向右运动。
可选的，根据负偏航姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述负偏航姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向左运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向左运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向左运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向左运动。
可选的，根据正滚动姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述正滚动姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向左运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向上运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向右运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向下运动。
可选的，根据负滚动姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述负滚动姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向右运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向下运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向左运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向上运动。
本发明的实施例还提出一种运载火箭助推段姿态的控制系统，包括：
飞控计算机，以及与所述飞控计算机通信连接的至少一个助推伺服驱动器，一个助推发动机电连接一个助推伺服驱动器，一个助推发动机的第一象限中设置有第一伺服作动器，第四象限中设置有第二伺服作动器；
所述飞控计算机向助推发动机的助推伺服驱动器发送姿态控制指令；
所述飞控计算机接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；所述第一伺服作动器位于所述助推发动机的第一象限，所述第二伺服作动器位于所述助推发动机的第四象限；
所述飞控计算机根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态。
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明的上述方案通过向助推发动机的助推伺服驱动器发送姿态控制指令；接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；所述第一伺服作动器位于所述助推发动机的第一象限，所述第二伺服作动器位于所述助推发动机的第四象限；根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态。使得助推发动机的喷管能够对火箭的助推段姿态进行全方位的控制。
附图说明
图1是本发明的运载火箭助推段姿态的控制方法的流程示意图；
图2是本发明的运载火箭助推段姿态的控制方法中助推发动机的分布结构示意图。
附图标记说明：
21、第一助推发动机；22、第二助推发动机；23、第三助推发动机；24、第四助推发动机；25、运载火箭；31、第一助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器；32、第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器；33、第二助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器；34、第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器；35、第三助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器；36、第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器；37、第四助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器；38、第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1所示，本发明的实施例提供一种运载火箭助推段姿态的控制方法，应用于捆绑型固体运载火箭助推段姿态的控制系统中的飞控计算机，所述方法包括：
步骤S11，向助推发动机的助推伺服驱动器发送姿态控制指令；
步骤S12，接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；所述第一伺服作动器位于所述助推发动机的第一象限，所述第二伺服作动器位于所述助推发动机的第四象限；
步骤S13，根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态。
本实施例中，所述第一伺服作动器位于所述助推发动机的第一象限，且与所述助推发动机喷管的上下支耳固定连接，所述第二伺服作动器位于所述助推发动机的第四象限，且与所述助推发动机喷管的上下支耳固定连接；所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器均是通过所述助推发动机喷管的上下支耳来调整助推发动机的喷管姿态。
本发明的一个可选的实施例中，步骤S12可以包括：
步骤S121，接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的回采位置指令帧；
步骤S122，对所述回采位置指令帧进行解析，获得所述第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；其中，所述第一位置状态信号为第一伺服作动器的第一摆角位置信息，所述第二位置状态信号为第二伺服作动器的第二摆角位置信息。
本实施例中，所述飞控计算机通过1553B总线的方式向助推发动机的助推伺服驱动器发送控制指令，使得数据传输具有较高的可靠性，所述飞控计算机通过向所述助推发动机的助推伺服驱动器发送姿态控制指令的控制指令帧的方式，使所述助推发动机的助推伺服驱动器获取第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号，并将所述第一位置状态信号和第二位置状态信号反馈到所述飞控计算机中，所述飞控计算机根据回采的第一位置状态信号，获取助推发动机上的第一伺服作动器的当前位置状态，根据回采的第二位置状态信号来获取所述助推发动机的第二伺服作动器的当前位置状态，最后所述飞控计算机根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态；其中，所述飞控计算机与所述助推伺服驱动器消息的互交如表1和表2所示，所述飞控计算机向所述助推发动机的助推伺服驱动器发送姿态控制指令的控制指令帧如表1所示，所述飞控计算机接收到的回采位置指令帧如表2所示。
表1，控制指令帧
表2，回采位置指令帧
本发明的一个可选的实施例中，步骤S13可以包括：
步骤S131，根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，确定所述助推发动机的喷管的正俯仰姿态控制指令、负俯仰姿态控制指令、正偏航姿态控制指令、负偏航姿态控制指令、正滚动姿态控制指令、负滚动姿态控制指令中的一项；
步骤S132，根据所述正俯仰姿态控制指令、负俯仰姿态控制指令、正偏航姿态控制指令、负偏航姿态控制指令、正滚动姿态控制指令、负滚动姿态控制指令中的一项，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态；其中，所述助推发动机包括：第一助推发动机21、第二助推发动机22、第三助推发动机23以及第四助推发动机24；一个助推发动机电连接一个助推伺服驱动器，具体的，第一助推发动机21电连接有第一助推伺服驱动器，第二助推发动机22电连接有第二助推伺服驱动器，第三助推发动机23电连接有第三助推伺服驱动器，第四助推发动机24电连接有第四助推伺服驱动器。
如图2所示，本实施例中，第一助推发动机21、第二助推发动机22、第三助推发动机23以及第四助推发动机24依次环绕固定在运载火箭25上，图2中的I表示所述助推发动机的第一象限，II表示所述助推发动机的第二象限，III表示所述助推发动机的第三象限，IV表示所述助推发动机的第四象限。
本发明的一个可选的实施例中，步骤S132中，根据所述的正俯仰姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
步骤S13211，根据所述正俯仰姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器31摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向下运动；
步骤S13212，第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器34摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向下运动；
步骤S13213，第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器35摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向下运动；
步骤S13214，第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器38摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向下运动。
本发明的一个可选的实施例中，步骤S132中，根据负俯仰姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
步骤S13221，根据所述负俯仰姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器31摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向上运动；
步骤S13222，第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器34摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向上运动；
步骤S13223，第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器35摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向上运动；
步骤S13224，第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器38摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向上运动。
本发明的一个可选的实施例中，步骤S132中，根据正偏航姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
步骤S13231，根据所述正偏航姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器32摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向右运动；
步骤S13232，第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器33摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向右运动；
步骤S13233，第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器36摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向右运动；
步骤S13234，第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器37摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向右运动。
本发明的一个可选的实施例中，步骤S132中，根据负偏航姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
步骤S13241，根据所述负偏航姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器32摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向左运动；
步骤S13242，第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器33摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向左运动；
步骤S13243，第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器36摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向左运动；
步骤S13244，第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器37摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向左运动。
本发明的一个可选的实施例中，步骤S132中，根据正滚动姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
步骤S13251，根据所述正滚动姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器32摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向左运动；
步骤S13252，第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器34摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向上运动；
步骤S13253，第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器36摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向右运动；
步骤S13254，第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器38摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向下运动。
本发明的一个可选的实施例中，步骤S132中，根据负滚动姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
步骤S13251，根据所述负滚动姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器32摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向右运动；
步骤S13252，第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器34摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向下运动；
步骤S13253，第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器36摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向左运动；
步骤S13254，第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器38摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向上运动。
本发明上述的运载火箭助推段姿态的控制方法，通过独特的四助推的捆绑方式和控制方法既能达到全面的姿态控制，又可提升全箭的稳定性，解决了助推捆绑型固体火箭的滚动姿态的控制无法通过助推发动机的喷管直接控制的问题。通过助推发动机的喷管对火箭的助推段姿态进行全方位的控制；省去了小型姿控喷管的结构和对姿控喷管姿态控制进行单独计算，降低了结构成本；同时此方法使运载火箭助推段的滚动姿态控制更为简单，其集成在矢量喷管控制中，能更好的达到目的，方便飞控计算机指令控制，以及伺服机构的闭环控制。
本发明的实施例还提供一种运载火箭助推段姿态的控制系统，包括：
飞控计算机，以及与所述飞控计算机通信连接的至少一个助推伺服驱动器，一个助推发动机电连接一个助推伺服驱动器，一个助推发动机的第一象限中设置有第一伺服作动器，第四象限中设置有第二伺服作动器；
所述飞控计算机向助推发动机的助推伺服驱动器发送姿态控制指令；
所述飞控计算机接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；所述第一伺服作动器位于所述助推发动机的第一象限，所述第二伺服作动器位于所述助推发动机的第四象限；
所述飞控计算机根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态。
可选的，接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号，包括：
接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的回采位置指令帧；
对所述回采位置指令帧进行解析，获得所述第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；其中，所述第一位置状态信号为第一伺服作动器的第一摆角位置信息，所述第二位置状态信号为第二伺服作动器的第二摆角位置信息。
可选的，所述飞控计算机根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，确定所述助推发动机的喷管的正俯仰姿态控制指令、负俯仰姿态控制指令、正偏航姿态控制指令、负偏航姿态控制指令、正滚动姿态控制指令、负滚动姿态控制指令中的一项；
根据所述正俯仰姿态控制指令、负俯仰姿态控制指令、正偏航姿态控制指令、负偏航姿态控制指令、正滚动姿态控制指令、负滚动姿态控制指令中的一项，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态；其中，所述助推发动机包括：第一助推发动机、第二助推发动机、第三助推发动机以及第四助推发动机；一个助推发动机电连接一个助推伺服驱动器。
可选的，所述飞控计算机根据所述正俯仰姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述正俯仰姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向下运动；
第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向下运动；
第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向下运动；
第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向下运动。
可选的，根据负俯仰姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述负俯仰姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向上运动；
第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向上运动；
第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向上运动；
第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向上运动。
可选的，根据正偏航姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述正偏航姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向右运动；
第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向右运动；
第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向右运动；
第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向右运动。
可选的，根据负偏航姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述负偏航姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向左运动；
第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向左运动；
第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向左运动；
第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向左运动。
可选的，根据正滚动姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述正滚动姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向左运动；
第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向上运动；
第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向右运动；
第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向下运动。
可选的，根据负滚动姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述负滚动姿态控制指令，第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向右运动；
第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向下运动；
第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向左运动；
第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向上运动。
需要说明的是，该系统是与上述运载火箭助推段姿态的控制方法对应的系统，上述方法中所有实现方式均适用于该系统的实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的实施例还提供一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行上述的运载火箭助推段姿态的控制方法。上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的实施例还提供一种计算机可读存储介质，包括指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行上述的运载火箭助推段姿态的控制方法。上述各方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
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。
在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，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，所述单元的划分，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。
所述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，在本发明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。
所述功能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，本发明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)执行本发明各个实施例所述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、ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
此外，需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行，某些步骤可以并行或彼此独立地执行。对本领域的普通技术人员而言，能够理解本发明的方法和装置的全部或者任何步骤或者部件，可以在任何计算装置（包括处理器、存储介质等）或者计算装置的网络中，以硬件、固件、软件或者它们的组合加以实现，这是本领域普通技术人员在阅读了本发明的说明的情况下运用他们的基本编程技能就能实现的。
因此，本发明的目的还可以通过在任何计算装置上运行一个程序或者一组程序来实现。所述计算装置可以是公知的通用装置。因此，本发明的目的也可以仅仅通过提供包含实现所述方法或者装置的程序代码的程序产品来实现。也就是说，这样的程序产品也构成本发明，并且存储有这样的程序产品的存储介质也构成本发明。显然，所述存储介质可以是任何公知的存储介质或者将来所开发出来的任何存储介质。还需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行。某些步骤可以并行或彼此独立地执行。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种运载火箭助推段姿态的控制方法，其特征在于，应用于捆绑型固体运载火箭助推段姿态的控制系统中的飞控计算机，所述方法包括：
向助推发动机的助推伺服驱动器发送姿态控制指令；
接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；所述第一伺服作动器位于所述助推发动机的第一象限，所述第二伺服作动器位于所述助推发动机的第四象限；
根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态。
2.根据权利要求1所述的运载火箭助推段姿态的控制方法，其特征在于，接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号，包括：
接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的回采位置指令帧；
对所述回采位置指令帧进行解析，获得所述第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；其中，所述第一位置状态信号为第一伺服作动器的第一摆角位置信息，所述第二位置状态信号为第二伺服作动器的第二摆角位置信息。
3.根据权利要求1所述的运载火箭助推段姿态的控制方法，其特征在于，根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，确定所述助推发动机的喷管的正俯仰姿态控制指令、负俯仰姿态控制指令、正偏航姿态控制指令、负偏航姿态控制指令、正滚动姿态控制指令、负滚动姿态控制指令中的一项；
根据所述正俯仰姿态控制指令、负俯仰姿态控制指令、正偏航姿态控制指令、负偏航姿态控制指令、正滚动姿态控制指令、负滚动姿态控制指令中的一项，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态；其中，所述助推发动机包括：第一助推发动机、第二助推发动机、第三助推发动机以及第四助推发动机；一个助推发动机电连接一个助推伺服驱动器。
4.根据权利要求3所述的运载火箭助推段姿态的控制方法，其特征在于，根据所述正俯仰姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述正俯仰姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向下运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向下运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向下运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向下运动。
5.根据权利要求3所述的运载火箭助推段姿态的控制方法，其特征在于，根据负俯仰姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述负俯仰姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向上运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向上运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向上运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向上运动。
6.根据权利要求3所述的运载火箭助推段姿态的控制方法，其特征在于，根据正偏航姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述正偏航姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向右运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向右运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向右运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向右运动。
7.根据权利要求3所述的运载火箭助推段姿态的控制方法，其特征在于，根据负偏航姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述负偏航姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向左运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向左运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向左运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第一象限中的第一伺服作动器摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向左运动。
8.根据权利要求3所述的运载火箭助推段姿态的控制方法，其特征在于，根据正滚动姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述正滚动姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第一助推发动机的喷管向左运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第二助推发动机的喷管向上运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第三助推发动机的喷管向右运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆伸出，控制所述第四助推发动机的喷管向下运动。
9.根据权利要求3所述的运载火箭助推段姿态的控制方法，其特征在于，根据负滚动姿态控制指令，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态，包括：
根据所述负滚动姿态控制指令，所述第一助推发动机对应的第一助推伺服驱动器，控制所述第一助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第一助推发动机的喷管向右运动；
所述第二助推发动机对应的第二助推伺服驱动器，控制所述第二助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第二助推发动机的喷管向下运动；
所述第三助推发动机对应的第三助推伺服驱动器，控制所述第三助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第三助推发动机的喷管向左运动；
所述第四助推发动机对应的第四助推伺服驱动器，控制所述第四助推发动机的第四象限中的第二伺服作动器摆杆缩回，控制所述第四助推发动机的喷管向上运动。
10.一种应用于权利要求1至9中任一所述的运载火箭助推段姿态的控制方法的系统，其特征在于，包括：
飞控计算机，以及与所述飞控计算机通信连接的至少一个助推伺服驱动器，一个助推发动机电连接一个助推伺服驱动器，一个助推发动机的第一象限中设置有第一伺服作动器，第四象限中设置有第二伺服作动器；
所述飞控计算机向助推发动机的助推伺服驱动器发送姿态控制指令；
所述飞控计算机接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；所述第一伺服作动器位于所述助推发动机的第一象限，所述第二伺服作动器位于所述助推发动机的第四象限；
所述飞控计算机根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态。
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117555227A (zh) * | 2023-06-05 | 2024-02-13 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种运载火箭的控制方法、计算设备及存储介质 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20090072076A1 (en) * | 2006-03-07 | 2009-03-19 | Raytheon Company | System and method for attitude control of a flight vehicle using pitch-over thrusters |
| 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 |
| CN110968103A (zh) * | 2019-12-12 | 2020-04-07 | 北京中科宇航探索技术有限公司 | 一种助推变推力调姿方法及装置 |
| CN110989559A (zh) * | 2019-12-20 | 2020-04-10 | 北京中科宇航探索技术有限公司 | 一种执行机构的故障冗余姿控装置及姿控方法 |
| CN112416012A (zh) * | 2020-11-30 | 2021-02-26 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法 |
| CN114384799A (zh) * | 2022-01-14 | 2022-04-22 | 北京中科宇航技术有限公司 | 一种助推与芯级发动机联合推力矢量控制方法 |
-
2023
- 2023-02-01 CN CN202310049331.3A patent/CN116025486A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20090072076A1 (en) * | 2006-03-07 | 2009-03-19 | Raytheon Company | System and method for attitude control of a flight vehicle using pitch-over thrusters |
| 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 |
| CN110968103A (zh) * | 2019-12-12 | 2020-04-07 | 北京中科宇航探索技术有限公司 | 一种助推变推力调姿方法及装置 |
| CN110989559A (zh) * | 2019-12-20 | 2020-04-10 | 北京中科宇航探索技术有限公司 | 一种执行机构的故障冗余姿控装置及姿控方法 |
| CN112416012A (zh) * | 2020-11-30 | 2021-02-26 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种火箭动力面对称运载器主动段制导控制方法 |
| CN114384799A (zh) * | 2022-01-14 | 2022-04-22 | 北京中科宇航技术有限公司 | 一种助推与芯级发动机联合推力矢量控制方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 刘盼: "捆绑式运载火箭一体化模型降阶、模态辨识与姿态控制设计", 《中国博士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》, pages 031 - 88 * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117555227A (zh) * | 2023-06-05 | 2024-02-13 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种运载火箭的控制方法、计算设备及存储介质 |
| CN117555227B (zh) * | 2023-06-05 | 2024-03-29 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种运载火箭的控制方法、计算设备及存储介质 |
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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