CN117553631A - 一种运载火箭助推飞行段的姿态控制方法、装置及设备 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种运载火箭助推飞行段的姿态控制方法、装置及设备，方法包括：获取运载火箭在助推飞行阶段的实时姿态信号；根据实时姿态信号，判断运载火箭的测量装置中的主测量装置是否存在故障，得到判断结果；测量装置包括主测量装置和至少一个冗余测量装置；在判断结果表示运载火箭的测量装置的主测量装置存在故障时，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行；装置包括获取模块和处理模块，可执行运载火箭助推飞行段的姿态控制方法；设备包括计算设备和计算机可读存储介质，在运行时执行运载火箭助推飞行段的姿态控制方法；本发明的方案提高了助推飞行段的姿态控制系统的可靠性和安全性。
Description
技术领域
本发明涉及运载火箭姿态控制技术领域，特别是一种运载火箭助推飞行段的姿态控制方法、装置及设备。
背景技术
姿态控制系统是运载火箭（包括：导弹、飞行器等）飞行控制系统的重要组成部分，其功能是稳定和控制运载火箭绕质心的角运动。在助推飞行阶段，通过姿态角偏差与姿态角速度分别经飞行控制的输出校正网络处理后，控制助推器伺服机构摆动从而获得控制力矩，实现助推级的姿态稳定控制；
目前运载火箭的姿态控制系统，或是在测量装置采用冗余设计，又或是在执行机构采用冗余设计，但是这些设计方法难以满足越来越复杂、发射频次越来越高的运载火箭姿态控制系统。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种虚拟现实应用的管理方法及装置，提高了助推飞行段的姿态控制系统的可靠性和安全性。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
一种运载火箭助推飞行段的姿态控制方法，应用于飞行控制计算机，包括：
获取运载火箭在助推飞行阶段的实时姿态信号；
根据所述实时姿态信号，判断所述运载火箭的测量装置中的主测量装置是否存在故障，得到判断结果；所述测量装置包括主测量装置和至少一个冗余测量装置；
在所述判断结果表示所述运载火箭的测量装置的主测量装置存在故障时，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行。
可选的，获取运载火箭助推飞行阶段的实时姿态信号，包括：
通过所述运载火箭芯级发动机上的第一测量装置和/或所述运载火箭的助推级发动机上的第二测量装置，获取运载火箭助推飞行阶段的实时姿态信号。
可选的，所述第一测量装置包括：第一捷联惯性组合、第二捷联惯性组合和速率陀螺组合，所述主测量装置包括第一捷联惯性组合和速率陀螺组合，所述冗余测量装置包括设置于所述运载火箭箭体上的第二捷联惯性组合；
根据所述实时姿态信号，判断所述测量装置是否存在故障，得到判断结果，包括：
根据所述第一捷联惯性组合的第一实时脉冲信号、所述第二捷联惯性组合的第二实时脉冲信号和速率陀螺组合的至少三个模拟量，分别得到所述第一捷联惯性组合的第一姿态角速度、所述第二捷联惯性组合的第二姿态角速度以及所述速率陀螺组合的第三姿态角速度；
将所述第一姿态角速度、第二姿态角速度以及第三姿态角速度进行比较，得到判断结果。
可选的，将所述第一姿态角速度、第二姿态角速度以及第三姿态角速度进行比较，得到判断结果，包括：
将所述第一姿态角速度和所述第二姿态角速度进行比较，得到第一差值；
根据所述第一差值，确定第一判断结果；其中，所述第一差值在第一预设差值范围内时，得到运载火箭的第一测量装置不存在故障的第一判断结果，反之，则得到运载火箭的第一测量装置存在故障的第一判断结果；
当所述第一判断结果为运载火箭的测量装置中主测量装置的存在故障时，将所述第一姿态角速度和所述第三姿态角速度进行比较，得到第二差值；
根据所述第二差值，确定第二判断结果；其中，所述第二差值在第二预设差值范围内时，得到运载火箭的主测量装置不存在故障的第二判断结果，反之，则得到运载火箭的测量装置中主测量装置存在故障的第二判断结果。
可选的，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行，包括：
通过所述第二捷联惯性组合获取目标实时脉冲信号；
将所述目标实时脉冲信号和所述第三姿态角速度进行比较，得到第三差值；根据所述第三差值，确定第三判断结果；其中，所述第三差值在第三预设差值范围内时，得到运载火箭的测量装置中冗余测量装置不存在故障的第三判断结果，反之，则得到运载火箭的测量装置中冗余测量装置存在故障的第三判断结果；
当所述第三判断结果为运载火箭的测量装置中冗余测量装置不存在故障时，将所述目标实时脉冲信号作为目标姿态信号，并根据所述目标姿态信号，确定目标姿态；
控制所述运载火箭的芯级发动机在助推飞行阶段保持目标姿态飞行。
可选的，所述第二测量装置包括：至少一个伺服机构，每个伺服机构均包括线位移传感器、电机旋变位移传感器以及角位移传感器；所述主测量装置包括第一伺服机构，所述冗余测量装置包括至少一个第二伺服机构；
根据所述实时姿态信号，判断所述测量装置是否存在故障，得到判断结果，包括：
获取所述第一伺服机构的线位移传感器的第一输出信号、电机旋变位移传感器的第二输出信号以及角位移传感器的第三输出信号；
根据所述第一输出信号、第二输出信号以及第三输出信号进行表决处理，得到表决结果；
当表决结果为存在故障，且当前故障总次数大于预设次数时，得到所述第一伺服机构存在故障的判断结果，反之，则得到所述第一伺服机构不存在故障的判断结果。
可选的，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行，包括：
获取至少一个所述第二伺服机构的目标第一输出信号、目标第二输出信号以及目标第三输出信号；
根据所述至少一个所述第二伺服机构的目标第一输出信号、目标第二输出信号以及目标第三输出信号，控制所述运载火箭的助推级发动机在助推飞行阶段进行姿态控制重构，以保持目标姿态飞行。
本发明还提供一种运载火箭助推飞行段的姿态控制装置，应用于飞行控制计算机，包括：
获取模块，用于获取运载火箭在助推飞行阶段的实时姿态信号；
处理模块，用于根据所述实时姿态信号，判断所述运载火箭的测量装置中的主测量装置是否存在故障，得到判断结果；所述测量装置包括主测量装置和至少一个冗余测量装置；在所述判断结果表示所述运载火箭的测量装置的主测量装置存在故障时，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行。
本发明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，执行如上述的方法。
本发明还提供一种计算机可读存储介质，存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如上述的方法。
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，通过获取运载火箭在助推飞行阶段的实时姿态信号；根据所述实时姿态信号，判断所述运载火箭的测量装置中的主测量装置是否存在故障，得到判断结果；所述测量装置包括主测量装置和至少一个冗余测量装置；在所述判断结果表示所述运载火箭的测量装置的主测量装置存在故障时，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行；提高了助推飞行段的姿态控制系统的可靠性和安全性。
附图说明
图1是本发明实施例的运载火箭助推飞行段的姿态控制方法的流程示意图；
图2是本发明提供的具体的实施例中第一测量装置的运载火箭助推飞行段的姿态控制的流程示意图；
图3是本发明提供的具体的实施例中第二测量装置的运载火箭助推飞行段的姿态控制的流程示意图；
图4是本发明实施例的运载火箭助推飞行段的姿态控制装置的结构示意图。
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，本发明的实施例提出一种运载火箭助推飞行段的姿态控制方法，应用于飞行控制计获取算机，包括：
步骤11，获取运载火箭在助推飞行阶段的实时姿态信号；
步骤12，根据所述实时姿态信号，判断所述运载火箭的测量装置中的主测量装置是否存在故障，得到判断结果；所述测量装置包括主测量装置和至少一个冗余测量装置；
步骤13，在所述判断结果表示所述运载火箭的测量装置的主测量装置存在故障时，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行。
该实施例中，通过获取运载火箭在助推飞行阶段的实时姿态信号，该实时姿态信号由运载火箭的姿态控制系统产生，根据该实时姿态信号，判断姿态控制系统中的测量装置的主测量装置是否存在故障，得到判断结果，其中，测量装置包括主测量装置和至少一个冗余测量装置，测量装置用于在多路冗余信息中获取可用值，当主测量装置存在故障时，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行，提高了助推飞行段的姿态控制系统的可靠性和安全性。
其中，姿态控制系统包括测量装置和飞行控制计算机，测量装置包括捷联惯性组合、速率陀螺组合以及伺服机构中的至少一个；运载火箭包括芯级发动机和至少一个助推级发动机，芯级发动机优选为大推力的单级火箭发动机，其周围捆绑至少一个较小推力的助推级发动机（也可称为助推器），芯级发动机和助推级发动机用于同时产生更大的推力，芯级发动机和至少一个捆绑型的助推级发动机共同组成捆绑型运载火箭；需要说明的是，助推级发动机的数量可以为4个，也可以为6个、8个，本申请不以此为限制；
飞行控制计算机具有处理故障信息的能力和冗余信息的能力，能够根据冗余信息或报警信息识别单机的故障状态进行决策和选择。
本发明一可选的实施例中，步骤11，包括：
步骤111，通过所述运载火箭芯级发动机上的第一测量装置和/或所述运载火箭的助推级发动机上的第二测量装置，获取运载火箭助推飞行阶段的实时姿态信号。
本发明的实施例中，第一测量装置设置在运载火箭芯级发动机上，用于测量运载火箭芯级发动机的角速率，第二测量装置设置在运载火箭的助推级发动机上，用于控制运载火箭在助推飞行阶段的姿态飞行，通过第一测量装置和/或第二测量装置可获取运载火箭助推飞行阶段的实时姿态信号，该实时姿态信号用于反映运载火箭助推飞行阶段的当前姿态，并用于反映第一测量装置和/或第二测量装置的故障状态。
本发明一可选的实施例中，所述第一测量装置包括：第一捷联惯性组合、第二捷联惯性组合和速率陀螺组合，所述主测量装置包括第一捷联惯性组合和速率陀螺组合，所述冗余测量装置包括设置于所述运载火箭芯级发动机上的第二捷联惯性组合；上述步骤12包括：
步骤121，根据所述第一捷联惯性组合的第一实时脉冲信号、所述第二捷联惯性组合的第二实时脉冲信号和速率陀螺组合的至少三个模拟量，分别得到所述第一捷联惯性组合的第一姿态角速度、所述第二捷联惯性组合的第二姿态角速度以及所述速率陀螺组合的第三姿态角速度；
步骤122，将所述第一姿态角速度、第二姿态角速度以及第三姿态角速度进行比较，得到判断结果。
本发明的实施例中，第一测量装置包括第一捷联惯性组合、第二捷联惯性组合和速率陀螺组合，其中，第一测量装置中的主测量装置包括第一捷联惯性组合和速率陀螺组合，第一测量装置中的冗余测量装置包括第二捷联惯性组合；
根据第一测量装置中的主测量装置的实时姿态信号，可以判断运载火箭的测量装置中的主测量装置是否存在故障，得到判断结果，其中，第一捷联惯性组合和第二捷联惯性组合均与芯级发动机固定连接，用于测量芯级发动机的角速度，捷联惯性组合测量得到的信号为脉冲信号；
根据捷联惯性组合的实时脉冲信号，确定该捷联惯性组合对应的姿态角速度，具体包括：
步骤1211，根据实时脉冲信号，确定捷联惯性组合的角速度分量、捷联惯性组合的安装角均值以及捷联惯性组合的安装角随机误差；
步骤1212，根据捷联惯性组合的角速度分量、捷联惯性组合的安装角均值以及捷联惯性组合的安装角随机误差，通过公式：
，计算得到捷联惯性组合的姿态角速度；
其中，为捷联惯性组合的第一角速度分量，/>为捷联惯性组合的第二角速度分量，/>为捷联惯性组合的第三角速度分量，/>为第一安装角均值，/>为第二安装角均值，/>为第三安装角均值，/>为第四安装角均值，/>为第五安装角均值，为第六安装角均值，/>为第一安装角随机误差，/>为第二安装角随机误差，/>为第三安装角随机误差，/>为第四安装角随机误差，/>为第五安装角随机误差，为第六安装角随机误差，/>为捷联惯性组合的姿态角速度，其中，/>为预设坐标系内第一轴向的（x轴）姿态角速度，/>为预设坐标系内第二轴向（y轴）的姿态角速度，/>为预设坐标系内第三轴向（z轴）的姿态角速度，所述预设坐标系为所述捷联惯性组合的测量对象（如芯级发动机）所在的坐标系。
速率陀螺组合包括至少三个速率陀螺，速率陀螺组合与芯级发动机固定连接，三个速率陀螺分别用于测量芯级发动机至少三个轴向（x轴、y轴以及z轴）的角速度，至少三个速率陀螺测量得到的信号为模拟量；
根据速率陀螺组合中至少三个速率陀螺测量得到的至少三个模拟量，确定该速率陀螺组合对应的姿态角速度，具体包括：
步骤1213，根据模拟量，确定速率陀螺的无弹性角速度（即不考虑弹性影响时的角速度）、速率陀螺的附加角速度（弹性引起的附加角速度）、速率陀螺的安装角均值以及速率陀螺的安装角随机误差；
步骤1214，根据速率陀螺的无弹性角速度、速率陀螺的附加角速度、速率陀螺的安装角均值以及速率陀螺的安装角随机误差，通过公式计算得到速率陀螺组合的姿态角速度；
其中，为速率陀螺组合的姿态角速度，/>为第一速率陀螺的第四角速度分量，/>为第二速率陀螺的第五角速度分量，/>为第三速率陀螺的第六角速度分量，/>为第七安装角均值，/>为第八安装角均值，/>为第九安装角均值，/>为第十安装角均值，/>为第十一安装角均值，/>为第十二安装角均值，/>为第七安装角随机误差，/>为第八安装角随机误差，/>为第九安装角随机误差，/>为第十安装角随机误差，/>为第十一安装角随机误差，/>为第十二安装角随机误差。
本发明一可选的实施例中，步骤122包括：
步骤1221，将所述第一姿态角速度和所述第二姿态角速度进行比较，得到第一差值；
步骤1222，根据所述第一差值，确定第一判断结果；其中，所述第一差值在第一预设差值范围内时，得到运载火箭的第一测量装置不存在故障的第一判断结果，反之，则得到运载火箭的第一测量装置存在故障的第一判断结果；
步骤1223，当所述第一判断结果为运载火箭的测量装置中主测量装置的存在故障时，将所述第一姿态角速度和所述第三姿态角速度进行比较，得到第二差值；
步骤1224，根据所述第二差值，确定第二判断结果；其中，所述第二差值在第二预设差值范围内时，得到运载火箭的主测量装置不存在故障的第二判断结果，反之，则得到运载火箭的测量装置中主测量装置存在故障的第二判断结果。
本发明的实施例中，将第一捷联惯性组合（主测量装置）的第一姿态角速度和第二捷联惯性组合的第二姿态角速度进行比较，得到第一差值，判断第一差值是否在第一预设差值范围内，确定第一判断结果；
当第一差值在第一预设差值范围内时，可以确定第一捷联惯性组合未出现故障，其中，这里的第二捷联惯性组合为热备份，其第二姿态角速度仅用于判断主测量装置是否产生故障，而不用于参与运载火箭在助推飞行阶段的控制；
当第一差值不在第一预设差值范围内时，可以确定第一捷联惯性组合和/或第二捷联惯性组合出现了故障，为了确定第一捷联惯性组合是否产生故障，将第一姿态角速度和速率陀螺组合的第三姿态角速度进行比较，得到第二差值，判断第二差值是否在第二预设差值范围内，确定第二判断结果；
当第二差值在第二预设差值范围内时，可以确定第一捷联惯性组合未产生故障，即第一姿态角速度可以用于参与运载火箭在助推飞行阶段的控制；
当第二差值不在第二预设差值范围内时，可以确定第一捷联惯性组合产生了故障，因此，飞行控制计算机将与该第一捷联惯性组合的电连接切断。
需要说明的是，考虑到捷联惯性组合与飞行控制计算器的电连接失效后，再恢复正常的可能性小，因此一旦切除捷联惯性组合与飞行控制计算器之间的电连接则不会再恢复，对应的，该捷联惯性组合的故障诊断功能也会随之消失。
本发明一可选的实施例中，步骤13包括：
步骤131，通过所述第二捷联惯性组合获取目标实时脉冲信号；
步骤132，将所述目标实时脉冲信号和所述第三姿态角速度进行比较，得到第三差值；根据所述第三差值，确定第三判断结果；其中，所述第三差值在第三预设差值范围内时，得到运载火箭的测量装置中冗余测量装置不存在故障的第三判断结果，反之，则得到运载火箭的测量装置中冗余测量装置存在故障的第三判断结果；
步骤133，当所述第三判断结果为运载火箭的测量装置中冗余测量装置不存在故障时，将所述目标实时脉冲信号作为目标姿态信号，并根据所述目标姿态信号，确定目标姿态；
步骤134，控制所述运载火箭的芯级发动机在助推飞行阶段保持目标姿态飞行。
本发明的实施例中，当第一差值和/或第二差值不在第二预设差值范围内时，即表示主测量装置出现了故障，将第二捷联惯性组合（冗余测量装置）和速率陀螺组合作为新的主测量装置，将目标实时脉冲信号和第三姿态角速度进行比较，得到第三差值，并判断第二捷联惯性组合的第二姿态角速度是否存在故障，得到新的主测量装置的第三判断结果；该新的主测量装置的判断过程如上述步骤1223和步骤1224，这里便不再赘述，当第三判断结果为运载火箭的测量装置中冗余测量装置不存在故障时，将目标实时脉冲信号作为目标姿态信号，并根据该目标姿态信号，确定目标姿态，控制运载火箭的芯级发动机在助推飞行阶段保持目标姿态飞行。
需要说明的是，这里的冗余测量装置优选包括一个第二捷联惯性组合，还可以包括多个捷联惯性组合，设置冗余测量装置可以提高运载火箭的芯级发动机在助推飞行阶段飞行姿态的可靠性和安全性。
如图2所示，一个具体的实施例中，运载火箭的姿态控制系统包括飞行控制计算机、第一捷联惯性组合、第二捷联惯性组合以及速率陀螺组合，其中，第一接连惯性组合和速率陀螺组合作为主测量装置，第二捷联惯性组合作为冗余测量装置，当进行运载火箭助推飞行段的姿态控制时，飞行控制计算机接收第一捷联惯性组合的第一实时脉冲信号、第二捷联惯性组合的第二实时脉冲信号以及速率陀螺组合的至少三个模拟量；
根据实时姿态信号（第一实时脉冲信号、第二实时脉冲信号以及至少三个模拟量），判断运载火箭的测量装置是否存在故障，具体为：
将第一捷联惯性组合的第一实时脉冲信号对应的第一姿态角速度和第二捷联惯性组合的第二实时脉冲信号对应的第二姿态角速度进行一致性判别，得到第一差值，判断该第一差值是否在第一预设差值范围内，得到第一判断结果，若在，则确定当前的主测量装置为不存在故障的，飞行控制计算机可以根据该第一判断结果控制运载火箭的飞行姿态；
若不在，则确定当前的第一捷联惯性组合和/或第二捷联惯性组合为存在故障的，则需要将第一捷联惯性组合的第一实时脉冲信号对应的第一姿态角速度和速率陀螺组合的至少三个模拟量对应的第三姿态角速度进行比较，得到第二差值，判断该第二差值是否在第二预设差值范围内，得到第二判断结果，若在，则确定当前的主测量装置为不存在故障的，飞行控制计算机可以根据该第二判断结果控制运载火箭的飞行姿态；
若不在，则确定当前的第一捷联惯性组合为存在故障的，则断开飞行控制计算机第一捷联惯性组合的电连接，并将第二捷联惯性组合的第二实时脉冲信号对应的第二姿态角速度和速率陀螺组合的至少三个模拟量对应的第三姿态角速度进行比较，得到第三差值，判断该第三差值是否在第三预设差值范围内，得到第三判断结果，若在，则确定当前的冗余测量装置为不存在故障的，飞行控制计算机可以根据该第二姿态角速度控制运载火箭的飞行姿态；若不在，则断开飞行控制计算机与该第二捷联惯性组合；
通过为第一捷联惯性组合设置冗余的第二捷联惯性组合，在第一捷联惯性组合未出现故障前，第二捷联惯性组合仅作为热备份，其第二实时脉冲信号仅用于判断主测量装置是否出现故障，当飞行控制计算机断开与第一捷联惯性组合的电连接，并将第二捷联惯性组合和速率陀螺组合作为新的主测量装置后，飞行控制组合对第二实时脉冲信号进行判断，此时的第二实时脉冲信号在判断结果为第二捷联惯性组合未出现故障时，可用于控制运载火箭的飞行姿态。
本发明一可选的实施例中，所述第二测量装置包括：设置于至少一个所述运载火箭助推级发动机上的伺服机构，每个伺服机构均包括线位移传感器、电机旋变位移传感器以及角位移传感器；所述主测量装置包括第一伺服机构，所述冗余测量装置包括至少一个第二伺服机构；
上述步骤12包括：
步骤123，获取所述第一伺服机构的线位移传感器的第一输出信号、电机旋变位移传感器的第二输出信号以及角位移传感器的第三输出信号；
步骤124，根据所述第一输出信号、第二输出信号以及第三输出信号进行表决处理，得到表决结果；
步骤125，当表决结果为存在故障，且当前故障总次数大于预设次数时，得到所述第一伺服机构存在故障的判断结果，反之，则得到所述第一伺服机构不存在故障的判断结果。
本发明的实施例中，第二测量装置包括设置于至少一个运载火箭助推级发动机上的伺服机构，每个运载火箭的助推级发动机上均设置有一伺服机构，每个伺服机构采用单余度配置，每个伺服机构均包括线位移传感器、电机旋变位移传感器以及角位移传感器；此时，第二测量装置中的主测量装置包括设置在第一助推级发动机上的第一伺服机构，第二测量装置中的冗余测量装置包括设置在其他助推级发动机上的至少一个第二伺服机构；
飞行控制计算机优选通过1553B数据传输总线实时获取第一伺服机构的线位移传感器的第一输出信号、电机旋变位移传感器的第二输出信号以及角位移传感器的第三输出信号，需要说明的是，这里1553B数据传输总线的数量优选为至少两个，由于1553B为接收应答型的数据传输总线，即当信号的发送端向接收端发送信号时，该1553B数据传输总线需在预设时隙内向发送端反馈接收端已收到信号的应答信号，根据该数据传输总线的这一特性，可以在飞行控制计算机和伺服机构之间设置若干条1553B数据传输总线，以使得伺服机构在通过第一1553B发送信号且未及时受到反馈时，可直接通过下一条第二1553B重新发送该信号，直至成功发送该信号，这样可以大幅提供伺服机构的通讯的稳定性和可靠性；
需要说明的是，飞行控制计算机和伺服机构之间的数据传输总线可以是1553B，也可以是RS422、CAN等同类型的传输总线，本申请不以此为限制；
对第一伺服机构的线位移传感器的第一输出信号、电机旋变位移传感器的第二输出信号以及角位移传感器的第三输出信号进行表决处理，得到表决结果，这里的表决处理优选为三机表决处理，该三机包括线位移传感器、电机旋变位移传感器以及角位移传感器；
在飞行过程中，通过“三机表决”判断该伺服机构是否正常，当电机旋变位移传感器与线位移传感器的输出结果正常，或者电机旋变位移传感器与角位移传感器输出结果正常时，则得到正常的表决结果；
当电机旋变位移传感器与线位移传感器不一致，且电机旋变位移传感器与角位移传感器结果不一致时（此时，线位移传感器需与角位移传感器输出结果应一致），得到存在故障的表决结果；
当表决结果为存在故障，且当前故障总次数大于预设次数（该预设次数可根据实际情况调整）时，得到第一伺服机构存在故障的判断结果，反之，则得到第一伺服机构不存在故障的判断结果。
其中，在进行三机表决判断时，还可以考虑三机的信号测试静差，这里的三机的信号测试静差指的是因测试设备（线位移传感器、电机旋变位移传感器以及角位移传感器）和/或计算方法而引起误差，该误差不会随着时间变化而变化，是一种稳定的常值误差。
进一步的，在每个伺服机构上还可以增设伺服机构的表决部件（即位移传感器），还可以通过在飞行控制组合中增加判断标准等方式，提高飞行姿态控制的稳定性与可靠性。
本发明一可选的实施例中，步骤13包括：
步骤135，获取至少一个所述第二伺服机构的目标第一输出信号、目标第二输出信号以及目标第三输出信号；
步骤136，根据所述至少一个所述第二伺服机构的目标第一输出信号、目标第二输出信号以及目标第三输出信号，控制所述运载火箭的助推级发动机在助推飞行阶段进行姿态控制重构，以保持目标姿态飞行。
本发明的实施例中，在运载火箭的助推飞行阶段，运载火箭的俯仰、偏航和滚动等动作，分别由多个助推级发动机的伺服机构根据不同的控制信号进行动作控制完成；当得到第一伺服机构存在故障的判断结果时，可根据该运载火箭上所设置的其他的助推级发动机的第二伺服机构的目标第一输出信号、目标第二输出信号以及目标第三输出信号，控制飞行控制计算机进行火箭姿态控制重构，以控制其他的第二伺服机构，纠正故障的第一伺服机构对控制姿态的影响，并完成对运载火箭的姿态控制，使得运载火箭保持目标姿态飞行；
值得说明的是，飞行控制计算机所控制的运载火箭的执行机构能够在测试装置故障时仍保证系统级的控制能力满足控制要求，飞行控制计算机进行控制重构，控制无故障的行机构单机达到姿态控制的目的。
如图3所示，又一具体的实施例中，运载火箭设置有一个芯级发动机和四个助推级发动机，其中，第一伺服机构设置在第一助推级发动机上，其中，线位移传感器和电机旋变位移传感器设置在第一伺服机构的内部，第一伺服机构控制驱动器将线位移传感器、电机旋变位移传感器以及角位移传感器的输出信号向飞行控制计算机发送，飞行控制计算机根据三机的输出信号进行三机表决处理，得到表决结果，当三机出现故障时，进行故障次数记录，当伺服机构出现故障时，查询当前的故障次数，当当前故障次数大于预设故障次数时，则可以判断第一伺服机构出现故障，反之，则该第一伺服机构可正常工作；
当第一伺服机构出现故障，飞行控制计算机不再控制故障的第一伺服机构，即断开飞行控制计算机与第一伺服机构之间的电连接，进行控制重构，控制其他三台助推级发动机的第二伺服机构对运载火箭进行姿态控制，以消除了单台助推级发动机上的伺服机构出现故障时对运载火箭助推飞行阶段的影响，提高了运载火箭运行的可靠性和安全性。
本发明的实施例通过获取运载火箭在助推飞行阶段的实时姿态信号；根据所述实时姿态信号，判断所述运载火箭的测量装置中的主测量装置是否存在故障，得到判断结果；所述测量装置包括主测量装置和至少一个冗余测量装置；在所述判断结果表示所述运载火箭的测量装置的主测量装置存在故障时，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行，从而提高了助推飞行段的姿态控制系统的可靠性和安全性。
如图4所示，本发明的实施例还提供一种运载火箭助推飞行段的姿态控制装置40，应用于飞行控制计算机，包括：
获取模块41，用于获取运载火箭在助推飞行阶段的实时姿态信号；
处理模块42，用于根据所述实时姿态信号，判断所述运载火箭的测量装置中的主测量装置是否存在故障，得到判断结果；所述测量装置包括主测量装置和至少一个冗余测量装置；在所述判断结果表示所述运载火箭的测量装置的主测量装置存在故障时，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行。
可选的，获取运载火箭助推飞行阶段的实时姿态信号，包括：
通过所述运载火箭芯级发动机上的第一测量装置和/或所述运载火箭的助推级发动机上的第二测量装置，获取运载火箭助推飞行阶段的实时姿态信号。
可选的，所述第一测量装置包括：第一捷联惯性组合、第二捷联惯性组合和速率陀螺组合，所述主测量装置包括第一捷联惯性组合和速率陀螺组合，所述冗余测量装置包括设置于所述运载火箭箭体上的第二捷联惯性组合；
根据所述实时姿态信号，判断所述测量装置是否存在故障，得到判断结果，包括：
根据所述第一捷联惯性组合的第一实时脉冲信号、所述第二捷联惯性组合的第二实时脉冲信号和速率陀螺组合的至少三个模拟量，分别得到所述第一捷联惯性组合的第一姿态角速度、所述第二捷联惯性组合的第二姿态角速度以及所述速率陀螺组合的第三姿态角速度；
将所述第一姿态角速度、第二姿态角速度以及第三姿态角速度进行比较，得到判断结果。
可选的，将所述第一姿态角速度、第二姿态角速度以及第三姿态角速度进行比较，得到判断结果，包括：
将所述第一姿态角速度和所述第二姿态角速度进行比较，得到第一差值；
根据所述第一差值，确定第一判断结果；其中，所述第一差值在第一预设差值范围内时，得到运载火箭的第一测量装置不存在故障的第一判断结果，反之，则得到运载火箭的第一测量装置存在故障的第一判断结果；
当所述第一判断结果为运载火箭的测量装置中主测量装置的存在故障时，将所述第一姿态角速度和所述第三姿态角速度进行比较，得到第二差值；
根据所述第二差值，确定第二判断结果；其中，所述第二差值在第二预设差值范围内时，得到运载火箭的主测量装置不存在故障的第二判断结果，反之，则得到运载火箭的测量装置中主测量装置存在故障的第二判断结果。
可选的，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行，包括：
通过所述第二捷联惯性组合获取目标实时脉冲信号；
将所述目标实时脉冲信号和所述第三姿态角速度进行比较，得到第三差值；根据所述第三差值，确定第三判断结果；其中，所述第三差值在第三预设差值范围内时，得到运载火箭的测量装置中冗余测量装置不存在故障的第三判断结果，反之，则得到运载火箭的测量装置中冗余测量装置存在故障的第三判断结果；
当所述第三判断结果为运载火箭的测量装置中冗余测量装置不存在故障时，将所述目标实时脉冲信号作为目标姿态信号，并根据所述目标姿态信号，确定目标姿态；
控制所述运载火箭的芯级发动机在助推飞行阶段保持目标姿态飞行。
可选的，所述第二测量装置包括：至少一个伺服机构，每个伺服机构均包括线位移传感器、电机旋变位移传感器以及角位移传感器；所述主测量装置包括第一伺服机构，所述冗余测量装置包括至少一个第二伺服机构；
根据所述实时姿态信号，判断所述测量装置是否存在故障，得到判断结果，包括：
获取所述第一伺服机构的线位移传感器的第一输出信号、电机旋变位移传感器的第二输出信号以及角位移传感器的第三输出信号；
根据所述第一输出信号、第二输出信号以及第三输出信号进行表决处理，得到表决结果；
当表决结果为存在故障，且当前故障总次数大于预设次数时，得到所述第一伺服机构存在故障的判断结果，反之，则得到所述第一伺服机构不存在故障的判断结果。
可选的，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行，包括：
获取至少一个所述第二伺服机构的目标第一输出信号、目标第二输出信号以及目标第三输出信号；
根据所述至少一个所述第二伺服机构的目标第一输出信号、目标第二输出信号以及目标第三输出信号，控制所述运载火箭的助推级发动机在助推飞行阶段进行姿态控制重构，以保持目标姿态飞行。
需要说明的是，该装置是与上述方法对应的装置，上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该装置的实施例中，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，执行如上述的方法。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，存储有指令，所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如上述的方法。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飞行段的姿态控制方法，其特征在于，应用于飞行控制计算机，包括：
获取运载火箭在助推飞行阶段的实时姿态信号；
根据所述实时姿态信号，判断所述运载火箭的测量装置中的主测量装置是否存在故障，得到判断结果；所述测量装置包括主测量装置和至少一个冗余测量装置；
在所述判断结果表示所述运载火箭的测量装置的主测量装置存在故障时，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行。
2.根据权利要求1所述的运载火箭助推飞行段的姿态控制方法，其特征在于，获取运载火箭助推飞行阶段的实时姿态信号，包括：
通过所述运载火箭芯级发动机上的第一测量装置和/或所述运载火箭的助推级发动机上的第二测量装置，获取运载火箭助推飞行阶段的实时姿态信号。
3.根据权利要求2所述的运载火箭助推飞行段的姿态控制方法，其特征在于，所述第一测量装置包括：第一捷联惯性组合、第二捷联惯性组合和速率陀螺组合，所述主测量装置包括第一捷联惯性组合和速率陀螺组合，所述冗余测量装置包括设置于所述运载火箭芯级发动机上的第二捷联惯性组合；
根据所述实时姿态信号，判断所述测量装置是否存在故障，得到判断结果，包括：
根据所述第一捷联惯性组合的第一实时脉冲信号、所述第二捷联惯性组合的第二实时脉冲信号和速率陀螺组合的至少三个模拟量，分别得到所述第一捷联惯性组合的第一姿态角速度、所述第二捷联惯性组合的第二姿态角速度以及所述速率陀螺组合的第三姿态角速度；
将所述第一姿态角速度、第二姿态角速度以及第三姿态角速度进行比较，得到判断结果。
4.根据权利要求3所述的运载火箭助推飞行段的姿态控制方法，其特征在于，将所述第一姿态角速度、第二姿态角速度以及第三姿态角速度进行比较，得到判断结果，包括：
将所述第一姿态角速度和所述第二姿态角速度进行比较，得到第一差值；
根据所述第一差值，确定第一判断结果；其中，所述第一差值在第一预设差值范围内时，得到运载火箭的第一测量装置不存在故障的第一判断结果，反之，则得到运载火箭的第一测量装置存在故障的第一判断结果；
当所述第一判断结果为运载火箭的测量装置中主测量装置的存在故障时，将所述第一姿态角速度和所述第三姿态角速度进行比较，得到第二差值；
根据所述第二差值，确定第二判断结果；其中，所述第二差值在第二预设差值范围内时，得到运载火箭的主测量装置不存在故障的第二判断结果，反之，则得到运载火箭的测量装置中主测量装置存在故障的第二判断结果。
5.根据权利要求3所述的运载火箭助推飞行段的姿态控制方法，其特征在于，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行，包括：
通过所述第二捷联惯性组合获取目标实时脉冲信号；
将所述目标实时脉冲信号和所述第三姿态角速度进行比较，得到第三差值；根据所述第三差值，确定第三判断结果；其中，所述第三差值在第三预设差值范围内时，得到运载火箭的测量装置中冗余测量装置不存在故障的第三判断结果，反之，则得到运载火箭的测量装置中冗余测量装置存在故障的第三判断结果；
当所述第三判断结果为运载火箭的测量装置中冗余测量装置不存在故障时，将所述目标实时脉冲信号作为目标姿态信号，并根据所述目标姿态信号，确定目标姿态；
控制所述运载火箭的芯级发动机在助推飞行阶段保持目标姿态飞行。
6.根据权利要求2所述的运载火箭助推飞行段的姿态控制方法，其特征在于，所述第二测量装置包括：设置于至少一个所述运载火箭助推级发动机上的伺服机构，每个伺服机构均包括线位移传感器、电机旋变位移传感器以及角位移传感器；所述主测量装置包括第一伺服机构，所述冗余测量装置包括至少一个第二伺服机构；
根据所述实时姿态信号，判断所述测量装置是否存在故障，得到判断结果，包括：
获取所述第一伺服机构的线位移传感器的第一输出信号、电机旋变位移传感器的第二输出信号以及角位移传感器的第三输出信号；
根据所述第一输出信号、第二输出信号以及第三输出信号进行表决处理，得到表决结果；
当表决结果为存在故障，且当前故障总次数大于预设次数时，得到所述第一伺服机构存在故障的判断结果，反之，则得到所述第一伺服机构不存在故障的判断结果。
7.根据权利要求6所述的运载火箭助推飞行段的姿态控制方法，其特征在于，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行，包括：
获取至少一个所述第二伺服机构的目标第一输出信号、目标第二输出信号以及目标第三输出信号；
根据所述至少一个所述第二伺服机构的目标第一输出信号、目标第二输出信号以及目标第三输出信号，控制所述运载火箭的助推级发动机在助推飞行阶段进行姿态控制重构，以保持目标姿态飞行。
8.一种运载火箭助推飞行段的姿态控制装置，其特征在于，应用于飞行控制计算机，包括：
获取模块，用于获取运载火箭在助推飞行阶段的实时姿态信号；
处理模块，用于根据所述实时姿态信号，判断所述运载火箭的测量装置中的主测量装置是否存在故障，得到判断结果；所述测量装置包括主测量装置和至少一个冗余测量装置；在所述判断结果表示所述运载火箭的测量装置的主测量装置存在故障时，根据至少一个冗余测量装置获取的目标姿态信号，控制所述运载火箭在助推飞行阶段保持目标姿态飞行。
9.一种计算设备，其特征在于，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，执行如权利要求1至7任一项所述的方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如权利要求1至7任一项所述的方法。
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|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| CB02 | Change of applicant information |
Country or region after: China Address after: No. 1, Haixiang Middle Road, Fengcheng Street, Haiyang City, Yantai City, Shandong Province, 265100 Applicant after: Dongfang space technology (Shandong) Co.,Ltd. Applicant after: Dongfang Space (Jiangsu) Aerospace Power Co.,Ltd. Applicant after: Oriental space technology (Beijing) Co.,Ltd. Applicant after: Orient Space (Hainan) Technology Co.,Ltd. Address before: No. 1, Haixiang Middle Road, Fengcheng Street, Haiyang City, Yantai City, Shandong Province, 265100 Applicant before: Dongfang space technology (Shandong) Co.,Ltd. Country or region before: China Applicant before: Oriental space technology (Beijing) Co.,Ltd. Applicant before: Dongfang Space (Jiangsu) Aerospace Power Co.,Ltd. Applicant before: Orient Space (Hainan) Technology Co.,Ltd. Country or region after: China Address after: No. 1, Haixiang Middle Road, Fengcheng Street, Haiyang City, Yantai City, Shandong Province, 265100 Applicant after: Dongfang space technology (Shandong) Co.,Ltd. Applicant after: Oriental space technology (Beijing) Co.,Ltd. Applicant after: Dongfang Space (Jiangsu) Aerospace Power Co.,Ltd. Applicant after: Orient Space (Hainan) Technology Co.,Ltd. Address before: No. 1, Haixiang Middle Road, Fengcheng Street, Haiyang City, Yantai City, Shandong Province, 265100 Applicant before: Dongfang space technology (Shandong) Co.,Ltd. Country or region before: China Applicant before: Oriental space technology (Beijing) Co.,Ltd. Country or region before: China Applicant before: Oriental space (Xi'an) Aerospace Technology Co.,Ltd. Applicant before: Orient Space (Hainan) Technology Co.,Ltd. |
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| CB02 | Change of applicant information | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |