CN110687780A - 运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法、调整***及存储介质 - Google Patents

运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法、调整***及存储介质 Download PDF

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CN110687780A
CN110687780A CN201910966658.0A CN201910966658A CN110687780A CN 110687780 A CN110687780 A CN 110687780A CN 201910966658 A CN201910966658 A CN 201910966658A CN 110687780 A CN110687780 A CN 110687780A
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Abstract

本申请提供了一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法、调整***及存储介质。调整方法包括以下步骤：确定速率陀螺的主增益；确定速率陀螺的自适应增益；将速率陀螺的主增益与自适应增益相乘，得到运载火箭的速率陀螺增益。本申请通过分别确定速率陀螺的主增益和自适应增益，然后通过速率陀螺的主增益和自适应增益相乘得到速率陀螺的增益值，能够解决运载火箭发动机后效工作段控制能力下降与高精度控制要求之间的矛盾，也能够适应发动机推力变化、工作时间偏差的问题和火箭结构模态的时变特性。

Description

运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法、调整***及存储 介质
技术领域
本申请属于运载火箭控制技术领域，具体涉及一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法、调整***及存储介质。
背景技术
在运载火箭控制中，角速度反馈用于提高***阻尼比，改善动态特性，是控制回路的内回路，对***稳定性起着至关重要的作用。运载火箭通常为长度比较大的细长体，对其进行稳定控制不仅要考虑刚体运动特性，还要考虑弹性振动特性，因此一般通过采用速率陀螺装置来获取运载火箭的角速度信息，并设计适当的增益。
传统速率陀螺增益的调整方法一般是根据时间进行插值。对于固体商业运载火箭而言，传统速率陀螺增益的调整方法存在以下三个挑战：一是固体火箭发动机的推力随着飞行过程不断变化，且难以主动关机；在推进剂耗尽前，存在时间较长的后效工作段，控制能力下降；而为了创造较好的级间分离条件，运载火箭对控制精度要求较高，需要解决在控制能力下降情况下的高精度控制问题，并对速率陀螺增益进行合理的在线调整；二是固体火箭发动机受药柱温度、燃速、总冲、比冲等多方面的影响，其工作时间偏差较大，传统的根据时间进行增益插值的方法不再适用；三是在飞行过程中火箭质量不断减轻，结构模态不断变化，也需要自适应的调整速率陀螺增益。
发明内容
为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法、调整***及存储介质。
根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法，其包括以下步骤：
确定速率陀螺的主增益；
确定速率陀螺的自适应增益；
将速率陀螺的主增益与自适应增益相乘，得到运载火箭的速率陀螺增益。
进一步地，所述确定速率陀螺的自适应增益的过程为：确定需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻及与之对应的轴向过载；确定允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻；设置速率陀螺自适应增益的最大值；根据允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻、需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载以及速率陀螺自适应增益的最大值，并通过导航计算获得当前时刻运载火箭经低通滤波的轴向过载，得到速率陀螺自适应增益表达式。
在一个实施例中，所述需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻设置在发动机推力下降之后，与所述需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载小于整个飞行过程的最大轴向过载。
在一个实施例中，所述允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻设置在发动机建压之后且在发动机推力下降之前，且该时刻的选择应确保该时刻之后直至发动机推力下降前，火箭的轴向过载应大于所述的需要进行速率陀螺增益自适应调节起始时刻对应的轴向过载。
在一个实施例中，所述速率陀螺自适应增益的表达式为：
Figure BDA0002230694760000021
式中，
Figure BDA0002230694760000022
表示速率陀螺自适应增益；
Figure BDA0002230694760000023
表示速率陀螺自适应增益调节函数；表示速率陀螺自适应增益的最大值，且
Figure BDA0002230694760000025
t表示相对起飞时刻为零点的飞行时间；tf表示允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻(以起飞时刻为零点)；
Figure BDA0002230694760000026
表示低通滤波后的轴向过载；nxf表示与需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载，且nxf＞0。
在一个实施例中，当t≥tf且
Figure BDA0002230694760000027
时，所述速率陀螺自适应增益调节函数的表达式为低通滤波后的轴向过载的二次函数，具体为：
Figure BDA0002230694760000031
式中，kbf表示自适应增益调整系数，
Figure BDA0002230694760000032
表示低通滤波后的轴向过载；nxf表示与需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载，且nxf＞0；
Figure BDA0002230694760000034
表示速率陀螺自适应增益的最大值，且
Figure BDA0002230694760000035
t表示相对起飞时刻为零点的飞行时间；tf表示允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻(以起飞时刻为零点)。
在一个实施例中，当t≥tf且
Figure BDA0002230694760000036
时，所述速率陀螺自适应增益调节函数的表达式通过低通滤波后的轴向过载的指数函数拟合得到，具体为：
Figure BDA0002230694760000037
其中，t表示相对起飞时刻为零点的当前时间；tf表示允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻(以起飞时刻为零点)；
Figure BDA0002230694760000038
表示低通滤波后的轴向过载；nxf表示与需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载，且nxf＞0；
Figure BDA0002230694760000039
表示速率陀螺自适应增益的最大值，且
Figure BDA00022306947600000310
在一个实施例中，当t≥tf且
Figure BDA00022306947600000311
时，所述速率陀螺自适应增益调节函数的表达式通过低通滤波后的轴向过载的三次以上多项式拟合得到，具体为：
Figure BDA00022306947600000312
式中，Ai为待拟合系数，Ai通过最小二乘法拟合得到，i＝0,1,2,…n，n为正整数且n≥3；
其中，t表示相对起飞时刻为零点的当前时间；tf表示允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻(以起飞时刻为零点)；
Figure BDA00022306947600000313
表示低通滤波后的轴向过载；nxf表示与需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载，且nxf＞0。
本申请的另一个方面提供了一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整***，包括：主增益确定模块，用于确定速率陀螺的主增益；自适应增益确定模块，用于确定速率陀螺的自适应增益；乘积模块，用于将速率陀螺的主增益与自适应增益相乘，得到运载火箭的速率陀螺增益。
在一个实施例中，所述自适应增益确定模块确定速率陀螺的自适应增益的过程为：确定需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻及与之对应的轴向过载；确定允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻；设置速率陀螺自适应增益的最大值；根据允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻、需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载以及速率陀螺自适应增益的最大值，并通过导航计算获得当前时刻运载火箭经低通滤波的轴向过载，得到速率陀螺自适应增益表达式。
本申请的再一个方面提供了一种存储介质，存储有可执行程序，当可执行程序被调用时，执行如上所述的运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法。
根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请提供的速率陀螺增益自适应调整方法通过分别确定速率陀螺的主增益和自适应增益，然后通过速率陀螺的主增益和自适应增益相乘得到速率陀螺的增益值，本申请能够解决运载火箭发动机后效工作段控制能力下降与高精度控制要求之间的矛盾，也能够适应发动机推力变化、工作时间偏差问题和火箭结构模态的时变特性。
本申请速率陀螺增益自适应调整方法不仅能够应用于固体运载火箭的控制***设计中，还能够应用于液体运载火箭的控制***设计中。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。
附图说明
下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。
图1为本申请实施例提供的一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法的流程图。
图2为本申请实施例提供的一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法中确定速率陀螺的主增益的流程图。
图3为本申请实施例提供的一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法中确定速率陀螺的自适应增益的流程图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。
本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。
关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。
关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。
关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。
关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。
关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。
关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以细微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的细微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。
某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。
如图1所示，本实施例提供的运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法包括以下步骤：
S1、确定速率陀螺的主增益，以适应发动机工作过程中推力变化和工作时间偏差的问题。
S2、确定速率陀螺的自适应增益，以适应发动机后效工作段控制能力下降的问题。
S3、将速率陀螺的主增益与自适应增益相乘，得到运载火箭的速率陀螺增益。
上述步骤S1中，如图2所示，确定速率陀螺的主增益的具体过程为：
S11、根据标准飞行轨迹，采用稳定性分析方法确定运载火箭飞行过程中各特征秒点的速率陀螺主增益值其中，稳定性分析方法为行业内的公知技术，在此不再赘述。
S12、以步骤S11中确定的各特征秒点为自变量，以步骤S11中确定的主增益值为因变量，构成线性插值表。
S13、运载火箭飞行过程中，通过导航计算获得运载火箭飞行过程中当前时刻相对起飞时刻的飞行时间，根据步骤S12构成的线性插值表进行线性插值，获得当前时刻速率陀螺的主增益值。
上述步骤S2中，如图3所示，确定速率陀螺的自适应增益的具体过程为：
S21、确定需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻及与之对应的轴向过载nxf(nxf＞0)，该起始时刻必须设置在发动机推力下降之后，与该起始时刻对应的轴向过载nxf必须小于整个飞行过程的最大轴向过载。
S22、确定允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻tf，该起始时刻必须设置在发动机建压之后且在发动机推力下降之前，且该时刻的选择应确保该时刻之后直至发动机推力下降前，火箭的轴向过载应大于需要进行速率陀螺增益自适应调节起始时刻对应的轴向过载nxf。
S23、设置速率陀螺自适应增益的最大值为
Figure BDA0002230694760000062
其中，
Figure BDA0002230694760000063
S24、根据允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻tf、需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载nxf以及速率陀螺自适应增益的最大值
Figure BDA0002230694760000071
并通过导航计算获得当前时刻运载火箭经低通滤波的轴向过载
Figure BDA0002230694760000072
得到速率陀螺自适应增益
Figure BDA0002230694760000073
表达式为：
Figure BDA0002230694760000074
即当t＜tf或
Figure BDA0002230694760000075
时，速率陀螺自适应增益
Figure BDA0002230694760000076
为常数1.0；当t≥tf且时，速率陀螺自适应增益
Figure BDA0002230694760000078
为
Figure BDA0002230694760000079
式中，min(*)表示最小值函数；速率陀螺自适应增益调节函数可以是
Figure BDA00022306947600000710
其中kbf表示自适应增益调整系数，
Figure BDA00022306947600000711
上述步骤S2中，为了更精确的对发动机后效工作段进行拟合，还可以采用关于低通滤波后的轴向过载的三次以上多项式或指数函数来拟合速率陀螺自适应增益调节函数
Figure BDA00022306947600000712
的表达式。
指数函数：
Figure BDA00022306947600000713
或多项式：
Figure BDA00022306947600000714
其中，Ai为待拟合系数，i＝0,1,2,…n，n为正整数且n≥3。
拟合方法：取大于或等于n+1个设计点，其中，
Figure BDA00022306947600000715
在之间取不同的值分别设计自适应增益值
Figure BDA00022306947600000718
用最小二乘法拟合求出多项式中的待拟合系数Ai。由于最小二乘方法为公知数值方法，在此不再赘述。
本申请运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法通过将运载火箭速率陀螺增益分成主增益和自适应增益两部分，速率陀螺的增益值由主增益和自适应增益相乘确定。主增益随飞行过程中的相对起飞时刻的飞行时间进行线性插值，为本领域常用方法。自适应增益可以通过轴向过载进行多项式拟合确定，能够适应发动机后效工作段控制能力下降的问题。本申请能够解决固体火箭发动机后效工作段控制能力下降与高精度控制要求的矛盾，亦能解决发动机推力变化、工作时间偏差的问题，适应运载火箭结构模态的时变特性。
本申请还提供了一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整***，其包括主增益确定模块、自适应增益确定模块和乘积模块。其中，主增益确定模块利用运载火箭飞行过程中的相对起飞时刻的飞行时间进行线性插值，得到速率陀螺的主增益。自适应增益确定模块用于确定速率陀螺的自适应增益。乘积模块将速率陀螺的主增益与自适应增益相乘，得到运载火箭的速率陀螺增益。
进一步地，采用主增益确定模块获得当前时刻速率陀螺的主增益值时，主增益确定模块被配置为：
根据标准飞行轨迹，采用稳定性分析方法确定运载火箭飞行过程中各特征秒点的速率陀螺主增益值
Figure BDA0002230694760000081
以各特征秒点为自变量，以运载火箭飞行过程中各特征秒点的速率陀螺主增益值为因变量，构成线性插值表；
获得运载火箭飞行过程中相对起飞时刻的飞行时间，并利用线性插值表进行线性插值，得到当前时刻速率陀螺的主增益值。
采用自适应增益确定模块得到速率陀螺自适应增益的表达式时，自适应增益确定模块被配置为：
确定需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻及与之对应的轴向过载nxf(nxf＞0)；
确定允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻tf；
设置速率陀螺自适应增益的最大值为
Figure BDA0002230694760000084
其中，
Figure BDA0002230694760000085
根据允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻tf、需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载nxf以及速率陀螺自适应增益的最大值
Figure BDA0002230694760000086
并通过导航计算获得当前时刻运载火箭经低通滤波的轴向过载得到速率陀螺自适应增益
Figure BDA0002230694760000088
表达式。
其中，需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻必须设置在发动机推力下降之后，轴向过载nxf必须小于整个飞行过程的最大轴向过载。
允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻tf必须设置在发动机建压之后且在发动机推力下降之前，且该时刻的选择应确保该时刻之后直至发动机推力下降前，火箭的轴向过载应大于需要进行速率陀螺增益自适应调节起始时刻对应的轴向过载nxf。
需要说明的是：上述实施例提供的运载火箭速率陀螺增益自适应调整***仅以上述各程序模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述处理分配由不同的程序模块完成，即将运载火箭速率陀螺增益自适应调整的内部结构划分成不同的程序模块，以完成以上描述的全部或者部分处理。另外，上述实施例提供的运载火箭速率陀螺增益自适应调整***与运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法实施例属于同一构思，其具体实现过程详见方法实施例，这里不再赘述。
在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种计算机存储介质，是计算机可读存储介质，例如，包括计算机程序的存储器，上述计算机程序可由处理器执行，以完成前述运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法中的所述步骤。
上述的本申请实施例可在各种硬件、软件编码或两者组合中进行实施。例如，本申请的实施例也可为在数据信号处理器(Digital SignalProcessor，DSP)中执行上述方法的程序代码。本申请也可涉及计算机处理器、数字信号处理器、微处理器或现场可编程门阵列(FieldProgrammable GateArray，FPGA)执行的多种功能。可根据本申请配置上述处理器执行特定任务，其通过执行定义了本申请揭示的特定方法的机器可读软件代码或固件代码来完成。可将软件代码或固件代码发展为不同的程序语言与不同的格式或形式。也可为不同的目标平台编译软件代码。然而，根据本申请执行任务的软件代码与其他类型配置代码的不同代码样式、类型与语言不脱离本申请的精神与范围。
以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。
本申请要求于2019年06月18日提交的，申请号为201910525522.6，申请人为蓝箭航天空间科技股份有限公司，发明名称为“运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法及调整***”的中国专利申请的优先权，该申请的全文以引用的方式并入本申请中。

Claims (11)

1.一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法，其特征在于，包括以下步骤：
确定速率陀螺的主增益；
确定速率陀螺的自适应增益；
将速率陀螺的主增益与自适应增益相乘，得到运载火箭的速率陀螺增益。
2.根据权利要求1所述的运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法，其特征在于，所述确定速率陀螺的自适应增益的过程为：
确定需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻及与之对应的轴向过载；
确定允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻；
设置速率陀螺自适应增益的最大值；
根据允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻、需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载以及速率陀螺自适应增益的最大值，并通过导航计算获得当前时刻运载火箭经低通滤波的轴向过载，得到速率陀螺自适应增益表达式。
3.根据权利要求2所述的运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法，其特征在于，所述需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻设置在发动机推力下降之后，与所述需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载小于整个飞行过程的最大轴向过载。
4.根据权利要求2所述的运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法，其特征在于，所述允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻设置在发动机建压之后且在发动机推力下降之前，且该时刻的选择应确保该时刻之后直至发动机推力下降前，运载火箭的轴向过载应大于所述的需要进行速率陀螺增益自适应调节起始时刻对应的轴向过载。
5.根据权利要求2所述的运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法，其特征在于，所述速率陀螺自适应增益的表达式为：
式中，
Figure FDA0002230694750000022
表示速率陀螺自适应增益；表示速率陀螺自适应增益调节函数；
Figure FDA0002230694750000024
表示速率陀螺自适应增益的最大值，且
Figure FDA0002230694750000025
t表示相对起飞时刻为零点的飞行时间；tf表示允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻(以起飞时刻为零点)；
Figure FDA0002230694750000026
表示低通滤波后的轴向过载；nxf表示与需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载，且nxf＞0。
6.根据权利要求5所述的运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法，其特征在于，当t≥tf且时，所述速率陀螺自适应增益调节函数的表达式为低通滤波后的轴向过载的二次函数，具体为：
Figure FDA0002230694750000028
式中，kbf表示自适应增益调整系数，
Figure FDA0002230694750000029
Figure FDA00022306947500000210
表示低通滤波后的轴向过载；nxf表示与需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载，且nxf＞0；
Figure FDA00022306947500000211
表示速率陀螺自适应增益的最大值，且
Figure FDA00022306947500000212
t表示相对起飞时刻为零点的飞行时间；tf表示允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻(以火箭起飞时刻为零点)。
7.根据权利要求5所述的运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法，其特征在于，当t≥tf且时，所述速率陀螺自适应增益调节函数的表达式通过低通滤波后的轴向过载的指数函数拟合得到，具体为：
Figure FDA00022306947500000214
其中，t表示相对起飞时刻为零点的当前时间；tf表示允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻(以火箭起飞时刻为零点)；
Figure FDA00022306947500000215
表示低通滤波后的轴向过载；nxf表示与需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载，且nxf＞0；表示速率陀螺自适应增益的最大值，且
Figure FDA00022306947500000217
8.根据权利要求5所述的运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法，其特征在于，当t≥tf且时，所述速率陀螺自适应增益调节函数的表达式通过低通滤波后的轴向过载的三次以上多项式拟合得到，具体为：
Figure FDA0002230694750000031
式中，Ai为待拟合系数，Ai通过最小二乘法拟合得到，i＝0,1,2,…n，n为正整数且n≥3；
其中，t表示相对起飞时刻为零点的当前时间；tf表示允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻(以起飞时刻为零点)；nx表示低通滤波后的轴向过载；nxf表示与需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载，且nxf＞0。
9.一种运载火箭速率陀螺增益自适应调整***，其特征在于，包括：
主增益确定模块，用于确定速率陀螺的主增益；
自适应增益确定模块，用于确定速率陀螺的自适应增益；
乘积模块，用于将速率陀螺的主增益与自适应增益相乘，得到运载火箭的速率陀螺增益。
10.根据权利要求9所述的运载火箭速率陀螺增益自适应调整***，其特征在于，
所述自适应增益确定模块确定速率陀螺的自适应增益的过程为：
确定需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻及与之对应的轴向过载；
确定允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻；
设置速率陀螺自适应增益的最大值；
根据允许速率陀螺增益自适应调节的起始时刻、需要进行速率陀螺增益自适应调节的起始时刻对应的轴向过载以及速率陀螺自适应增益的最大值，并通过导航计算获得当前时刻运载火箭经低通滤波的轴向过载，得到速率陀螺自适应增益表达式。
11.一种存储介质，其特征在于，存储有可执行程序，当可执行程序被调用时，执行如权利要求1-8任一项所述的运载火箭速率陀螺增益自适应调整方法。
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