CN116301008A - 运载火箭控制方法、运载火箭、电子设备及存储介质 - Google Patents

运载火箭控制方法、运载火箭、电子设备及存储介质 Download PDF

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CN116301008A CN202310566867.2A CN202310566867A CN116301008A CN 116301008 A CN116301008 A CN 116301008A CN 202310566867 A CN202310566867 A CN 202310566867A CN 116301008 A CN116301008 A CN 116301008A
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Abstract

本申请公开了一种运载火箭控制方法、运载火箭、电子设备及存储介质，涉及航空航天技术领域，其中方法包括：获取运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角、实时侧滑角和在发射坐标系中的实时速度矢量；基于所述实时速度矢量，确定所述运载火箭在所述当前飞行时刻的实时弹道倾角和实时弹道偏角；基于所述实时弹道倾角、所述实时弹道偏角、所述目标攻角、所述实时侧滑角，以及所述运载火箭在所述当前飞行时刻的姿态关联关系，确定所述运载火箭在所述当前飞行时刻的实时俯仰角和实时偏航角；对所述运载火箭的飞行姿态进行控制。本申请提供的方法和装置，提高了俯仰角和偏航角的求解效率，提高了运载火箭的控制响应速度。

Description

运载火箭控制方法、运载火箭、电子设备及存储介质
技术领域
本申请涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种运载火箭控制方法、运载火箭、电子设备及存储介质。
背景技术
在运载火箭的研制过程中，弹道设计是一项需要进行顶层规划和首先研究的总体设计工作，它为制导控制***和箭体结构***设计提供输入，因此弹道设计是一项非常重要的工作。运载火箭在沿着弹道飞行时，一般都是采用程序角转弯的控制方式，预先设计一个指令攻角，然后由指令攻角换算得到火箭在发射惯性坐标系的姿态角。该姿态角至少包括俯仰角和偏航角。
因此，如何快速而准确地确定运载火箭的俯仰角和偏航角，提高运载火箭的控制响应速度成为业界亟待解决的技术问题。
发明内容
本申请提供一种运载火箭控制方法、运载火箭、电子设备及存储介质，用于解决如何快速而准确地确定运载火箭的俯仰角和偏航角，提高运载火箭的控制响应速度的技术问题。
本申请提供一种运载火箭控制方法，包括：
获取运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角、实时侧滑角和在发射坐标系中的实时速度矢量；
基于所述实时速度矢量，确定所述运载火箭在所述当前飞行时刻的实时弹道倾角和实时弹道偏角；
基于所述实时弹道倾角、所述实时弹道偏角、所述目标攻角、所述实时侧滑角，以及所述运载火箭在所述当前飞行时刻的姿态关联关系，确定所述运载火箭在所述当前飞行时刻的实时俯仰角和实时偏航角；
基于所述实时俯仰角和所述实时偏航角对所述运载火箭的飞行姿态进行控制；
其中，所述姿态关联关系是基于所述运载火箭的发射惯性坐标系、发射坐标系、速度坐标系和箭体坐标系之间的姿态转移矩阵确定的。
在一些实施例中，所述姿态关联关系是基于如下步骤确定的：
基于所述运载火箭的方位角、发射点地理纬度、当前飞行时刻，以及地球自转角速度，确定所述发射惯性坐标系变换到所述发射坐标系的第一姿态转移矩阵；
基于所述运载火箭在当前飞行时刻的实时速度倾角、实时弹道偏角和实时弹道倾角，确定所述发射坐标系变换到所述速度坐标系的第二姿态转移矩阵；
基于所述运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角和实时侧滑角，确定所述速度坐标系变换到所述箭体坐标系的第三姿态转移矩阵；
基于所述第一姿态转移矩阵、所述第二姿态转移矩阵和所述第三姿态转移矩阵，确定所述发射惯性坐标系变换到所述箭体坐标系的第四姿态转移矩阵；
基于所述运载火箭在当前飞行时刻在所述发射惯性坐标系中的实时俯仰角、实时偏航角和实时滚转角，确定所述发射惯性坐标系变换到所述箭体坐标系的第五姿态转移矩阵；
基于所述第四姿态转移矩阵和所述第五姿态转移矩阵，确定所述姿态关联关系。
在一些实施例中，所述基于所述运载火箭的方位角、发射点地理纬度、当前飞行时刻，以及地球自转角速度，确定所述发射惯性坐标系变换到所述发射坐标系的第一姿态转移矩阵，包括：
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在一些实施例中，所述基于所述运载火箭在当前飞行时刻的实时速度倾角、实时弹道偏角和实时弹道倾角，确定所述发射坐标系变换到所述速度坐标系的第二姿态转移矩阵，包括：
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在一些实施例中，所述基于所述运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角和实时侧滑角，确定所述速度坐标系变换到所述箭体坐标系的第三姿态转移矩阵，包括：
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在一些实施例中，所述基于所述运载火箭在当前飞行时刻在所述发射惯性坐标系中的实时俯仰角、实时偏航角和实时滚转角，确定所述发射惯性坐标系变换到所述箭体坐标系的第五姿态转移矩阵，包括：
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式中，
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。
本申请提供一种运载火箭，包括火箭本体，以及设置在所述火箭本体上的箭载计算机；
所述箭载计算机用于执行所述的运载火箭控制方法。
本申请提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现所述的运载火箭控制方法。
本申请提供一种非暂态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时实现所述的运载火箭控制方法。
本申请提供一种运载火箭，包括火箭本体，以及设置在所述火箭本体上的箭载计算机；所述箭载计算机用于执行所述的运载火箭控制方法。
本申请提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现所述的运载火箭控制方法。
本申请提供一种非暂态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时实现所述的运载火箭控制方法。
本申请提供的运载火箭控制方法、运载火箭、电子设备及存储介质，根据运载火箭的发射惯性坐标系、发射坐标系、速度坐标系和箭体坐标系之间的姿态转移矩阵确定了姿态关联关系，根据运载火箭在当前飞行时刻的实时速度矢量，确定实时弹道倾角和实时弹道偏角，根据实时弹道倾角、实时弹道偏角、实时侧滑角和目标攻角，以及运载火箭在当前飞行时刻的姿态关联关系，确定运载火箭在当前飞行时刻的实时俯仰角和实时偏航角，对运载火箭的飞行姿态进行控制，由于姿态关联关系是根据各个坐标系之间的姿态转移矩阵建立的，相比于相关技术中的三角函数求反解，易于通过计算机进行快速求解，提高了运载火箭的俯仰角和偏航角的计算速度，避免了将各个姿态转移矩阵逐个展开再相乘的繁琐运算过程，提高了俯仰角和偏航角的求解效率，缩短了俯仰角和偏航角的求解时间，提高了运载火箭的控制响应速度，缩短了运载火箭的控制响应时间，提高了运载火箭的控制性能。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。
为了更清楚地说明本申请或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请一个实施例提供的运载火箭控制方法的流程示意图；
图2是本申请一个实施例提供的运载火箭坐标系变换的示意图；
图3是本申请一个实施例提供的运载火箭的结构示意图；
图4是本申请一个实施例提供的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本申请保护的范围。
需要说明的是，本申请中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或模块的过程、方法、***、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或模块，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或模块。
图1为本申请一个实施例提供的运载火箭控制方法的流程示意图，如图1所示，该方法包括步骤110、步骤120、步骤130和步骤140。
步骤110、获取运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角、实时侧滑角和在发射坐标系中的实时速度矢量。
具体地，本申请实施例提供的运载火箭控制方法的执行主体可以为运载火箭的箭载计算机。
飞行时刻是指运载火箭沿弹道飞行的各个时刻。攻角为运载火箭的速度方向与运载火箭的纵对称轴之间的夹角。目标攻角为运载火箭在当前飞行时刻进行转弯时需要保持的攻角。实时速度矢量包括运载火箭在当前飞行时刻的速度大小和速度方向。实时侧滑角是指运载火箭的实时速度矢量与运载火箭的纵向对称面之间的夹角。
运载火箭在发射升空的过程中，涉及的坐标系主要包括发射惯性坐标系、发射坐标系、速度坐标系和箭体坐标系。
其中，发射坐标系是指以发射点为原点O，OX轴在发射点水平面内指向发射瞄准方向，OY轴垂直于发射点水平面向上，OZ轴分别与OX轴、OY轴垂直而构成的右手直角坐标系。例如，发射坐标系中的原点O可以为运载火箭的发射点在大地坐标系参考椭球体表面的投影点。OX轴可以为经过原点的参考椭球体切平面内指向发射方向，OY可以与参考椭球体当地法线方向一致并且指向上方。运载火箭的发射点一经确定，则整个发射坐标系就已经确定，并在运载火箭的整个发射过程中保持不变。
发射惯性坐标系在运载火箭起飞瞬间与发射坐标系重合，运载火箭起飞后，发射坐标系中各个坐标轴的方向在惯性空间保持不变。
速度坐标系以运载火箭的质心为原点O，OX轴（也可以表示为
Figure SMS_52
轴）的方向为沿运载火箭的飞行速度方向，OY轴（也可以表示为/>
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轴）在运载火箭的主对称面（纵向对称面）内并垂直于OX轴指向上为正，OZ轴（也可以表示为/>
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轴）垂直于OX轴和OY轴形成的平面，顺着运载火箭的飞行方向看去指向右方。
箭体坐标系以运载火箭的质心为原点O，OX轴沿着运载火箭的箭体外壳对称轴指向运载火箭的头部，OY轴在运载火箭的主对称面内并垂直于OX轴指向上为正，OZ轴垂直于OX轴和OY轴形成的平面，顺着运载火箭的发射方向看去指向右方。
步骤120、基于实时速度矢量，确定运载火箭在当前飞行时刻的实时弹道倾角和实时弹道偏角。
具体地，对运载火箭的实时速度矢量进行解析，可以得到运载火箭在当前飞行时刻的实时弹道倾角和实时弹道偏角。
实时弹道倾角是指运载火箭的实时速度矢量与水平面之间的夹角。实时弹道偏角是指运载火箭的实时速度矢量在水平面的投影与发射坐标系的OX轴之间的夹角。
步骤130、基于实时弹道倾角、实时弹道偏角、目标攻角、实时侧滑角，以及运载火箭在当前飞行时刻的姿态关联关系，确定运载火箭在当前飞行时刻的实时俯仰角和实时偏航角。
其中，姿态关联关系是基于运载火箭的发射惯性坐标系、发射坐标系、速度坐标系和箭体坐标系之间的姿态转移矩阵确定的。
具体地，发射惯性坐标系、发射坐标系、速度坐标系和箭体坐标系之间存在变换关系，这些变换关系可以通过姿态转移矩阵进行表示。姿态转移矩阵与对应坐标系下的姿态角相关。
可以根据各个坐标系之间的姿态转换矩阵进行矩阵运算，得到姿态关联关系。姿态关联关系用于表示在各个坐标系中姿态角之间的关联关系。
这些姿态角至少包括：
（1）发射惯性坐标系中的俯仰角、偏航角和滚转角等；
（2）发射坐标系中的速度倾角和弹道倾角等；
（3）速度坐标系中的攻角和侧滑角等。
将实时弹道倾角和实时弹道偏角代入姿态关联关系，可以求解得到运载火箭在当前飞行时刻的实时俯仰角和实时偏航角。实时俯仰角为运载火箭在当前飞行时刻进行转弯时的俯仰角。实时偏航角为运载火箭在当前飞行时刻进行转弯时的偏航角。实时滚转角为运载火箭在当前飞行时刻进行转弯时的滚转角。
步骤140，基于实时俯仰角和实时偏航角对运载火箭的飞行姿态进行控制。
具体地，根据实时俯仰角和实时偏航角可以得到运载火箭的姿轨控发动机的控制参数，从而控制运载火箭的姿轨控发动机改变输出，对运载火箭的飞行姿态进行控制，使得运载火箭的俯仰角和偏航角进行改变，完成转弯动作。
本申请实施例提供的运载火箭控制方法，根据运载火箭的发射惯性坐标系、发射坐标系、速度坐标系和箭体坐标系之间的姿态转移矩阵确定了姿态关联关系，根据运载火箭在当前飞行时刻的实时速度矢量，确定实时弹道倾角和实时弹道偏角，根据实时弹道倾角、实时弹道偏角、实时侧滑角和目标攻角，以及运载火箭在当前飞行时刻的姿态关联关系，确定运载火箭在当前飞行时刻的实时俯仰角和实时偏航角，对运载火箭的飞行姿态进行控制，由于姿态关联关系是根据各个坐标系之间的姿态转移矩阵建立的，相比于相关技术中的三角函数求反解，易于通过计算机进行快速求解，提高了运载火箭的俯仰角和偏航角的计算速度，避免了将各个姿态转移矩阵逐个展开再相乘的繁琐运算过程，提高了俯仰角和偏航角的求解效率，缩短了俯仰角和偏航角的求解时间，提高了运载火箭的控制响应速度，缩短了运载火箭的控制响应时间，提高了运载火箭的控制性能。
需要说明的是，本申请每一个实施方式可以自由组合、调换顺序或者单独执行，并不需要依靠或依赖固定的执行顺序。
在一些实施例中，姿态关联关系是基于如下步骤确定的：
基于运载火箭的方位角、发射点地理纬度、当前飞行时刻，以及地球自转角速度，确定发射惯性坐标系变换到发射坐标系的第一姿态转移矩阵；
基于运载火箭在当前飞行时刻的实时速度倾角、实时弹道偏角和实时弹道倾角，确定发射坐标系变换到速度坐标系的第二姿态转移矩阵；
基于运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角和实时侧滑角，确定速度坐标系变换到箭体坐标系的第三姿态转移矩阵；
基于第一姿态转移矩阵、第二姿态转移矩阵和第三姿态转移矩阵，确定发射惯性坐标系变换到箭体坐标系的第四姿态转移矩阵；
基于运载火箭在当前飞行时刻在发射惯性坐标系中的实时俯仰角、实时偏航角和实时滚转角，确定发射惯性坐标系变换到箭体坐标系的第五姿态转移矩阵；
基于第四姿态转移矩阵和第五姿态转移矩阵，确定姿态关联关系。
具体地，图2是本申请一个实施例提供的运载火箭坐标系变换的示意图，如图2所示，从发射惯性坐标系到箭体坐标系存在两种变换途径。第一种是从发射惯性坐标系变换至发射坐标系，从发射坐标系变换至速度坐标系，再从速度坐标系变换至箭体坐标系；第二种是从发射惯性坐标系直接变换至箭体坐标系。两种变换路径所得到的结果是相等的。因此，可以根据两种变换路径下姿态转换矩阵的矩阵运算，得到姿态关联关系。
从第一种变换途径出发，运载火箭的方位角是指从发射点的指北方向线起，依顺时针方向到目标方向线之间的水平夹角。根据当前飞行时刻和地球自转角速度，可以得到运载火箭的当前位置与发射点之间的地理经度变化，再根据方位角和发射点地理纬度，可以求解得到发射惯性坐标系到发射坐标系的第一姿态转移矩阵。根据运载火箭在当前飞行时刻的实时速度倾角、实时弹道偏角和实时弹道倾角，可以求解得到发射坐标系到速度坐标系的第二姿态转移矩阵。根据运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角和实时侧滑角，可以求解得到速度坐标系到箭体坐标系的第三姿态转移矩阵。对上述三个姿态转移矩阵进行相乘运算，可以得到发射惯性坐标系到箭体坐标系的第四姿态转移矩阵。
从第二种变换途径出发，可以根据运载火箭在当前飞行时刻在发射惯性坐标系中的实时俯仰角、实时偏航角和实时滚转角，可以求解得到发射惯性坐标系变换到箭体坐标系的第五姿态转移矩阵。
由于第四姿态转移矩阵和第五姿态转移矩阵均是从发射惯性坐标系变换至箭体坐标系，两者是相等的，则可以得到姿态关联关系。
本申请实施例提供的运载火箭控制方法，根据运载火箭发射过程中涉及到的各个坐标系之间的姿态转移矩阵，得到姿态关联关系，便于实现对各个坐标系下的姿态角进行快速解算，提高了运载火箭的控制响应速度，缩短了运载火箭的控制响应时间，提高了运载火箭的控制性能。
在一些实施例中，基于运载火箭的方位角、发射点地理纬度、当前飞行时刻，以及地球自转角速度，确定发射惯性坐标系变换到发射坐标系的第一姿态转移矩阵，包括：
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根据上述角度旋转关系，各个轴对应的旋转矩阵，以及各个轴的旋转变换顺序，可以得到第一姿态转移矩阵
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。
本申请实施例提供的运载火箭控制方法，根据发射惯性坐标系和发射坐标系中三个坐标轴发生的旋转变换，得到第一姿态旋转矩阵，能够准确表示发射惯性坐标系和发射坐标系之间的转换关系。
在一些实施例中，基于运载火箭在当前飞行时刻的实时速度倾角、实时弹道偏角和实时弹道倾角，确定发射坐标系变换到速度坐标系的第二姿态转移矩阵，包括：
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其中，
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中的/>
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轴绕过的角度为实时弹道偏角/>
Figure SMS_141
；最后，速度坐标系/>
Figure SMS_144
的/>
Figure SMS_133
轴相对于发射坐标系/>
Figure SMS_135
中的/>
Figure SMS_140
轴绕过的角度为实时速度倾角/>
Figure SMS_143
。
根据上述角度旋转关系，各个轴对应的旋转矩阵，以及各个轴的旋转变换顺序，可以得到第二姿态转移矩阵
Figure SMS_145
。
本申请实施例提供的运载火箭控制方法，根据发射坐标系和速度坐标系中三个坐标轴发生的旋转变换，得到第二姿态旋转矩阵，能够准确表示发射坐标系和速度坐标系之间的转换关系。
在一些实施例中，基于运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角和实时侧滑角，确定速度坐标系变换到箭体坐标系的第三姿态转移矩阵，包括：
Figure SMS_146
其中，
Figure SMS_147
为速度坐标系/>
Figure SMS_148
到箭体坐标系/>
Figure SMS_149
的第三姿态转移矩阵，/>
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为目标攻角，/>
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为实时侧滑角。
具体地，首先，速度坐标系
Figure SMS_153
中的/>
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轴相对于箭体坐标系/>
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中的/>
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轴绕过的角度为实时侧滑角/>
Figure SMS_156
；其次，速度坐标系/>
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中的/>
Figure SMS_161
轴相对于箭体坐标系/>
Figure SMS_152
中的/>
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轴绕过的角度为目标攻角/>
Figure SMS_160
。
根据上述角度旋转关系，各个轴对应的旋转矩阵，以及各个轴的旋转变换顺序，可以得到第三姿态转移矩阵
Figure SMS_162
。
本申请实施例提供的运载火箭控制方法，根据速度坐标系和箭体坐标系中三个坐标轴发生的旋转变换，得到第三姿态旋转矩阵，能够准确表示速度坐标系和箭体坐标系之间的转换关系。
在一些实施例中，基于第一姿态转移矩阵、第二姿态转移矩阵和第三姿态转移矩阵，确定发射惯性坐标系变换到箭体坐标系的第四姿态转移矩阵。
具体地，发射惯性坐标系
Figure SMS_163
变换到箭体坐标系/>
Figure SMS_164
的第四姿态转移矩阵/>
Figure SMS_165
可以表示为：
Figure SMS_166
在一些实施例中，基于运载火箭在当前飞行时刻在发射惯性坐标系中的实时俯仰角、实时偏航角和实时滚转角，确定发射惯性坐标系变换到箭体坐标系的第五姿态转移矩阵，包括：
Figure SMS_167
其中，
Figure SMS_168
为发射惯性坐标系/>
Figure SMS_169
到箭体坐标系/>
Figure SMS_170
的第五姿态转移矩阵，/>
Figure SMS_171
为实时俯仰角，/>
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为实时偏航角，/>
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为实时滚转角。
具体地，首先，箭体坐标系
Figure SMS_175
中的/>
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轴相对于发射惯性坐标系/>
Figure SMS_185
中的/>
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；其次，箭体坐标系/>
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中的/>
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轴相对于发射惯性坐标系/>
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中的/>
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轴绕过的角度为实时偏航角/>
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；最后，箭体坐标系/>
Figure SMS_186
中的/>
Figure SMS_176
轴相对于发射惯性坐标系/>
Figure SMS_179
中的/>
Figure SMS_183
轴绕过的角度为实时滚转角/>
Figure SMS_187
。
根据上述角度旋转关系，各个轴对应的旋转矩阵，以及各个轴的旋转变换顺序，可以得到第五姿态转移矩阵
Figure SMS_189
。
本申请实施例提供的运载火箭控制方法，根据箭体坐标系和发射惯性坐标系中三个坐标轴发生的旋转变换，得到第五姿态旋转矩阵，能够准确表示箭体坐标系和发射惯性坐标系之间的转换关系。
在一些实施例中，基于第四姿态转移矩阵和第五姿态转移矩阵，确定姿态关联关系。
具体地，由于第四姿态转移矩阵和第五姿态转移矩阵均是表示从发射惯性坐标系到箭体坐标系的转换关系，两者是相等的，可以得到第一关系式：
Figure SMS_190
第一关系式可以用来表示姿态关联关系。
代入
Figure SMS_191
和/>
Figure SMS_192
，可以进一步得到第二关系式：
Figure SMS_193
在第二关系式中：
Figure SMS_195
中方位角/>
Figure SMS_197
，发射点地理纬度/>
Figure SMS_202
，地球自转角速度/>
Figure SMS_196
是已知的，当前飞行时刻/>
Figure SMS_199
也是已知的；实时弹道偏角/>
Figure SMS_201
和实时弹道倾角/>
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可以根据发射坐标系的实时速度矢量计算得到；目标攻角/>
Figure SMS_194
是预先设计，通过程序输入的；实时侧滑角/>
Figure SMS_198
是可以根据实时速度矢量与运载火箭的纵向对称面之间的夹角计算得到；对于运载火箭弹道设计而言，发射惯性坐标系下的实时滚转角/>
Figure SMS_200
可以设置为零。
因此，在第二关系式所涉及到的8个姿态角中，实时滚转角
Figure SMS_205
、目标攻角/>
Figure SMS_208
、实时侧滑角/>
Figure SMS_210
、实时弹道偏角/>
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和实时弹道倾角/>
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是已知的；只有实时速度倾角/>
Figure SMS_209
、实时俯仰角/>
Figure SMS_211
、实时偏航角/>
Figure SMS_204
是未知的。
考虑到
Figure SMS_212
，则/>
Figure SMS_213
，/>
Figure SMS_214
为3维单位矩阵，第二关系式可以简化为第三关系式：
Figure SMS_215
由旋转矩阵的变换可知：
Figure SMS_216
因此，第三关系式可以表示为第四关系式：
Figure SMS_217
分别利用矩阵
Figure SMS_218
和矩阵/>
Figure SMS_219
表示旋转变换：
Figure SMS_220
其中，
Figure SMS_221
为矩阵/>
Figure SMS_222
中的元素，/>
Figure SMS_223
为矩阵/>
Figure SMS_224
中的元素，/>
Figure SMS_225
为行号，/>
Figure SMS_226
为列号。
则第四关系式可以表示为：
Figure SMS_227
对第四关系式进行展开，可以得到第五关系式：
Figure SMS_228
进一步地，可以用大小为
Figure SMS_229
矩阵/>
Figure SMS_230
表示/>
Figure SMS_231
，则有：
Figure SMS_232
可以得到：
Figure SMS_233
其中，
Figure SMS_234
为矩阵/>
Figure SMS_235
中的元素，/>
Figure SMS_236
为行号，/>
Figure SMS_237
为列号。
由于矩阵对应的元素是相等的，则存在
Figure SMS_238
，即/>
Figure SMS_239
。考虑到/>
Figure SMS_240
，代入可以得到方程式：
Figure SMS_241
记
Figure SMS_242
，/>
Figure SMS_243
为第一中间变量；/>
Figure SMS_244
为第二中间变量；/>
Figure SMS_245
为第三中间变量，则方程式可以表示：
Figure SMS_246
对方程式进行求解，可以得到：
Figure SMS_247
考虑到
Figure SMS_250
都是在0附近变化的小值，故/>
Figure SMS_253
，因此得到/>
Figure SMS_255
，由/>
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算出/>
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的数值，进而根据/>
Figure SMS_254
和/>
Figure SMS_256
，可以得到实时偏航角
Figure SMS_248
，并判断/>
Figure SMS_251
的正负号。
同理，存在
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，/>
Figure SMS_258
。
可以用矩阵表示为：
Figure SMS_259
记
Figure SMS_260
，/>
Figure SMS_261
为第四中间变量，代入上述矩阵可以得到：/>
Figure SMS_262
求解上述矩阵，可以得到
Figure SMS_263
和/>
Figure SMS_264
，进而可以得到实时俯仰角/>
Figure SMS_265
，并判断/>
Figure SMS_266
的正负号。
本申请实施例提供的运载火箭控制方法，通过两种变换路径下姿态转换矩阵的运算，得到可以表示姿态关联关系的矩阵，该矩阵可由计算机代码编程实现矩阵相乘获得，无需人工展开再相乘得到，可以提高俯仰角和偏航角的求解效率，缩短俯仰角和偏航角的求解时间，提高运载火箭的控制响应速度。
图3是本申请一个实施例提供的运载火箭的结构示意图，如图3所示，该运载火箭300，包括火箭本体310，以及设置在火箭本体310上的箭载计算机320；箭载计算机320用于执行上述实施例中的运载火箭控制方法。
本申请实施例提供的运载火箭，在发射过程中执行上述实施例中的控制方法，提高了运载火箭的俯仰角和偏航角的计算速度，避免了将各个姿态转移矩阵逐个展开再相乘的繁琐运算过程，提高了俯仰角和偏航角的求解效率，缩短了俯仰角和偏航角的求解时间，提高了运载火箭的控制响应速度，缩短了运载火箭的控制响应时间，提高了运载火箭的控制性能。
图4为本申请一个实施例提供的电子设备的结构示意图，如图4所示，该电子设备可以包括：处理器（Processor）410、通信接口（Communications Interface）420、存储器（Memory）430和通信总线（Communications Bus）440，其中，处理器410，通信接口420，存储器430通过通信总线440完成相互间的通信。处理器410可以调用存储器430中的逻辑命令，以执行上述方法，该方法包括：
获取运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角、实时侧滑角和在发射坐标系中的实时速度矢量；基于实时速度矢量，确定运载火箭在当前飞行时刻的实时弹道倾角和实时弹道偏角；基于实时弹道倾角、实时弹道偏角、目标攻角、实时侧滑角，以及运载火箭在当前飞行时刻的姿态关联关系，确定运载火箭在当前飞行时刻的实时俯仰角和实时偏航角；基于实时俯仰角和实时偏航角对运载火箭的飞行姿态进行控制；其中，姿态关联关系是基于运载火箭的发射惯性坐标系、发射坐标系、速度坐标系和箭体坐标系之间的姿态转移矩阵确定的。
此外，上述的存储器中的逻辑命令可以通过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，本申请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，包括若干命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）执行本申请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、只读存储器（ROM，Read-Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
本申请实施例提供的电子设备中的处理器可以调用存储器中的逻辑指令，实现上述方法，其具体的实施方式与前述方法实施方式一致，且可以达到相同的有益效果，此处不再赘述。
本申请实施例还提供一种计算机可读的存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现以执行上述各实施例提供的方法。
其具体的实施方式与前述方法实施方式一致，且可以达到相同的有益效果，此处不再赘述。
本申请实施例提供一种计算机程序产品，包括计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现如上述方法。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中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模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，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）执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种运载火箭控制方法，其特征在于，包括：
获取运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角、实时侧滑角和在发射坐标系中的实时速度矢量；
基于所述实时速度矢量，确定所述运载火箭在所述当前飞行时刻的实时弹道倾角和实时弹道偏角；
基于所述实时弹道倾角、所述实时弹道偏角、所述目标攻角、所述实时侧滑角，以及所述运载火箭在所述当前飞行时刻的姿态关联关系，确定所述运载火箭在所述当前飞行时刻的实时俯仰角和实时偏航角；
基于所述实时俯仰角和所述实时偏航角对所述运载火箭的飞行姿态进行控制；
其中，所述姿态关联关系是基于所述运载火箭的发射惯性坐标系、发射坐标系、速度坐标系和箭体坐标系之间的姿态转移矩阵确定的。
2.根据权利要求1所述的运载火箭控制方法，其特征在于，所述姿态关联关系是基于如下步骤确定的：
基于所述运载火箭的方位角、发射点地理纬度、当前飞行时刻，以及地球自转角速度，确定所述发射惯性坐标系变换到所述发射坐标系的第一姿态转移矩阵；
基于所述运载火箭在当前飞行时刻的实时速度倾角、实时弹道偏角和实时弹道倾角，确定所述发射坐标系变换到所述速度坐标系的第二姿态转移矩阵；
基于所述运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角和实时侧滑角，确定所述速度坐标系变换到所述箭体坐标系的第三姿态转移矩阵；
基于所述第一姿态转移矩阵、所述第二姿态转移矩阵和所述第三姿态转移矩阵，确定所述发射惯性坐标系变换到所述箭体坐标系的第四姿态转移矩阵；
基于所述运载火箭在当前飞行时刻在所述发射惯性坐标系中的实时俯仰角、实时偏航角和实时滚转角，确定所述发射惯性坐标系变换到所述箭体坐标系的第五姿态转移矩阵；
基于所述第四姿态转移矩阵和所述第五姿态转移矩阵，确定所述姿态关联关系。
3.根据权利要求2所述的运载火箭控制方法，其特征在于，所述基于所述运载火箭的方位角、发射点地理纬度、当前飞行时刻，以及地球自转角速度，确定所述发射惯性坐标系变换到所述发射坐标系的第一姿态转移矩阵，包括：
Figure QLYQS_1
；
其中，
Figure QLYQS_4
为所述发射惯性坐标系/>
Figure QLYQS_8
到所述发射坐标系/>
Figure QLYQS_12
的第一姿态转移矩阵，/>
Figure QLYQS_3
为所述方位角，/>
Figure QLYQS_7
为所述发射点地理纬度，/>
Figure QLYQS_11
为当前飞行时刻，/>
Figure QLYQS_14
为所述地球自转角速度，/>
Figure QLYQS_2
为用于表示绕坐标系的/>
Figure QLYQS_6
轴旋转的旋转矩阵；/>
Figure QLYQS_10
为用于表示绕坐标系的/>
Figure QLYQS_13
轴旋转的旋转矩阵；/>
Figure QLYQS_5
为用于表示绕坐标系的/>
Figure QLYQS_9
轴旋转的旋转矩阵。
4.根据权利要求3所述的运载火箭控制方法，其特征在于，所述基于所述运载火箭在当前飞行时刻的实时速度倾角、实时弹道偏角和实时弹道倾角，确定所述发射坐标系变换到所述速度坐标系的第二姿态转移矩阵，包括：
Figure QLYQS_15
；
其中，
Figure QLYQS_16
为所述发射坐标系/>
Figure QLYQS_17
到所述速度坐标系/>
Figure QLYQS_18
的第二姿态转移矩阵，/>
Figure QLYQS_19
为所述实时速度倾角，/>
Figure QLYQS_20
为所述实时弹道偏角，/>
Figure QLYQS_21
为所述实时弹道倾角。
5.根据权利要求4所述的运载火箭控制方法，其特征在于，所述基于所述运载火箭在当前飞行时刻的目标攻角和实时侧滑角，确定所述速度坐标系变换到所述箭体坐标系的第三姿态转移矩阵，包括：
Figure QLYQS_22
；
其中，
Figure QLYQS_23
为所述速度坐标系/>
Figure QLYQS_24
到所述箭体坐标系/>
Figure QLYQS_25
的第三姿态转移矩阵，/>
Figure QLYQS_26
为所述目标攻角，/>
Figure QLYQS_27
为所述实时侧滑角。
6.根据权利要求5所述的运载火箭控制方法，其特征在于，所述基于所述运载火箭在当前飞行时刻在所述发射惯性坐标系中的实时俯仰角、实时偏航角和实时滚转角，确定所述发射惯性坐标系变换到所述箭体坐标系的第五姿态转移矩阵，包括：
Figure QLYQS_28
；
其中，
Figure QLYQS_29
为所述发射惯性坐标系/>
Figure QLYQS_30
到所述箭体坐标系/>
Figure QLYQS_31
的第五姿态转移矩阵，/>
Figure QLYQS_32
为所述实时俯仰角，/>
Figure QLYQS_33
为所述实时偏航角，/>
Figure QLYQS_34
为所述实时滚转角。
7.根据权利要求6所述的运载火箭控制方法，其特征在于，所述实时偏航角
Figure QLYQS_35
基于如下公式求解：
Figure QLYQS_36
；
所述实时俯仰角
Figure QLYQS_37
基于如下公式求解：
Figure QLYQS_38
；
式中，
Figure QLYQS_41
为三维矩阵/>
Figure QLYQS_43
中的元素，/>
Figure QLYQS_46
为三维矩阵/>
Figure QLYQS_40
中的元素，/>
Figure QLYQS_42
为行号，/>
Figure QLYQS_45
为列号；/>
Figure QLYQS_48
为第一中间变量；/>
Figure QLYQS_39
为第二中间变量；/>
Figure QLYQS_44
为第三中间变量；/>
Figure QLYQS_47
为第四中间变量；
Figure QLYQS_49
；
Figure QLYQS_50
；
Figure QLYQS_51
。
8.一种运载火箭，其特征在于，包括火箭本体，以及设置在所述火箭本体上的箭载计算机；
所述箭载计算机用于执行权利要求1至7任一项所述的运载火箭控制方法。
9.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1至7任一项所述的运载火箭控制方法。
10.一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至7任一项所述的运载火箭控制方法。
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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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GR01 Patent grant
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