用于运载火箭的全方位发射控制方法、装置、计算机设备制造方法及图纸

本发明专利技术适用于火箭控制技术领域，提供了一种用于运载火箭的全方位发射控制方法、装置、计算机设备及存储介质，方法包括：获取初始姿态角并计算初始四元数，所述初始姿态角包括初始滚动角；获取当前控制周期的实时角增量，计算实时四元数；根据所述初始滚动角计算标准四元数；基于所述实时四元数和所述标准四元数计算姿态角偏差，并根据所述姿态角偏差获得目标姿态控制信号并输出到执行机构。通过初始姿态角计算初始四元数，得到标准四元数和实时四元数，计算得到姿态角偏差并解算后获得控制火箭的目标姿态控制信号，无需转动转位机构实现火箭的全方位发射控制，省去转位机构节约了成本和转动火箭对准的时间，提高火箭的快速响应能力和自动化水平。

Omnidirectional Launch Control Method, Device and Computer Equipment for Launch Vehicle

【技术实现步骤摘要】
用于运载火箭的全方位发射控制方法、装置、计算机设备
本专利技术属于火箭控制
，尤其涉及一种用于运载火箭的全方位发射控制方法、装置、计算机设备、存储介质。
技术介绍
目前，传统的液体火箭或固体火箭的导航，采用平台惯导(惯性导航)的居多，随着技术的进步，采用捷联惯导的方式逐步成为火箭特别是固体火箭的一种主要导航控制方式。惯导系统是一种不依赖于任何外部信息的自主式导航系统，主要分为平台式惯导系统和捷联式惯导系统两大类。捷联惯导系统(SINS)是在平台式惯导系统基础上发展而来的，它是一种无框架系统，由速率陀螺、线加速度计和计算机组成。陀螺仪和加速度计直接固连在运载体上，分别用来测量运载体的角运动信息和线运动信息，计算机根据这些测量信息解算出运载体的姿态、速度和位置。捷联惯导系统由于省去了复杂的机电平台，结构简单、体积小、重量轻、成本低、维护简单、可靠性高。对于固体运载火箭，通常会采用捷联惯导来进行导航控制，但在火箭发射前，需要进行方位对准(手动或自动)，使火箭竖立时的实际射向与理论射向重合或控制在一个较小的角度上，即将火箭的发射方位角转到理论射向上。对于几十吨甚至上百吨的火箭来说，这一手动或自动的转动调整过程需要花费一定的时间，更要增加转位机构，这将提高发射系统的复杂程度和设备成本，影响了系统的响应能力和自动化水平。
技术实现思路
本专利技术实施例提供一种用于运载火箭的全方位发射控制方法，旨在解决现有火箭发射前需要通过转动转位机构进行方位对准带来的时间长和成本高的问题。本专利技术实施例是这样实现的，提供一种用于运载火箭的全方位发射控制方法，包括下述步骤：获取初始姿态角并计算初始四元数，所述初始姿态角包括初始滚动角；获取当前控制周期的实时角增量，计算实时四元数；根据所述初始滚动角计算标准四元数；基于所述实时四元数和所述标准四元数计算姿态角偏差，并根据所述姿态角偏差获得目标姿态控制信号并输出到执行机构。更进一步地，在所述基于所述实时四元数和所述标准四元数计算姿态角偏差，并根据所述姿态角偏差获得导引控制信号并输出到执行机构的步骤之后还包括步骤：若所述控制周期的时间总和小于预设的时间阈值，则迭代计算下一控制周期的实时四元数和标准四元数并重新计算姿态角偏差。更进一步地，所述获取初始姿态角并计算初始四元数的步骤具体包括：获取理论射向角以及初始实际方位角；通过所述理论射向角以及初始实际方位角得到所述初始滚动角；基于所述初始姿态角计算得到所述初始四元数。更进一步地，所述获取当前控制周期的实时角增量，计算实时四元数的步骤具体包括：获取惯导系统采集的实时角增量以及前一控制周期的实时四元数；基于所述实时角增量以及所述前一控制周期的实时四元数计算得到当前控制周期的实时四元数。更进一步地，所述根据所述初始滚动角计算标准四元数的步骤具体包括：获取当前控制周期的标准俯仰角和标准偏航角；将标准滚动角设置为所述初始滚动角；根据所述标准滚动角、标准俯仰角和标准偏航角计算得到当前控制周期的标准四元数。更进一步地，所述基于所述实时四元数和所述标准四元数计算姿态角偏差，并根据所述姿态角偏差获得目标姿态控制信号并输出到执行机构的步骤具体包括：基于所述当前控制周期的实时四元数和标准四元数计算得到姿态角偏差；将所述姿态角偏差输入姿态控制系统进行解算，得到所述目标姿态控制信号；将所述目标姿态控制信号输出到执行机构进行执行。更进一步地，在所述将所述目标姿态控制信号输出到执行机构进行执行的步骤之前还包括：将全方位变换后的横法向导引控制信号叠加到所述目标姿态控制信号。本专利技术实施例还提供一种火箭发射控制装置，包括：第一获取模块，用于获取初始姿态角并计算初始四元数，所述初始姿态角包括初始滚动角；第一计算模块，用于获取当前控制周期的实时角增量，计算实时四元数；第二计算模块，用于根据所述初始滚动角计算标准四元数；第二获取模块，用于基于所述实时四元数和所述标准四元数计算姿态角偏差，并根据所述姿态角偏差获得目标姿态控制信号并输出到执行机构。本专利技术实施例还提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所述的用于运载火箭的全方位发射控制方法的步骤。本专利技术实施例还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质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用于运载火箭的全方位发射控制方法的步骤。本专利技术实施例中，获取初始姿态角并计算初始四元数，所述初始姿态角包括初始滚动角；获取当前控制周期的实时角增量，计算实时四元数；根据所述初始滚动角计算标准四元数；基于所述实时四元数和所述标准四元数计算姿态角偏差，并根据所述姿态角偏差获得目标姿态控制信号并输出到执行机构。由于通过火箭放置于发射系统的任意位置得到的任意初始姿态角计算初始四元数，进而得到标准四元数和实时四元数，从而计算得到姿态角偏差并解算后获得控制火箭的目标姿态控制信号，所以无需转动转位机构实现火箭的全方位发射控制，省去转位机构节约了成本和转动火箭对准的时间，有利于提高火箭的快速响应能力和自动化水平。附图说明图1是本专利技术实施例提供的火箭竖立在发射台上箭体坐标系O1X1Y1Z1各轴指向示意图；图2是本专利技术实施例提供的全方位发射条件下火箭竖立在发射台上箭体坐标系O1X1Y1Z1与火箭导航坐标系OXYZ的指向图；图3是本专利技术实施例提供的用于运载火箭的全方位发射控制方法的流程图；图4是本专利技术实施例提供的一种火箭发射控制装置的结构示意图；图5是本专利技术实施例提供的一种电子设备的结构示意图。具体实施方式为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。通过火箭放置于发射系统的任意位置得到的任意初始姿态角计算初始四元数，进而得到标准四元数和实时四元数，从而得到姿态角偏差并解算获得火箭的目标姿态控制信号，实现火箭全方位发射控制。如图1，为火箭竖立在发射台上箭体坐标系O1X1Y1Z1各轴指向示意图，其中O1为坐标原点，惯导采用捷联惯导，惯导的三轴指向与箭体坐标系重合。如图2，为全方位发射条件下火箭竖立在发射台上箭体坐标系O1X1Y1Z1与火箭导航坐标系OXYZ的指向图。火箭导航坐标系OXYZ为发射惯性坐标系，其定义为：坐标原点O与O1重合，OX轴在水平面上指向理论射向A0，OY轴为发射点垂线的反方向，OZ轴通过右手法则确定，固化在发射点瞬间。惯导的-Y1指向，即为火箭的实际方位角A1；一般来说，发射系统(发射车、发射塔)将火箭由水平进行起竖，起竖到位后对火箭进行相关测试，通过光学瞄准+Y1方向即可得到A1，也可以通过自对准(自寻北)的方式获取该角度。导弹竖立后，A1的指向是不确定的，大都情况下它与理论射向A0是不重合的。传统的火箭一般通过转位机构转动火箭，使A1与A0重合或者偏差较小，这样相当于火箭的I象限指向理论射向。发射前如果火箭不绕X1轴转动火箭，那么A1与A0的夹角γ0＝A0-A1最大可达180°。得到火箭当前的方位角与理论射向的夹角后，通过地测发控系统将此夹角发送至控制计算机中，控制计算机再执行本专利技术的用于运载火箭的全方位发射控制方法从而无需转动转位机本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于运载火箭的全方位发射控制方法，其特征在于，包括下述步骤：获取初始姿态角并计算初始四元数，所述初始姿态角包括初始滚动角；获取当前控制周期的实时角增量，计算实时四元数；根据所述初始滚动角计算标准四元数；基于所述实时四元数和所述标准四元数计算姿态角偏差，并根据所述姿态角偏差获得目标姿态控制信号并输出到执行机构。

【技术特征摘要】
1.一种用于运载火箭的全方位发射控制方法，其特征在于，包括下述步骤：获取初始姿态角并计算初始四元数，所述初始姿态角包括初始滚动角；获取当前控制周期的实时角增量，计算实时四元数；根据所述初始滚动角计算标准四元数；基于所述实时四元数和所述标准四元数计算姿态角偏差，并根据所述姿态角偏差获得目标姿态控制信号并输出到执行机构。2.如权利要求1所述方法，其特征在于，在所述基于所述实时四元数和所述标准四元数计算姿态角偏差，并根据所述姿态角偏差获得导引控制信号并输出到执行机构的步骤之后还包括步骤：若所述控制周期的时间总和小于预设的时间阈值，则迭代计算下一控制周期的实时四元数和标准四元数并重新计算姿态角偏差。3.如权利要求2所述方法，其特征在于，所述获取初始姿态角并计算初始四元数的步骤具体包括：获取理论射向角以及初始实际方位角；通过所述理论射向角以及初始实际方位角得到所述初始滚动角；基于所述初始姿态角计算得到所述初始四元数。4.如权利要求3所述方法，其特征在于，所述获取当前控制周期的实时角增量，计算实时四元数的步骤具体包括：获取惯导系统采集的实时角增量以及前一控制周期的实时四元数；基于所述实时角增量以及所述前一控制周期的实时四元数计算得到当前控制周期的实时四元数。5.如权利要求4所述方法，其特征在于，所述根据所述初始滚动角计算标准四元数的步骤具体包括：获取当前控制周期的标准俯仰角和标准偏航角；将标准滚动角设置为所述初始滚动角；根据所述标准滚动角、标准俯仰角和标准偏航角计算得...

【专利技术属性】
技术研发人员：不公告发明人，
申请(专利权)人：宁波天擎航天科技有限公司，
类型：发明
国别省市：浙江,33