本发明专利技术提供一种运载火箭姿态控制方法、装置及飞控计算机，涉及火箭固体助推器姿态控制技术领域，所述方法包括：获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的至少一项干扰力矩；根据至少一项所述干扰力矩和运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩，确定运载火箭的飞行姿态发生变化时芯级发动机的点火时间；获取飞行姿态控制方案；根据所述点火时间，按照所述飞行姿态控制方案对运载火箭的飞行姿态进行控制。本发明专利技术可以使得运载火箭在助推飞行段的姿态控制更加平稳。的姿态控制更加平稳。的姿态控制更加平稳。
【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭姿态控制方法、装置及飞控计算机
[0001]本专利技术涉及火箭固体助推器姿态控制
，特别是指一种运载火箭姿态控制方法、装置及飞控计算机。
技术介绍
[0002]目前运载火箭发射频次越来越高，对火箭的推力需求也随之增加，为了适应这一需求，越来越多的火箭采用助推器捆绑结构，以提高运载力。
[0003]在一个大推力的单级火箭发动机（芯级）周围捆绑若干个较小推力的火箭发动机组成捆绑型火箭，这些捆绑的较小推力火箭发动机称为助推器，可以产生更大的推力。
[0004]通常情况下，助推器和芯级发动机通常会同时点燃，为火箭提供推力。这时可通过调整不同助推器摆角和芯级发动机的喷管摆角对火箭的姿态进行控制。在飞行段末期，因对向助推器燃烧时间不同步或其他偏差，导致控制不足和控制干扰加大。
技术实现思路
[0005]本专利技术要解决的技术问题是提供一种运载火箭姿态控制方法、装置及飞控计算机，可以达到控制飞行的稳定性，可以使得运载火箭在助推飞行段的姿态控制更加平稳，从而满足要求。
[0006]为解决上述技术问题，本专利技术的技术方案如下：第一方面，一种运载火箭姿态控制方法，所述方法包括：获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的至少一项干扰力矩；根据至少一项所述干扰力矩和运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩，确定运载火箭的飞行姿态发生变化时芯级发动机的点火时间；获取飞行姿态控制方案；根据所述点火时间，按照所述飞行姿态控制方案对运载火箭的飞行姿态进行控制。
[0007]进一步的，获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的至少一项干扰力矩，包括：获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的发动机轴线偏斜气动干扰力矩、质心偏离轴线产生的干扰力矩、推力线横移产生的干扰力矩、推力线偏斜产生的干扰力矩以及发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩中的至少一项。
[0008]进一步的，获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的发动机轴线偏斜气动干扰力矩，包括：根据获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的发动机轴线偏斜气动干扰力矩；其中，为发动机轴线偏斜气动干扰力矩，；为升力系数，为动压，为箭体横截特征面积，为相对于原轴线偏离
角度，为干扰力相对于运载火箭轴线的力臂,为轴线偏斜产生的干扰气动力。
[0009]进一步的，获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的质心偏离轴线产生的干扰力矩，包括：根据获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的质心偏离轴线产生的干扰力矩；其中，为质心偏离轴线产生的干扰力矩，为发动机推力；为推力偏离理论轴线的距离。
[0010]进一步的，获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的推力线横移产生的干扰力矩，包括：根据获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的推力线横移产生的干扰力矩；其中，为助推器在推力下降阶段的推力线横移产生的干扰力矩；获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的推力线偏斜产生的干扰力矩，包括：根据获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的推力线偏斜产生的干扰力矩；其中，为助推器在推力下降阶段的推力线偏斜产生的干扰力矩，为发动机推力,为推力偏斜角度，为火箭质心距离理论顶点的距离，为发动机喷管摆动点距离理论顶点的距离。
[0011]进一步的，根据至少一项所述干扰力矩和运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩，确定运载火箭的飞行姿态发生变化时芯级发动机的点火时间，包括：获得运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩与干扰力矩的差值；根据所述差值判断运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩是否抵消干扰力矩，若是，则所述运载火箭保持原有的飞行姿态，若否，则获取所述运载火箭飞行姿态发生变化的时间点；根据所述时间点以及芯级发动机能提供预设控制力的时间间隔，确定芯级发动机的点火时间。
[0012]进一步的，获取飞行姿态控制方案，包括：确定芯级发动机点火时间点的助推飞行段的静态放大系数、助推平稳飞行段的控制网络的格式、助推平稳飞行段发动机喷管摆角限幅和芯级发动机喷管摆角限幅；根据所述助推飞行段的静态放大系数、助推平稳飞行段的控制网络的格式、助推平稳飞行段发动机喷管摆角限幅和芯级发动机喷管摆角限幅，得到所述飞行姿态控制方案。
[0013]第二方面，一种运载火箭姿态控制装置，包括：获取模块，用于获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的至少一项干扰力矩；处理模块，用于根据至少一项所述干扰力矩和运载火箭的助推器在推力下降阶段
提供的控制力矩，确定运载火箭的飞行姿态发生变化时芯级发动机的点火时间；获取飞行姿态控制方案；根据所述点火时间，按照所述飞行姿态控制方案对运载火箭的飞行姿态进行控制。
[0014]第三方面，一种运载火箭飞控计算机，包括：一个或多个处理器；存储装置，用于存储一个或多个程序，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现所述的方法。
[0015]第四方面，一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有程序，该程序被处理器执行时实现所述的方法。
[0016]本专利技术的上述方案至少包括以下有益效果：本专利技术的上述方案，通过根据至少一项所述干扰力矩和运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩，确定运载火箭的飞行姿态发生变化时芯级发动机的点火时间，通过获取飞行姿态控制方案，并根据所述点火时间，按照所述飞行姿态控制方案对运载火箭的飞行姿态进行控制，可以使得运载火箭在助推飞行段的姿态控制更加平稳，从而满足要求。
附图说明
[0017]图1是本专利技术的实施例提供的运载火箭姿态控制方法的流程示意图。
[0018]图2是本专利技术的实施例提供的运载火箭姿态控制装置示意图。
具体实施方式
[0019]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。
[0020]如图1所示，本专利技术的实施例提出一种运载火箭姿态控制方法，所述方法包括以下步骤：步骤11：获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的至少一项干扰力矩；步骤12：根据至少一项所述干扰力矩和运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩，确定运载火箭的飞行姿态发生变化时芯级发动机的点火时间；步骤13：获取飞行姿态控制方案；步骤14：根据所述点火时间，按照所述飞行姿态控制方案对运载火箭的飞行姿态进行控制。
[0021]在本专利技术实施例中，在运载火箭的飞行过程中，助推器先点火，当所述助推器耗尽或推力下降时，芯级发动机再点火，因此，通过根据至少一项所述干扰力矩和运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩，确定运载火箭的飞行姿态发生变化时芯级发动机的点火时间，从而能够在恰当的时间控制芯级发动机点火，从而起到节约资源的作用，并且通过获取飞行姿态控制方案，并根据所述点火时间，按照所述飞行姿态控制方案对运载火箭的飞行姿态进行控制，可以使得在助推飞行段的姿态满足控制要求，使运载火本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括：获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的至少一项干扰力矩；根据至少一项所述干扰力矩和运载火箭的助推器在推力下降阶段提供的控制力矩，确定运载火箭的飞行姿态发生变化时芯级发动机的点火时间；获取飞行姿态控制方案；根据所述点火时间，按照所述飞行姿态控制方案对运载火箭的飞行姿态进行控制。2.根据权利要求1所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的至少一项干扰力矩，包括：获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的发动机轴线偏斜气动干扰力矩、质心偏离轴线产生的干扰力矩、推力线横移产生的干扰力矩、推力线偏斜产生的干扰力矩以及发动机推力下降段相对额定值的干扰力矩中的至少一项。3.根据权利要求2所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的发动机轴线偏斜气动干扰力矩，包括：根据获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的发动机轴线偏斜气动干扰力矩；其中，为发动机轴线偏斜气动干扰力矩，；为升力系数，为动压，为箭体横截特征面积，为相对于原轴线偏离角度，为干扰力相对于运载火箭轴线的力臂，为轴线偏斜产生的干扰气动力。4.根据权利要求2所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的质心偏离轴线产生的干扰力矩，包括：根据获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的质心偏离轴线产生的干扰力矩；其中，为质心偏离轴线产生的干扰力矩，为发动机推力；为推力偏离理论轴线的距离。5.根据权利要求2所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的推力线横移产生的干扰力矩，包括：根据获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的推力线横移产生的干扰力矩；其中，为助推器在推力下降阶段的推力线横移产生的干扰力矩；获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的推力线偏斜产生的干扰力矩，包括：根据获取运载火箭的助推器在推力下降阶段的推力线偏斜产生的干扰力矩；其中，为助推器在推力下降阶段的推力线偏斜产生的干扰力矩，为发动机推力,为推力偏斜...
【专利技术属性】
技术研发人员：吴考，布向伟，彭昊旻，张弛，徐国光，魏凯，姚颂，王晨曦，祖运予，徐丽杰，刘畅，张杰，番绍炳，
申请(专利权)人：东方空间技术北京有限公司东方空间西安宇航技术有限公司东方空间海南科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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