本发明专利技术涉及制导控制领域，具体涉及一种制导控制的方法及装置、电子设备，方法包括：获取目标飞行器的飞行状态参数，基于飞行状态参数进行制导计算确定初始指令程序角，利用初始指令程序角确定指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量，基于指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及飞行状态参数中的速度方向单位矢量计算实时指令攻角，当实时指令攻角超过攻角约束值时，基于指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及速度方向单位矢量对第一初始指令程序角以及二初始指令程序角进行限幅约束，确定第一目标指令程序角以及第二目标指令程序角，以对目标飞行器进行飞行控制。当发现异常时，及时进行修正，保证了目标飞行器的安全行驶。保证了目标飞行器的安全行驶。保证了目标飞行器的安全行驶。
【技术实现步骤摘要】
一种制导控制的方法及电子设备、存储介质
[0001]本专利技术涉及制导控制领域，具体涉及一种制导控制的方法及装置、电子设备。
技术介绍
[0002]运载火箭在大气中飞行时，由于存在飞行攻角，将导致横向载荷的出现。若攻角过大，使得飞行载荷超出设计范围，将导致箭体折断或整流罩破坏。为此，部分火箭会采用减载控制技术。
[0003]现有技术下，运载火箭采用减载控制技术是通过控制系统引入加表(加速度计)实现的，该方法需要有加速度计作为实时的横向过载测量装置。
[0004]但是，现有技术中，参阅图1所示，制导系统在获取到火箭的飞行状态参数后，会根据目的地计算出需要进行调整的第一程序角和第二程序角，控制系统在接收到第一程序角和第二程序角后，计算出火箭接下来需要行进的摆舵角发送给执行机构，以调整火箭角度，但是，假如目的地与火箭之间的夹角较大，火箭在调整方向的过程中，攻角会逐渐增大，只有在火箭超过预设的攻角阈值之后才会进行修正，无法在事先控制攻角角度，假如调整不及时，则会发生机毁人亡的惨剧。
[0005]因此，需要一种制导控制的方法及装置、电子设备，以克服上述缺陷。
技术实现思路
[0006]有鉴于此，本专利技术实施例提供了一种制导控制的方法及装置、电子设备，以解决现有技术下调整火箭攻角不安全的问题。
[0007]根据第一方面，本专利技术实施例提供了一种制导控制方法，包括：
[0008]获取目标飞行器的飞行状态参数；
[0009]基于所述飞行状态参数进行制导计算确定第一初始指令程序角和第二初始指令程序角；
[0010]利用所述第一初始指令程序角和第二初始指令程序角确定指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量；
[0011]基于所述指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及所述飞行状态参数中的速度方向单位矢量计算实时指令攻角；
[0012]当所述实时指令攻角超过攻角约束值时，基于所述指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及所述速度方向单位矢量对所述第一初始指令程序角以及所述二初始指令程序角进行限幅约束，确定第一目标指令程序角以及第二目标指令程序角，以对所述目标飞行器进行飞行控制。
[0013]本专利技术实施例提供的制导控制方法，在制导系统计算出初始指令程序角后，不急于执行对用的计算结果，而是先对初始指令程序角进行评估，判断对应的执行后是否会造成目标飞行器的攻角过大，当发现异常时，及时进行修正，保证了目标飞行器的安全行驶。
[0014]结合第一方面，在第一方面第一实施方式中，所述基于所述指令姿态角在发射惯
性系下的单位矢量以及所述飞行状态参数中的速度方向单位矢量计算实时指令攻角，包括：
[0015]对所述飞行状态参数中的速度参数进行归一化处理，确定所述速度方向单位矢量；
[0016]对所述指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及所述飞行状态参数中的速度方向单位矢量进行反三角函数运算，确定所述实时指令攻角。
[0017]本专利技术实施例提供的制导控制方法，通过对反三角函数的利用，结合飞行状态参数，以及指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量，对实时指令攻角进行计算，为后续对于初始指令程序角进行评估做了准备，进一步的提高了工作效率。
[0018]结合第一方面，在第一方面第二实施方式中，所述攻角约束值的获取方式，包括：
[0019]获取预先设定的目标飞行器设计参数；
[0020]将所述飞行状态参数中的飞行动压和所述目标飞行器设计参数相除，确定所述攻角约束值。
[0021]本专利技术实施例提供的制导控制方法，通过明确攻角约束值的获取方式，明确了攻角的安全范围，为后续对于初始指令程序角进行评估做了准备，进一步的提高了工作效率。
[0022]结合第一方面，在第一方面第三实施方式中，所述基于所述指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及所述速度方向单位矢量对所述第一初始指令程序角以及所述二初始指令程序角进行限幅约束，确定第一目标指令程序角以及第二目标指令程序角，包括：
[0023]计算所述速度方向单位矢量和所述指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量所在平面的法向量，确定第一法向量；
[0024]计算所述第一法向量和所述速度方向单位矢量所在平面的法向量，确定第二法向量；
[0025]根据所述第一法向量，所述第二法向量和所述速度方向单位矢量，确定坐标转换矩阵；
[0026]基于所述坐标转换矩阵，所述攻角约束值，确定目标姿态角在发射惯性系下的矢量；
[0027]基于所述目标姿态角在发射惯性系下的矢量，确定所述第一目标指令程序角以及所述第二目标指令程序角。
[0028]本专利技术实施例提供的制导控制方法，通过明确当初始指令程序角会使得目标飞行器的攻角超过约束范围时，对初始指令程序角进行限幅约束的方法，保证了当初始指令程序角不妥时，可以争取的修正初始指令程序角。
[0029]结合第一方面第三实施方式，在第一方面第四实施方式中，所述基于所述坐标转换矩阵，所述攻角约束值，确定目标姿态角在发射惯性系下的单位矢量，包括：
[0030]计算攻角约束值对应的正弦值和余弦值；
[0031]基于所述正弦值，所述余弦值和所述坐标转换矩阵，确定所述目标姿态角在发射惯性系下的矢量。
[0032]本专利技术实施例提供的制导控制方法，通过进一步明确关于目标姿态角在发射惯性系下的单位矢量的计算方法，确保了最终结果的准确性，进一步的提高了工作效率。
[0033]结合第一方面，在第一方面第五实施方式中，所述基于所述指令姿态角在发射惯
性系下的单位矢量以及所述飞行状态参数中的速度方向单位矢量计算实时指令攻角，还包括：
[0034]当所述实时指令攻角未超过攻角约束值时，将所述第一初始指令程序角以及所述二初始指令程序角，作为第一目标指令程序角以及第二目标指令程序角。
[0035]本专利技术实施例提供的制导控制方法，通过明确当初始指令程序角不会造成目标飞行器的攻角过大时，可以直接使用初始指令程序角，避免了不必要计算的发生，极大的提高了工作效率。
[0036]结合第一方面第三实施方式，在第一方面第六实施方式中，所述基于所述目标姿态角在发射惯性系下的矢量，确定所述第一目标指令程序角以及所述第二目标指令程序角，包括：
[0037]基于所述目标姿态角在发射惯性系下的矢量，确定所述矢量在所述发惯系下的坐标分量；
[0038]对所述坐标分量进行反三角函数运算，确定所述第一目标指令程序角以及所述第二目标指令程序角。
[0039]本专利技术实施例提供的制导控制方法，通过进一步明确目标指令程序角的计算方法，确保了最终结果的准确性，进一步的提高了工作效率。
[0040]根据第二方面，本专利技术实施例提供了一种制导控制的装置，包括：
[0041]获取单元，用于获取目标飞行器的飞行状态参数；
[0042]第一处理单元，用于基于所述飞行状态参数进行制导计算确定第一初始指令程序角和第二初始指令本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种制导控制的方法，其特征在于，包括：获取目标飞行器的飞行状态参数；基于所述飞行状态参数进行制导计算确定第一初始指令程序角和第二初始指令程序角；利用所述第一初始指令程序角和第二初始指令程序角确定指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量；基于所述指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及所述飞行状态参数中的速度方向单位矢量计算实时指令攻角；当所述实时指令攻角超过攻角约束值时，基于所述指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及所述速度方向单位矢量对所述第一初始指令程序角以及所述二初始指令程序角进行限幅约束，确定第一目标指令程序角以及第二目标指令程序角，以对所述目标飞行器进行飞行控制。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及所述飞行状态参数中的速度方向单位矢量计算实时指令攻角，包括：对所述飞行状态参数中的速度参数进行归一化处理，确定所述速度方向单位矢量；对所述指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及所述飞行状态参数中的速度方向单位矢量进行反三角函数运算，确定所述实时指令攻角。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述攻角约束值的获取方式，包括：获取预先设定的目标飞行器设计参数；将所述飞行状态参数中的飞行动压和所述目标飞行器设计参数相除，确定所述攻角约束值。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量以及所述速度方向单位矢量对所述第一初始指令程序角以及所述二初始指令程序角进行限幅约束，确定第一目标指令程序角以及第二目标指令程序角，包括：计算所述速度方向单位矢量和所述指令姿态角在发射惯性系下的单位矢量所在平面的法向量，确定第一法向量；计算所述第一法向量和所述速度方向单位矢量所在平面的法向量，确定第二法向量；根据所述第一法向量，所述第二法向量和所述速度方向单位矢量，确定坐标转换矩阵；基于所述坐标转换矩阵，所述攻角约束值，确定目标姿态角在发射惯性系下的矢量；基于所述目标姿态角在发射惯性系下的矢量，确定所述第一目标指令程序角以及所述第二目标指令程序角。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于所述坐标转换矩阵，所述攻角约束值，确定目标姿态角在发射惯性系下的...
【专利技术属性】
技术研发人员：时剑波，彭小波，廉永正，
申请(专利权)人：北京星际荣耀空间科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：
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