[发明专利]用于运载火箭的全方位发射控制方法、装置、计算机设备

说明书

本发明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。

技术领域

本发明属于火箭控制技术领域，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。

背景技术

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。

发明内容

本发明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。

本发明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。