[发明专利]运载火箭控制方法、运载火箭、电子设备及存储介质

权利要求书

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；

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。

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：

；

其中，为所述发射惯性坐标系到所述发射坐标系的第一姿态转移矩阵，为所述方位角，为所述发射点地理纬度，为当前飞行时刻，为所述地球自转角速度，为用于表示绕坐标系的轴旋转的旋转矩阵；为用于表示绕坐标系的轴旋转的旋转矩阵；为用于表示绕坐标系的轴旋转的旋转矩阵。

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：

；

其中，为所述发射坐标系到所述速度坐标系的第二姿态转移矩阵，为所述实时速度倾角，为所述实时弹道偏角，为所述实时弹道倾角。

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：

；

其中，为所述速度坐标系到所述箭体坐标系的第三姿态转移矩阵，为所述目标攻角，为所述实时侧滑角。

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：

；

其中，为所述发射惯性坐标系到所述箭体坐标系的第五姿态转移矩阵，为所述实时俯仰角，为所述实时偏航角，为所述实时滚转角。

6.根据权利要求5所述的运载火箭控制方法，其特征在于，所述实时偏航角基于如下公式求解：

；

所述实时俯仰角基于如下公式求解：

；

式中，为三维矩阵中的元素，为三维矩阵中的元素，为行号，为列号；为第一中间变量；为第二中间变量；为第三中间变量；为第四中间变量；

；

；

。