一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法和装置与流程

1.本发明涉及飞行器设计技术领域，尤其涉及一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法和装置。


背景技术：

2.液体火箭伺服发动机摆动实现姿态控制时，传统方式一般采取对称布局的方式，其中以单伺服发动机、双伺服发动机、四伺服发动机并联最多。
3.火箭控制系统设计和实现较为复杂，希望俯仰和偏航通道特性一致，虽然现有技术中公开了一种采用三发动机的布局方法和控制方法，例如专利号为cn114200949 a，名称为一种液体火箭三伺服发动机摆动布局方法及控制方法，但是在这个专利中仅公开了采用三发动机布局的一种非轴对称的方式，即只从控制角度考虑，针对发动机间某固定夹角布局及其对应的控制方法，提出了这样一种非轴对称的三发动机的布局方案。
4.但是该方案仅仅能实现控制作用，并没有综合考虑结构影响，导致不能消除干扰力矩。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明实施例的目的在于提供一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法和装置，以解决现有技术中没有综合考虑结构影响，不能消除干扰力矩的技术问题。
6.为达上述目的，第一方面，本发明实施例提供了一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法，所述控制方法包括：
7.获取火箭的姿态角指令和当前姿态角，所述姿态角包括俯仰角偏航角ψ和滚转摆角γ；
8.根据所述姿态角指令和所述当前姿态角计算所述姿态角的偏差，根据所述姿态角的偏差计算火箭的三通道摆角，所述三通道摆角包括俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ；
9.根据所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算所述计算三个伺服发动机对应的第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3；
10.根据所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别控制三个所述伺服发动机摆动，获取三个所述伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩；
11.根据所述控制力矩调整所述姿态角的偏差；
12.其中，三个所述伺服发动机沿火箭周向设置，三个所述伺服发动机中心与火箭中心之间的距离分别为第一距离r1、第二距离r2和第三距离r3，三个伺服发动机中心与火箭中心的连线之间的夹角分别为第一夹角θ1、第二夹角θ2和第三夹角θ3，每个所述伺服发动机的摆动方向垂直于该伺服发动机与火箭中心的连线；
13.其中，θ1＝θ3，θ2大于0度小于180度；
14.r2＝r3，
15.在一些可能的实施方式中，所述的根据所述姿态角指令和所述当前姿态角计算所述姿态角的偏差，具体包括：
16.将所述姿态角指令与所述当前姿态角的差值作为所述姿态角的偏差。
17.在一些可能的实施方式中，所述的根据所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算所述计算三个伺服发动机对应的第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第二摆转角δ3，具体包括：
18.通过所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ与所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第二摆转角δ3的转换公式计算所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第二摆转角δ3，所述转换公式为：
[0019][0020][0021][0022]
所述摆转角δ1、δ2和δ3为：
[0023][0024][0025][0026]
其中，为俯仰摆角，δψ为偏航摆角，δγ为滚转摆角，δ1为第一伺服发动机的第一摆转角，δ2为第二伺服发动机的第二摆转角，δ3为第三伺服发动机的第三摆转角。
[0027]
在一些可能的实施方式中，所述的三个所述伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩通过如下公式确定：
[0028][0029][0030][0031]
其中，m
xc
、m
yc
、m
zc
分别为绕箭体x轴、y轴和z轴的控制力矩，xr为伺服发动机安装位置距箭体理论顶点距离，xc为箭体质心距理论顶点位置，p为三个伺服发动机的总推力。
[0032]
在一些可能的实施方式中，三个所述伺服发动机的结构相同，提供的推力大小相
同。
[0033]
在一些可能的实施方式中，三个所述伺服发动机独立控制。
[0034]
在一些可能的实施方式中，从火箭后方向前看顺时针方向的摆动方向为正。
[0035]
第二方面，本发明实施例提供了一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制装置，所述控制装置包括：
[0036]
获取模块，用于获取火箭的姿态角指令和当前姿态角，所述姿态角包括俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ；
[0037]
第一计算模块，用于根据所述姿态角指令和所述当前姿态角计算所述姿态角的偏差，根据所述姿态角的偏差计算火箭的三通道摆角，所述三通道摆角包括俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ；
[0038]
第二计算模块，用于根据所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算所述计算三个伺服发动机对应的第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3；
[0039]
控制与获取模块，用于根据所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别控制三个所述伺服发动机摆动，获取三个所述伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩；
[0040]
调整模块，用于根据所述控制力矩调整所述姿态角的偏差；
[0041]
其中，三个所述伺服发动机沿火箭周向设置，三个所述伺服发动机中心与火箭中心之间的距离分别为第一距离r1、第二距离r2和第三距离r3，三个伺服发动机中心与火箭中心的连线之间的夹角分别为第一夹角θ1、第二夹角θ2和第三夹角θ3，每个所述伺服发动机的摆动方向垂直于该伺服发动机与火箭中心的连线；
[0042]
其中，θ1＝θ3，θ2大于0度小于180度；
[0043]
r2＝r3，
[0044]
在一些可能的实施方式中，所述第二计算模块具体用于：
[0045]
通过所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ与所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3的转换公式计算所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3，所述转换公式为：
[0046][0047][0048][0049]
所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别为：
[0050][0051]
[0052][0053]
其中，为俯仰摆角，δψ为偏航摆角，δγ为滚转摆角，δ1为第一伺服发动机的第一摆转角，δ2为第二伺服发动机的第二摆转角，δ3为第三伺服发动机第三摆转角。
[0054]
在一些可能的实施方式中，所述的三个所述伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩通过如下公式确定：
[0055][0056][0057][0058]
其中，m
xc
、m
yc
、m
zc
分别为绕箭体x轴、y轴和z轴的控制力矩，xr为伺服发动机安装位置距箭体理论顶点距离，xc为箭体质心距理论顶点位置，p为三个伺服发动机的总推力。
[0059]
第三方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，其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一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法。
[0060]
第四方面，本发明实施例提供了一种计算机设备，其包括：
[0061]
处理器；
[0062]
用于存储所述处理器可执行指令的存储器；
[0063]
其中，所述处理器被配置为执行所述指令，以实现一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法。
[0064]
上述技术方案的有益技术效果在于：
[0065]
本发明实施例提供的一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法和装置，该控制方法包括：获取火箭的姿态角指令和当前姿态角，姿态角包括俯仰角偏航角ψ和滚转角γ；根据姿态角指令和当前姿态角计算姿态角的偏差，再结合姿态控制方法计算三通道发动机摆角，分别为俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ；根据俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算三个伺服发动机对应的摆转角δ1、δ2和δ3；根据摆转角δ1、δ2和δ3分别控制三个伺服发动机摆动，三个伺服发动机摆动产生对全箭的控制力矩；根据控制力矩调整姿态角的偏差。本发明实施例综合考量了总体结构的影响，即θ1＝θ3，θ2大于0度小于180度；r2＝r3，所以能够适应不同伺服发动机夹角，不仅可以保证干扰力矩为零，还有利于总体布局选择最优位置安装。
附图说明
[0066]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以
根据这些附图获得其他的附图。
[0067]
图1是本发明实施例的一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法的流程图；
[0068]
图2是本发明实施例的一种三个伺服发动机围绕火箭中心的布局图；
[0069]
图3是本发明实施例的一种以火箭中心为原点建立的坐标系的示意图；
[0070]
图4是本发明实施例的一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制装置的结构框图；
[0071]
图5是本发明实施例的一种计算机可读存储介质的功能框图；
[0072]
图6是本发明实施例的一种计算机设备的功能框图。
具体实施方式
[0073]
下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本发明的全面理解。但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。在附图和下面的描述中，至少部分的公知结构和技术没有被示出，以便避免对本发明造成不必要的模糊；并且，为了清晰，可能夸大了部分结构的尺寸。此外，下文中所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。
[0074]
实施例一
[0075]
图1是本发明实施例的一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法的流程图，如图1所示，该控制方法包括如下步骤：
[0076]
步骤s1，获取火箭的姿态角指令和当前姿态角，姿态角包括俯仰角偏航角ψ和滚转角γ。
[0077]
具体的，火箭发射过程中需要按照姿态角指令发射，在发射前，飞控计算机通过传感器获取火箭的姿态角指令和火箭当前姿态角，了解火箭当前的姿态。
[0078]
步骤s2，根据所述姿态角指令和所述当前姿态角计算所述姿态角的偏差，根据所述姿态角的偏差计算火箭的三通道摆角，所述三通道摆角包括俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ。
[0079]
具体的，在获取姿态角指令和当前姿态角以后，需要计算当前姿态角与姿态角指令之间的偏差，将该偏差作为输入条件，结合姿态控制方法计算三通道发动机摆角，三通道不是指某一个发动机的摆角，是指火箭处于某个方向。比如现在希望产生一个绕z轴(即俯仰方向)的力矩，这就需要三个发动机整体产生的力矩是绕z轴的，其他方向就都是零，这就推算出第一个伺服发动机(水平设置的伺服发动机)不摆动，其他两个伺服发动机反方向摆动，这三个发动机整体产生的俯仰力矩等效一个大的发动机摆动的效果，滚转和偏航也是类似的，以便于后续要调整这个偏差。步骤s3，根据俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算三个伺服发动机分别对应的第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3。
[0080]
本步骤可以通过传感器获取俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ后，根据伺服发动机推力对箭体坐标系三个轴的力矩关系确定三通道摆角与三个伺服发动机摆角的转
换公式，根据这个转换公式推导出三个伺服发动机对应的第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3。
[0081]
步骤s4，根据第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别控制三个伺服发动机摆动，获取三个伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩。
[0082]
本实施例中，伺服响应飞控计算机指令驱动三个伺服发动机摆动，三个伺服发动机摆动到相应的位置产生控制力矩，计算控制力矩是为了设计时评估控制能力和箭体建模使用，依据的基本公式是：m＝fl，m是力矩，f是作用力，l是作用力到转动轴的距离。
[0083]
步骤s5，根据控制力矩调整姿态角的偏差。
[0084]
具体的，本实施例中，根据控制力矩来调整姿态角的偏差，使得当前姿态角越来越接近姿态角指令，即逐渐缩小偏差，按照姿态角指令进行发射，偏差越小火箭实际飞行的弹道就和设计的飞行弹道越接近。
[0085]
图2是本发明实施例的一种三个伺服发动机围绕火箭中心的布局图，如图2所示，三个伺服发动机沿火箭周向设置，三个伺服发动机中心与火箭中心之间的距离分别为第一距离r1、第二距离r2和第三距离r3，三个伺服发动机中心与火箭中心的连线之间的夹角分别为第一夹角θ1、第二夹角θ2和第三夹角θ3，每个伺服发动机的摆动方向垂直于该伺服发动机与火箭中心的连线；其中，θ1＝θ3，θ2大于0度小于180度；r2＝r3，
[0086]
具体的，本实施例中，第一、第二、第三伺服发动机摆动方向为切向，与伺服发动机和火箭中心的连线垂直方向摆动，即每个伺服发动机的摆动方向垂直于该伺服发动机与火箭中心的连线，组合实现火箭的俯仰、偏航和滚动控制。本发明实施例中的任意两个伺服发动机中心与火箭中心之间的连线的第一夹角θ1、第二夹角θ2和第三夹角θ3，只要满足θ1＝θ3，θ2大于0度小于180度即可，没有指定特定的角。因此本发明实施例中的三个火箭的布局方式能够适应不同伺服发动机夹角，有利于总体布局以选择最优位置安装；另外，由于本实施例中r2＝r3，所以本发明实施例提供的布局方式为轴对称布局结构，可使得三通道控制不会耦合。
[0087]
本发明实施例综合考量了总体结构的影响，即θ1＝θ3，θ2大于0度小于180度；r2＝r3，所以能够适应不同伺服发动机夹角，不仅可以保证干扰力矩为零，还有利于总体布局选择最优位置安装。
[0088]
在一些实施例中，根据姿态角指令和当前姿态角计算姿态角的偏差，具体包括：将姿态角指令与当前姿态角的差值作为姿态角的偏差。
[0089]
在一些实施例中，根据俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算三个伺服发动机对应的第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3，具体包括：通过俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ与第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3的转换公式计算第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3，转换公式为：
[0090]
[0091][0092][0093]
第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3为：
[0094][0095][0096][0097]
其中，为俯仰摆角，δψ为偏航摆角，δγ为滚转摆角，δ1为第一伺服发动机的第一摆转角，δ2为第二伺服发动机的第二摆转角，δ3为第三伺服发动机的第三摆转角。
[0098]
图3是本发明实施例的一种以火箭中心为原点建立的坐标系的示意图，如图3所示，在一些实施例中，三个伺服发动机摆动产生对全箭的控制力矩通过如下公式确定：
[0099][0100][0101][0102]
其中，m
xc
、m
yc
、m
zc
分别为绕箭体x轴、y轴和z轴的控制力矩，xr为伺服发动机安装位置距理论顶点的距离，xc为箭体质心距理论顶点位置，p为三个伺服发动机的总推力。本实施例中，理论顶点可以理解为坐标系原点。
[0103]
基于上述分析，可以得出，三个伺服发动机摆转角分配存在唯一解，所以控制计算更加便捷，而且，即使是在非轴对称结构情况下也可以保证干扰力矩为零，且伺服发动机系统质心位于箭体轴线上，即虽然三个伺服发动机没安装在火箭轴线上，但是三个伺服发动机构成的整体质心仍位于火箭轴线上。具体分析结果如下：
[0104]
设三个火箭的伺服发动机的质量均为m，参考图3建立的坐标系，质心位置(ym，zm)坐标计算公式如下：
[0105][0106][0107]
伺服发动机推力对y、z轴的力矩计算公式如下：
[0108]
[0109][0110]
本发明实施例中，中三个伺服发动机的安装位置距箭体轴线距离满足：
[0111][0112]
且三个伺服发动机中心与火箭中心的连线之间的夹角θ1＝θ3，代入式(1)至式(4)中可得：
[0113][0114][0115][0116][0117]
由此可知，这种轴对称布局伺服发动机系统质心位置与箭体轴线重合，在伺服发动机没有摆动(即摆角等于零情况)时推力产生的绕y、z轴力矩都为0n
·
m。
[0118]
可见，本发明实施例能够适应三个发动机之间的任意夹角的火箭姿态控制，因此，针对三个发动机间任意夹角情况，本实施例可以通过约束发动机径向安装位置使发动机系统质心位于箭体轴线，以及使得三个发动机在摆动角为零时发动机推力对箭体的力矩为零。
[0119]
而将背景技术中公开的专利号cn114200949a公开的布局方式中描述的参数θ2＝130
°
，θ1＝θ3＝110
°
，r1＝zr，r2＝r3＝0.9962zr，代入式(1)-式(4)中可得：
[0120]
ym2＝m*0-m*0.9962*zr*sin(65)+m*0.9962*zr*sin(65)＝0zm2＝-m*zr+m*0.9962*zr*cos(65)+m*0.9962*zr*cos(65)＝-0.158*m*zrmy2＝p*0-p*0.9962*zr*sin(65)+p*0.9962*zr*sin(65)＝0
[0121]
mz2＝-p*0.9962*zr+p*0.9962*zr*cos(65)+p*0.9962*zr*cos(65)
[0122]
＝-0.158*p*zr
[0123]
由此可知，背景技术中公开的专利号cn114200949a的专利中的布局条件下伺服发动机系统质心位置与箭体轴线不重合，在伺服发动机没有摆动时推力产生的绕z轴力矩不为零。而本发明实施例综合考虑结构影响，完全消除了干扰力矩。
[0124]
在一些实施例中，三个伺服发动机的结构相同，提供的推力大小相同，且三个伺服发动机独立控制，以实现三个发动机成轴对称设置。
[0125]
本发明实施例中，根据习惯用法，将从火箭后方向前看顺时针方向的摆动方向为正。定义从火箭后方向前看，图2和图3中所示的箭头方向为正，即顺时针摆为正，也可有其他定义，则控制方法的公式中正负号会有变化即可。
[0126]
实施例二
[0127]
图4是本发明实施例的一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制装置的结构框图，如图4所示，该控制装置100包括：
[0128]
获取模块101，用于获取火箭的姿态角指令和当前姿态角，姿态角包括俯仰角偏航角ψ和滚转角γ；
[0129]
第一计算模块102，用于根据姿态角指令和当前姿态角计算姿态角的偏差，根据姿态角的偏差计算火箭的三通道摆角，三通道摆角包括俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ；
[0130]
第二计算模块103，用于根据俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算三个伺服发动机对应的第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3；
[0131]
控制与获取模块104，用于根据第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别控制三个伺服发动机摆动，获取三个伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩；
[0132]
调整模块105，用于根据控制力矩调整姿态角的偏差；
[0133]
其中，三个伺服发动机沿火箭周向设置，三个伺服发动机中心与火箭中心之间的距离分别为第一距离r1、第二距离r2和第三距离r3，三个伺服发动机中心与火箭中心的连线之间的夹角分别为第一夹角θ1、第二夹角θ2和第三夹角θ3，每个伺服发动机的摆动方向垂直于该伺服发动机与火箭中心的连线；
[0134]
其中，θ1＝θ3，θ2大于0度小于180度；
[0135]
r2＝r3，
[0136]
在一些实施例中，第二计算模块103具体用于通过所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ与所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3的转换公式计算所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3，所述转换公式为：
[0137][0138][0139][0140]
所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别为：
[0141][0142][0143][0144]
其中，为俯仰摆角，δψ为偏航摆角，δγ为滚转摆角，δ1为第一伺服发动机的第一摆转角，δ2为第二伺服发动机的第二摆转角，δ3为第三伺服发动机第三摆转角。
[0145]
在一些实施例中，三个所述伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩通过如下公式确定：
[0146][0147][0148][0149]
其中，m
xc
、m
yc
、m
zc
分别为绕箭体x轴、y轴和z轴的控制力矩，xr为伺服发动机安装位置距箭体理论顶点距离，xc为箭体质心距理论顶点位置，p为三个伺服发动机的总推力。
[0150]
具体细节请参考图1所示的方法实施例的详细介绍。
[0151]
实施例三
[0152]
图5是本发明实施例的一种计算机可读存储介质的功能框图。如图5所示，本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质200，计算机可读存储介质200内存储有计算机程序210，该计算机程序210被处理器执行时，实现：
[0153]
获取火箭的姿态角指令和当前姿态角，所述姿态角包括俯仰角偏航角ψ和滚转角γ；
[0154]
根据所述姿态角指令和所述当前姿态角计算所述姿态角的偏差，根据所述姿态角的偏差计算火箭的三通道摆角，所述三通道摆角包括俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ；
[0155]
根据所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算三个所述伺服发动机分别对应的第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3；
[0156]
根据所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别控制三个所述伺服发动机摆动，获得三个所述伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩；
[0157]
根据所述控制力矩调整所述姿态角的偏差；
[0158]
其中，三个所述伺服发动机沿火箭周向设置，三个所述伺服发动机中心与火箭中心之间的距离分别为第一距离r1、第二距离r2和第三距离r3，三个伺服发动机中心与火箭中心的连线之间的夹角分别为第一夹角θ1、第二夹角θ2和第三夹角θ3，每个所述伺服发动机的摆动方向垂直于该伺服发动机与火箭中心的连线；
[0159]
其中，θ1＝θ3，θ2大于0度小于180度；
[0160]
r2＝r3，
[0161]
所述集成的模块/单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实现上述实施例方法中的全部或部分流程，也可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。其中，所述计算机程序包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读介质可以包括：能够携带所述计算机程序代码的任何实体或装置、记录介质、u盘、移动硬盘、磁碟、光盘、计算机存储器、只读存储器(rom，read-only memory)、随机存取存储器(ram，random access memory)、电载波信号、电信信号以及软件分发介质等。当然，还有其他方式
的可读存储介质，例如量子存储器、石墨烯存储器等等。需要说明的是，所述计算机可读介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减，例如在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不包括电载波信号和电信信号。
[0162]
实施例四
[0163]
图6是本发明实施例的一种计算机设备的功能框图。本发明实施例还提供一种计算机设备，请参考图6，在硬件层面，该计算机设备包括处理器，可选地还包括内部总线、网络接口、存储器。其中，存储器可能包含内存，例如高速随机存取存储器(random-access memory，ram)，也可能还包括非易失性存储器(non-volatile memory)，例如至少1个磁盘存储器等。当然，该电子设备还可能包括其他业务所需要的硬件。
[0164]
处理器、网络接口和存储器可以通过内部总线相互连接，该内部总线可以是工业标准体系结构isa总线、外设部件互连标准pci总线或扩展工业标准结构eisa总线等。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图6中仅用一个双向箭头表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。
[0165]
存储器，用于存放程序。具体地，程序可以包括程序代码，所述程序代码包括计算机操作指令。存储器可以包括内存和非易失性存储器，并向处理器提供指令和数据。处理器从非易失性存储器中读取对应的计算机程序到内存中然后运行，在逻辑层面上形成一种基于三摆伺服发动机火箭姿态的控制方法。处理器，执行存储器所存放的程序，并具体用于执行图1所示实施例揭示的一种基于三摆伺服发动机火箭姿态的控制方法。
[0166]
上述如图1所示实施例揭示的一种基于三摆伺服发动机火箭姿态的控制方法可以应用于处理器中，或者由处理器实现。处理器可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器可以是通用处理器，包括中央处理器(centralprocessing unit，cpu)、网络处理器(network processor，np)等；还可以是数字信号处理器(digital signal processor，dsp)、专用集成电路(application specific integratedcircuit，asic)、现场可编程门阵列(field－programmable gate array，fpga)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器，处理器读取存储器中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
[0167]
当然，除了软件实现方式之外，本发明的电子设备并不排除其他实现方式，比如逻辑器件抑或软硬件结合的方式等等，也就是说以下处理流程的执行主体并不限定于各个逻辑单元，也可以是硬件或逻辑器件。上述实施例阐明的系统、装置、模块或单元，具体可以由计算机芯片或实体实现，或者由具有某种功能的产品来实现。一种典型的实现设备为计算机。具体的，计算机例如可以为个人计算机、膝上型计算机、车载人机交互设备、蜂窝电话、相机电话、智能电话、个人数字助理、媒体播放器、导航设备、电子邮件设备、游戏控制台、平板计算机、可穿戴设备或者这些设备中的任何设备的组合。
[0168]
虽然本发明提供了如实施例或流程图所述的方法操作步骤，但基于常规或者无创造性的手段可以包括更多或者更少的操作步骤。实施例中列举的步骤顺序仅仅为众多步骤执行顺序中的一种方式，不代表唯一的执行顺序。在实际中的装置或终端产品执行时，可以按照实施例或者附图所示的方法顺序执行或者并行执行(例如并行处理器或者多线程处理的环境，甚至为分布式数据处理环境)。
[0169]
本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
[0170]
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
[0171]
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
[0172]
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
[0173]
本说明书中的各个实施例均采用相关的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于装置、电子设备及可读存储介质实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。
[0174]
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围内。

技术特征：
1.一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法，其特征在于，所述控制方法包括：获取火箭的姿态角指令和当前姿态角，所述姿态角包括俯仰角偏航角ψ和滚转角γ；根据所述姿态角指令和所述当前姿态角计算所述姿态角的偏差，根据所述姿态角的偏差计算火箭的三通道摆角，所述三通道摆角包括俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ；根据所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算三个所述伺服发动机分别对应的第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3；根据所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别控制三个所述伺服发动机摆动，获得三个所述伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩；根据所述控制力矩调整所述姿态角的偏差；其中，三个所述伺服发动机沿火箭周向设置，三个所述伺服发动机中心与火箭中心之间的距离分别为第一距离r1、第二距离r2和第三距离r3，三个伺服发动机中心与火箭中心的连线之间的夹角分别为第一夹角θ1、第二夹角θ2和第三夹角θ3，每个所述伺服发动机的摆动方向垂直于该伺服发动机与火箭中心的连线；其中，θ1＝θ3，θ2大于0度小于180度；r2＝r3，2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述的根据所述姿态角指令和所述当前姿态角计算所述姿态角的偏差，具体包括：将所述姿态角指令与所述当前姿态角的差值作为所述姿态角的偏差。3.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述的根据所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算所述计算三个伺服发动机对应的第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3，具体包括：通过所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ与所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3的转换公式计算所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3，所述转换公式为：转换公式为：转换公式为：所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别为：所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别为：
其中，为俯仰摆角，δψ为偏航摆角，δγ为滚转摆角，δ1为第一伺服发动机的第一摆转角，δ2为第二伺服发动机的第二摆转角，δ3为第三伺服发动机的第三摆转角。4.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，所述的三个所述伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩通过如下公式确定：的对全箭的控制力矩通过如下公式确定：的对全箭的控制力矩通过如下公式确定：其中，m
xc
、m
tc
、m
zc
分别为绕箭体x轴、y轴和z轴的控制力矩，x
r
为伺服发动机安装位置距箭体理论顶点距离，x
c
为箭体质心距理论顶点位置，p为三个伺服发动机的总推力。5.根据权利要求1-4任意一项所述的控制方法，其特征在于，三个所述伺服发动机的结构相同，提供的推力大小相同；三个所述伺服发动机独立控制；从火箭后方向前看顺时针方向的摆动方向为正。6.一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制装置，其特征在于，所述控制装置包括：获取模块，用于获取火箭的姿态角指令和当前姿态角，所述姿态角包括俯仰角偏航角ψ和滚转角γ；第一计算模块，用于根据所述姿态角指令和所述当前姿态角计算所述姿态角的偏差，根据所述姿态角的偏差计算火箭的三通道摆角，所述三通道摆角包括俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ；第二计算模块，用于根据所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算三个所述伺服发动机分别对应的第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3；控制与获取模块，用于根据所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别控制三个所述伺服发动机摆动，获得三个所述伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩；；调整模块，用于根据所述控制力矩调整所述姿态角的偏差；其中，三个所述伺服发动机沿火箭周向设置，三个所述伺服发动机中心与火箭中心之间的距离分别为第一距离r1、第二距离r2和第三距离r3，三个伺服发动机中心与火箭中心的连线之间的夹角分别为第一夹角θ1、第二夹角θ2和第三夹角θ3，每个所述伺服发动机的摆动方向垂直于该伺服发动机与火箭中心的连线；其中，θ1＝θ3，θ2大于0度小于180度；r2＝r3，7.根据权利要求6任意一项所述的控制装置，其特征在于，所述第二计算模块具体用于：通过所述俯仰摆角偏航摆角δψ和滚转摆角δγ与所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2
和第三摆转角δ3的转换公式计算所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3，所述转换公式为：转换公式为：转换公式为：所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别为：所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别为：所述第一摆转角δ1、第二摆转角δ2和第三摆转角δ3分别为：其中，为俯仰摆角，δψ为偏航摆角，δγ为滚转摆角，δ1为第一伺服发动机的第一摆转角，δ2为第二伺服发动机的第二摆转角，δ3为第三伺服发动机第三摆转角。8.根据权利要求6所述的控制装置，其特征在于，所述的三个所述伺服发动机摆动产生的对全箭的控制力矩通过如下公式确定：的对全箭的控制力矩通过如下公式确定：的对全箭的控制力矩通过如下公式确定：其中，m
xc
、m
yc
、m
zc
分别为绕箭体x轴、y轴和z轴的控制力矩，x
r
为伺服发动机安装位置距箭体理论顶点距离，x
c
为箭体质心距理论顶点位置，p为三个伺服发动机的总推力。9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-5中任意一项所述的一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法。10.一种计算机设备，其特征在于，其包括：处理器；用于存储所述处理器可执行指令的存储器；其中，所述处理器被配置为执行所述指令，以实现如权利要求1-5中任意一项所述的一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法。

技术总结
本发明提供一种基于三摆动伺服发动机火箭姿态的控制方法和装置，该控制方法包括：获取火箭的姿态角指令和当前姿态角，姿态角包括俯仰角φ、偏航角ψ和滚转角γ；根据姿态角指令和当前姿态角计算姿态角的偏差再结合姿态控制方法计算三通道发动机摆角，分别为俯仰摆角δφ、偏航摆角δψ和滚转摆角δγ；根据俯仰摆角δφ、偏航摆角δψ和滚转摆角δγ计算三个伺服发动机对应的摆转角δ1、δ2和δ3；根据摆转角δ1、δ2和δ3分别控制三个伺服发动机摆动，三个伺服发动机摆动产生对全箭的控制力矩；根据控制力矩调整姿态角的偏差。本发明实施例将三个发动机成轴对称设置，能够适应不同伺服发动机夹角，可以保证干扰力矩为零。可以保证干扰力矩为零。可以保证干扰力矩为零。


技术研发人员：颜斌华 张建宏 袁春贵 孙目 刘兴隆 张阳 张彪彪 朱洪亮 康永来
受保护的技术使用者：北京天兵科技有限公司
技术研发日：2023.06.30
技术公布日：2023/8/13