一种火箭的摆动控制方法及火箭与流程

1.本发明涉及航天技术领域，特别是一种火箭的摆动控制方法及火箭。


背景技术：

2.对于液体运载火箭，尤其是中大型液体运载火箭，大多采用并联多台发动机的形式来增大推力，从而提高运载火箭规模，增大火箭运载能力。在并联的多台发动机采用同一型号发动机的前提下，发动机并联数量越多，可提供的推力越大，则运载火箭能够实现的运载能力也就越大。
3.在运载火箭不断追求更大运载能力的发展背景下，目前尚无采用7台发动机并联布局的火箭，也没有7台发动机并联布局的火箭的相关摆动控制方法。


技术实现要素：

4.本发明要解决的技术问题是提供一种火箭的摆动控制方法及火箭，解决了7台发动机在火箭上布局及其摆动控制方法的空白。
5.为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
6.一种火箭的摆动控制方法，应用于飞控计算机，包括：
7.获取当前时刻火箭的飞行状态信息；
8.根据所述飞行状态信息，确定所述火箭在至少三个轴向的火箭目标摆角；
9.根据所述火箭目标摆角，确定至少三台发动机中每台发动机的摆角；其中，所述火箭包括中心发动机以及围绕所述中心发动机对称设置的六台发动机，所述至少三台发动机包括所述中心发动机以及六台发动机中关于所述中心发动机中心对称的至少两台发动机；
10.控制所述至少三台发动机按照所述摆角运动。
11.可选的，根据所述飞行状态信息，确定所述火箭在至少三个轴向的火箭目标摆角，包括：
12.确定所述火箭在至少三个轴向的控制目标力矩；所述控制目标力矩包括：俯仰控制力矩、偏航控制力矩以及滚转控制力矩；
13.根据所述控制目标力矩，计算得到火箭目标摆角；所述火箭目标摆角包括：火箭俯仰摆角、火箭偏航摆角以及火箭滚转摆角。
14.可选的，根据所述控制目标力矩，计算得到火箭目标摆角，包括以下至少一项：
15.通过公式确定火箭俯仰摆角；
16.通过公式δ
ψ
＝asin(m
yb
/(p
·
x
kz
))，确定火箭偏航摆角；
17.通过公式δ
γ
＝asin(m
xb
/(p
·zkz
))，确定火箭滚转摆角；
18.其中，为火箭俯仰摆角，δ
ψ
为火箭偏航摆角，δ
γ
为火箭滚转摆角，m
zb
为俯仰控制力矩，m
yb
为偏航控制力矩，m
xb
为滚转控制力矩，p为发动机推力，x
kz
为俯仰和偏航的控制力臂，z
kz
为滚转控制力臂。
19.可选的，根据所述火箭目标摆角，确定至少三台发动机中每台发动机的摆角，包括：
20.通过公式计算得到至少三台发动机中的每台发动机在第一轴向和第二轴向的摆角；
21.其中，δ
a1
为中心发动机在第一轴向的第一目标摆角，δ
b1
为所述中心发动机在第二轴向的第二目标摆角，δ
a2
为第一发动机在第三轴向的第三目标摆角，δ
b2
为第一发动机在第四轴向的第四目标摆角，δ
a5
为第四发动机在第五轴向的第五目标摆角，δ
b5
为第四发动机在第六轴向的第六目标摆角，为火箭俯仰摆角，δ
ψ
为火箭偏航摆角，δ
γ
为火箭滚转摆角。
22.可选的，控制所述至少三台发动机按照所述摆角运动，包括以下至少一项：
23.控制所述中心发动机沿第一轴向按照第一目标摆角运动且沿第二轴向按照第二目标摆角运动；
24.控制所述第一发动机沿第三轴向按照第三目标摆角运动且沿第四轴向按照第四目标摆角运动；
25.控制所述第四发动机沿第五轴向按照第五目标摆角运动且沿第六轴向按照第六目标摆角运动。
26.可选的，所述第一轴向与所述第三轴向相同，所述第二轴向与所述第四轴向相同；
27.所述第五轴向由所述第一轴向按照预设旋转方向转动第一预设角度得到；
28.所述第六轴向由所述第二轴向按照预设旋转方向转动第二预设角度得到。
29.本发明还提供一种火箭，包括：
30.箭体；
31.飞控计算机，所述飞控计算机设置在所述箭体上，用于执行如上述的火箭的摆动控制方法；
32.箭体底部支架，所述箭体底部支架与所述箭体的一端固定连接；
33.中心发动机，所述中心发动机固定连接于所述箭体底部支架的中心处；
34.围绕所述中心发动机对称设置的六台发动机，所述六台发动机均与所述箭体底部支架固定连接。
35.可选的，所述六台发动机组成三组对称发动机组；
36.其中，第一组对称发动机组包括第一发动机和第四发动机，第二组对称发动机组包括第二发动机和第五发动机，第三组对称发动机组包括第三发动机和第六发动机。
37.可选的，所述第一发动机、第二发动机、第三发动机、第四发动机、第五发动机以及第六发动机围绕所述中心发动机均匀分布。
38.可选的，所述中心发动机和至少一组对称发动机组上均安装有伺服控制设备，所述伺服控制设备用于控制发动机运动。
39.本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
40.本发明的上述方案，通过获取当前时刻火箭的飞行状态信息；根据所述飞行状态
信息，确定所述火箭在至少三个轴向的火箭目标摆角；根据所述火箭目标摆角，确定至少三台发动机中每台发动机的摆角；其中，所述火箭包括中心发动机以及围绕所述中心发动机对称设置的六台发动机，所述至少三台发动机包括所述中心发动机以及六台发动机中关于所述中心发动机中心对称的至少两台发动机；控制所述至少三台发动机按照所述摆角运动；解决了7台发动机在火箭上布局及其摆动控制方法的空白，有效简化了火箭控制方法，降低了控制计算的复杂度，提高了计算效率。
附图说明
41.图1是本发明实施例的火箭的摆动控制方法的流程示意图；
42.图2是本发明提供的具体的实施例中7台发动机在火箭上的布局示意图；
43.图3是本发明实施例中至少三台发动机中每台发动机的摆角方向示意图。
具体实施方式
44.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。
45.如图1所示，本发明的实施例提出一种火箭的摆动控制方法，包括：
46.步骤11，获取当前时刻火箭的飞行状态信息；
47.步骤12，根据所述飞行状态信息，确定所述火箭在至少三个轴向的火箭目标摆角；
48.步骤13，根据所述火箭目标摆角，确定至少三台发动机中每台发动机的摆角；其中，所述火箭包括中心发动机11以及围绕所述中心发动机11对称设置的六台发动机，所述至少三台发动机包括所述中心发动机11以及六台发动机中关于所述中心发动机11中心对称的至少两台发动机；
49.步骤14，控制所述至少三台发动机按照所述摆角运动。
50.该实施例中，火箭设置有7台发动机，其中，7台发动机包括中心发动机11以及围绕中心发动机11对称设置的六台发动机，其中，中心发动机11设置在箭体底部支架2的中心处，六台发动机组成三组对称发动机组，每一组对称发动机组均包括两台发动机，每一组中的两台发动机关于中心发动机11中心对称，基于这样的7台发动机布局方式，仅需控制中心发动机11以及任意一组对称发动机组，即可实现对火箭的姿态控制，减少了伺服控制设备数量，降低了火箭的硬件成本；基于火箭当前时刻的飞行状态信息，确定火箭摆动至目标姿态所需的至少三个轴向的火箭目标摆角，根据火箭目标摆角确定至少三台发动机中每台发动机的摆角；按照至少三台发动机中每台发动机的摆角控制火箭运动至目标姿态；有效简化了火箭控制方法，降低了控制计算的复杂度，提高了计算效率。
51.这里，通过具体的实施例对7台发动机在火箭上的布局进行说明：
52.如图2所示，一个具体的实施例中，火箭的箭体坐标系由obxbybzb表示，每台发动机的机体坐标系由oixiyizi，其中，i为发动机的编号，i＝1为中心发动机11，i＝2为第一发动机12，i＝3为第二发动机13，以此类推；
53.7台发动机设置在箭体底部支架2上，中心发动机11设置在箭体底部支架2的中心
处，其余的6台发动机在中心发动机11的外侧周向均匀布设，6台发动机分别为顺时针布设与中心发动机11周围的第一发动机12、第二发动机13、第三发动机14、第四发动机15、第五发动机16以及第六发动机17，这6台发动机的中心位于同一分度圆上；
54.箭体底部支架2在火箭坐标系(o
b-xbybzb)内，箭体底部支架2的中心与火箭坐标系的原点ob重合，中心发动机11的发动机坐标系与火箭坐标系重合；
55.第一发动机12的发动机坐标系内的原点o2是通过中心发动机11的原点o1沿着火箭坐标系的象限线i平移得到，平移距离为线段o1o2，第一发动机12的发动机坐标系的坐标轴y2的方向与中心发动机11的发动机坐标系的坐标轴y1相同；
56.第二发动机13的发动机坐标系是由第一发动机12的发动机坐标系沿着距离线段o1o2顺时针旋转第一预设角度得到，该第一预设角度优选为60
°
；
57.同理，第三发动机14、第四发动机15、第五发动机16以及第六发动机17均由第一发动机12的发动机坐标系沿着距离线段o1o2顺时针旋转第一预设角度得到；
58.第一发动机12、第二发动机13、第三发动机14、第四发动机15、第五发动机16以及第六发动机17的yi轴均指向火箭坐标系的原点；
59.除中心发动机11以外的6台发动机的安装方向圆周对称，编号为2的第一发动机12和编号为5的第四发动机15组成第一组对称发动机组，编号为3的第二发动机13和编号为6的第五发动机16组成第二组对称发动机组，编号为4的第三发动机14和编号为7的第六发动机17组成第三组对称发动机组；
60.每台发动机的机体坐标系的+oiyi轴指向火箭中心ob，+oizi轴指向逆时针方向，这里的逆时针方向指的是从火箭的箭体底部向箭体顶部方向看向发动机时+oizi轴的指向；
61.在中心发动机11和关于中心发动机11中心对称的至少两台发动机(如第一发动机12和第四发动机15上设置安装伺服控制设备，伺服控制设备可控制发动机的喷管的摆动；每台发动机的喷管可沿着火箭箭体系
±
obyb向和
±
obzb向进行双向摆动，摆角δ
ai
、δ
bi
，其中，a、b均为喷管摆动通道的代号，i为发动机编号，δ
ai
以喷管摆向火箭中心为正，δ
bi
以喷管摆向逆时针方向为正，其余4台发动机上不安装伺服控制设备，喷管不进行摆动；
62.这样的7台发动机的布局方式以及摆动控制方式，不仅填补了设计空白，还减少了伺服控制设备的数量，降低了火箭硬件成本。
63.本发明一可选的实施例中，步骤12，包括：
64.步骤121，确定所述火箭在至少三个轴向的控制目标力矩；所述控制目标力矩包括：俯仰控制力矩、偏航控制力矩以及滚转控制力矩；
65.步骤122，根据所述控制目标力矩，计算得到火箭目标摆角；所述火箭目标摆角包括：火箭俯仰摆角、火箭偏航摆角以及火箭滚转摆角。
66.本发明的实施例中，根据火箭的飞行状态信息和火箭所要运行至的目标姿态，确定火箭的箭体在至少三个轴向的控制目标力矩；通过计算可以得到火箭的目标摆角；这里，计算得到的火箭目标摆角为火箭整体为实现运动至目标姿态而所需的摆角，进一步地，可根据火箭整体所需火箭目标摆角的数值，确定各发动机所需的摆角，即由多个发动机的摆角控制共同实现火箭目标摆角。
67.其中，飞行状态信息可用于计算火箭调整至目标姿态的控制力矩；火箭的飞行状态信息包括以下至少一个：质量；质心；转动惯量；位置；速度；加速度；姿态角；角速度；角加
速度。
68.本发明一可选的实施例中，步骤122包括以下至少一项：
69.根据所述控制目标力矩，计算得到火箭目标摆角，包括以下至少一项：
70.通过公式确定火箭俯仰摆角；
71.通过公式δ
ψ
＝asin(m
yb
/(p
·
x
kz
))，确定火箭偏航摆角；
72.通过公式δ
γ
＝asin(m
xb
/(p
·zkz
))，确定火箭滚转摆角；
73.其中，为火箭俯仰摆角，δ
ψ
为火箭偏航摆角，δ
γ
为火箭滚转摆角，m
zb
为俯仰控制力矩，m
yb
为偏航控制力矩，m
xb
为滚转控制力矩，p为发动机推力，x
kz
为俯仰和偏航的控制力臂，z
kz
为滚转控制力臂，asin(
·
)为反正弦函数。
74.本发明的实施例中，控制目标力矩中的俯仰控制力矩、偏航控制力矩以及滚转控制力矩是基于火箭的机体坐标系确定的，各个控制目标力矩所对应的火箭目标摆角可分别计算得到；
75.基于俯仰控制力矩，通过公式确定火箭俯仰摆角，基于偏航控制力矩，通过公式确定火箭偏航摆角，基于滚转控制力矩，通过公式确定火箭滚转摆角；其中，p为发动机推力，这里的p指的是一台发动机的推力；其中，为了通过控制最少数量的发动机实现对火箭整体的运动控制，优选地，7台发动机中每台发动机均为同一型号的发动机，点火起动工作时产生的推力均相同；这样，仅需要控制7台发动机中的中心发动机11以及关于该中心发动机11中心对称的至少两台发动机，即可实现对火箭的控制。
76.本发明一可选的实施例中，步骤13包括：
77.步骤131，通过公式计算得到至少三台发动机中的每台发动机在第一轴向和第二轴向的摆角；
78.其中，δ
a1
为中心发动机11在第一轴向的第一目标摆角，δ
b1
为所述中心发动机11在第二轴向的第二目标摆角，δ
a2
为第一发动机12在第三轴向的第三目标摆角，δ
b2
为第一发动机12在第四轴向的第四目标摆角，δ
a5
为第四发动机15在第五轴向的第五目标摆角，δ
b5
为第四发动机15在第六轴向的第六目标摆角，为火箭俯仰摆角，δ
ψ
为火箭偏航摆角，δ
γ
为火箭滚转摆角。
79.如图3所示，本发明的实施例中，由于控制的至少三台发动机为中心发动机11以及关于中心发动机11中心对称的两台发动机，通过对图3中这三个发动机的摆角之间的关系以及火箭目标摆角，可以计算得到各个发动机的摆角大小。
80.本发明一可选的实施例中，步骤14包括以下至少一项：
81.步骤141，控制所述中心发动机11沿第一轴向按照第一目标摆角运动且沿第二轴向按照第二目标摆角运动；
82.步骤142，控制所述第一发动机12沿第三轴向按照第三目标摆角运动且沿第四轴向按照第四目标摆角运动；
83.步骤143，控制所述第四发动机15沿第五轴向按照第五目标摆角运动且沿第六轴向按照第六目标摆角运动。
84.本发明一可选的实施例中，所述第一轴向与所述第三轴向相同，所述第二轴向与所述第四轴向相同；
85.所述第五轴向由所述第一轴向按照预设旋转方向转动第一预设角度得到；
86.所述第六轴向由所述第二轴向按照预设旋转方向转动第二预设角度得到。
87.本发明的实施例中，通过计算得到的各个发动机的两个轴向的目标摆角，可控制发动机按照目标摆角运动，以使得火箭运行至目标姿态；
88.发动机的轴向为发动机喷管的摆动方向，第一轴向和第二轴向为中心发动机11的发动机坐标系的y坐标轴和z坐标轴，第三轴向和第四轴向为第一发动机12的发动机坐标系的y坐标轴和z坐标轴，第五轴向和第六轴向为第四发动机15的发动机坐标系的y坐标轴和z坐标轴；由于第三发动机14、第四发动机15、第五发动机16以及第六发动机17均由第二发动机13的发动机坐标系沿着距离线段o1o2顺时针旋转第一预设角度得到，且第一发动机12的发动机坐标系与中心发动机11的发动机坐标系的各个轴向方向相同，因此，第一轴向与第三轴向相同，第二轴向与第四轴向相同；而第五轴向由第一轴向按照预设旋转方向转动第一预设角度得到；第六轴向由所述第二轴向按照预设旋转方向转动第二预设角度得到，该第二预设角度优选相同。
89.本发明的实施例通过获取当前时刻火箭的飞行状态信息；根据所述飞行状态信息，确定所述火箭在至少三个轴向的火箭目标摆角；根据所述火箭目标摆角，确定至少三台发动机中每台发动机的摆角；其中，所述火箭包括中心发动机11以及围绕所述中心发动机11对称设置的六台发动机，所述至少三台发动机包括所述中心发动机11以及六台发动机中关于所述中心发动机11中心对称的至少两台发动机；控制所述至少三台发动机按照所述摆角运动，从而解决了7台发动机在火箭上布局及其摆动控制方法的空白，有效简化了火箭控制方法，降低了控制计算的复杂度，提高了计算效率。
90.如图2所示，本发明的实施例还提供一种火箭，包括：
91.箭体；
92.飞控计算机，所述飞控计算机设置在所述箭体上，用于执行如上述的火箭的摆动控制方法；
93.箭体底部支架2，所述箭体底部支架2与所述箭体的一端固定连接；
94.中心发动机11，所述中心发动机11固定连接于所述箭体底部支架2的中心处；
95.围绕所述中心发动机11对称设置的六台发动机，所述六台发动机均与所述箭体底部支架2固定连接。
96.本发明的实施例中，火箭包括箭体、飞控计算机、箭体底部支架2、中心发动机11以及六台发动机，其中，飞控计算机设置在箭体上，用于对火箭进行摆动控制，箭体底部支架2固定连接在箭体的底部，向箭体提供远离底部的推力；中心发动机11固定连接于箭体底部支架2的中心处，围绕中心发动机11均匀设置有六台发动机，六台发动机均与箭体底部支架2固定连接，每台发动机的喷管均可双向摆动，即每台发动机的运动轴向均为两个；通过上
述7台发动机解决了7台发动机在火箭上布局及其摆动控制方法的空白，有效简化了火箭控制方法，降低了控制计算的复杂度，提高了计算效率。
97.可选的，所述第一发动机12、第二发动机13、第三发动机14、第四发动机15、第五发动机16以及第六发动机17围绕所述中心发动机11均匀分布。
98.本发明的实施例中，由于第一发动机12、第二发动机13、第三发动机14、第四发动机15、第五发动机16以及第六发动机17均匀分布，且第二发动机13、第三发动机14、第四发动机15、第五发动机16以及第六发动机17均由第一发动机12的发动机坐标系顺时针旋转第一预设角度得到，则相邻的发动机之间的旋转角度相同。
99.可选的，所述六台发动机组成三组对称发动机组；
100.其中，第一组对称发动机组包括第一发动机12和第四发动机15，第二组对称发动机组包括第二发动机13和第五发动机16，第三组对称发动机组包括第三发动机14和第六发动机17。
101.可选的，所述中心发动机11和至少一组对称发动机组上均安装有伺服控制设备，所述伺服控制设备用于控制发动机运动。
102.需要说明的是，该火箭是与上述方法对应的火箭，上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该火箭的实施例中，也能达到相同的技术效果。
103.本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
104.所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
105.在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
106.所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
107.另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。
108.所述功能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，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个
人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：u盘、移动硬盘、rom、ram、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
109.此外，需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行，某些步骤可以并行或彼此独立地执行。对本领域的普通技术人员而言，能够理解本发明的方法和装置的全部或者任何步骤或者部件，可以在任何计算装置(包括处理器、存储介质等)或者计算装置的网络中，以硬件、固件、软件或者它们的组合加以实现，这是本领域普通技术人员在阅读了本发明的说明的情况下运用他们的基本编程技能就能实现的。
110.因此，本发明的目的还可以通过在任何计算装置上运行一个程序或者一组程序来实现。所述计算装置可以是公知的通用装置。因此，本发明的目的也可以仅仅通过提供包含实现所述方法或者装置的程序代码的程序产品来实现。也就是说，这样的程序产品也构成本发明，并且存储有这样的程序产品的存储介质也构成本发明。显然，所述存储介质可以是任何公知的存储介质或者将来所开发出来的任何存储介质。还需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行。某些步骤可以并行或彼此独立地执行。
111.以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种火箭的摆动控制方法，其特征在于，应用于飞控计算机，包括：获取当前时刻火箭的飞行状态信息；根据所述飞行状态信息，确定所述火箭在至少三个轴向的火箭目标摆角；根据所述火箭目标摆角，确定至少三台发动机中每台发动机的摆角；其中，所述火箭包括中心发动机(11)以及围绕所述中心发动机(11)对称设置的六台发动机，所述至少三台发动机包括所述中心发动机(11)以及六台发动机中关于所述中心发动机(11)中心对称的至少两台发动机；控制所述至少三台发动机按照所述摆角运动。2.根据权利要求1所述的火箭的摆动控制方法，其特征在于，根据所述飞行状态信息，确定所述火箭在至少三个轴向的火箭目标摆角，包括：确定所述火箭在至少三个轴向的控制目标力矩；所述控制目标力矩包括：俯仰控制力矩、偏航控制力矩以及滚转控制力矩；根据所述控制目标力矩，计算得到火箭目标摆角；所述火箭目标摆角包括：火箭俯仰摆角、火箭偏航摆角以及火箭滚转摆角。3.根据权利要求2所述的火箭的摆动控制方法，其特征在于，根据所述控制目标力矩，计算得到火箭目标摆角，包括以下至少一项：通过公式确定火箭俯仰摆角；通过公式δ
ψ
＝asin(m
yb
/(p
·
x
kz
))确定火箭偏航摆角；通过公式δ
γ
＝asin(m
xb
/(p
·
z
kz
))，确定火箭滚转摆角；其中，为火箭俯仰摆角，δ
ψ
为火箭偏航摆角，δ
γ
为火箭滚转摆角，m
zb
为俯仰控制力矩，m
yb
为偏航控制力矩，m
xb
为滚转控制力矩，p为发动机推力，x
kz
为俯仰和偏航的控制力臂，z
kz
为滚转控制力臂。4.根据权利要求1所述的火箭的摆动控制方法，其特征在于，根据所述火箭目标摆角，确定至少三台发动机中每台发动机的摆角，包括：通过公式计算得到至少三台发动机中的每台发动机在第一轴向和第二轴向的摆角；其中，δ
a1
为中心发动机(11)在第一轴向的第一目标摆角，δ
b1
为所述中心发动机(11)在第二轴向的第二目标摆角，δ
a2
为第一发动机(12)在第三轴向的第三目标摆角，δ
b2
为第一发动机(12)在第四轴向的第四目标摆角，δ
a5
为第四发动机(15)在第五轴向的第五目标摆角，δ
b5
为第四发动机(15)在第六轴向的第六目标摆角，为火箭俯仰摆角，δ
ψ
为火箭偏航摆角，δ
γ
为火箭滚转摆角。5.根据权利要求4所述的火箭的摆动控制方法，其特征在于，控制所述至少三台发动机按照所述摆角运动，包括以下至少一项：控制所述中心发动机(11)沿第一轴向按照第一目标摆角运动且沿第二轴向按照第二
目标摆角运动；控制所述第一发动机(12)沿第三轴向按照第三目标摆角运动且沿第四轴向按照第四目标摆角运动；控制所述第四发动机(15)沿第五轴向按照第五目标摆角运动且沿第六轴向按照第六目标摆角运动。6.根据权利要求5所述的火箭的摆动控制方法，其特征在于，所述第一轴向与所述第三轴向相同，所述第二轴向与所述第四轴向相同；所述第五轴向由所述第一轴向按照预设旋转方向转动第一预设角度得到；所述第六轴向由所述第二轴向按照预设旋转方向转动第二预设角度得到。7.一种火箭，其特征在于，包括：箭体；飞控计算机，所述飞控计算机设置在所述箭体上，用于执行如权利要求1-6任一项所述的火箭的摆动控制方法；箭体底部支架(2)，所述箭体底部支架(2)与所述箭体的一端固定连接；中心发动机(11)，所述中心发动机(11)固定连接于所述箭体底部支架(2)的中心处；围绕所述中心发动机(11)对称设置的六台发动机，所述六台发动机均与所述箭体底部支架(2)固定连接。8.根据权利要求7所述的火箭，其特征在于，所述六台发动机组成三组对称发动机组；其中，第一组对称发动机组包括第一发动机(12)和第四发动机(15)，第二组对称发动机组包括第二发动机(13)和第五发动机(16)，第三组对称发动机组包括第三发动机(14)和第六发动机(17)。9.根据权利要求7所述的火箭，其特征在于，所述第一发动机(12)、第二发动机(13)、第三发动机(14)、第四发动机(15)、第五发动机(16)以及第六发动机(17)围绕所述中心发动机(11)均匀分布。10.根据权利要求7所述的火箭，其特征在于，所述中心发动机(11)和至少一组对称发动机组上均安装有伺服控制设备，所述伺服控制设备用于控制发动机运动。

技术总结
本发明提供一种火箭的摆动控制方法及火箭，所述方法包括：获取当前时刻火箭的飞行状态信息；根据所述飞行状态信息，确定所述火箭在至少三个轴向的火箭目标摆角；根据所述火箭目标摆角，确定至少三台发动机中每台发动机的摆角；其中，所述火箭包括中心发动机以及围绕所述中心发动机对称设置的六台发动机，所述至少三台发动机包括所述中心发动机以及六台发动机中关于所述中心发动机中心对称的至少两台发动机；控制所述至少三台发动机按照所述摆角运动；本发明的方案有效简化了火箭控制方法，降低了控制计算的复杂度，提高了计算效率。提高了计算效率。提高了计算效率。


技术研发人员：彭昆雅
受保护的技术使用者：彭昆雅
技术研发日：2023.04.19
技术公布日：2023/8/9