飞行器控制参数的确定方法及装置与流程

本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及飞行器控制参数的确定方法及装置。

背景技术：

飞行器在实际飞行中，常收到来自飞行器本身以及外部环境的各种干扰力和干扰力矩的影响而偏离预定的飞行状态。因此，为保证飞行器能够按照预设轨迹飞行，就需要对飞行器的一些参数进行控制。其中，最主要的控制参数为控制力以及控制力矩。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明实施例提供了一种飞行器控制参数的确定方法及装置，以解决飞行器控制参数的确定问题。

根据第一方面，本发明实施例提供了一种飞行器控制参数的确定方法，包括：

获取至少一个预设部件的干扰力以及干扰力矩；

根据所述干扰力以及所述干扰力矩，确定飞行控制参数；其中，所述飞行控制参数包括控制力以及控制力矩。

本发明实施例提供的飞行器控制参数的确定方法，在确定飞行控制参数的过程中，结合预设部件的干扰力以及干扰力矩，即，将飞行器的结构偏差所引起的干扰结合到飞行器控制参数的确定中，从而能够保证所确定出的飞行器控制参数的准确性。

结合第一方面，在第一方面第一实施方式中，所述获取预设部件的干扰力，包括：

获取所述预设部件的安装参数以及与所述预设部件对应的气动力系数；其中，所述安装参数包括安装角以及上反角中的至少之一；

基于所述安装参数，分拆所述气动力系数，以确定所述预设部件的干扰力。

本发明实施例提供的飞行器控制参数的确定方法，利用预设部件的安装参数对预设部件对应的气动力系数进行拆分，得出预设部件的干扰力；即，将预设部件的安装角以及上反角等效为预设部件的附加攻角和侧滑角，通过对气动力系数的拆分确定出预设部件的干扰力，能够保证确定出的干扰力的准确性。

结合第一方面第一实施方式，在第一方面第二实施方式中，所述获取预设部件的干扰力矩，包括：

获取所述飞行器的质心与所述预设部件的压心之间的相对位置；

利用所述相对位置以及所述预设部件的干扰力，确定所述预设部件的干扰力矩。

本发明实施例提供的飞行器控制参数的确定方法，利用飞行器的质心与预设部件的压心的相对关系即可确定出干扰力的作用距离，再结合预设部件的干扰力，从而能够确定出预设部件的干扰力矩。

结合第一方面，在第一方面第三实施方式中，所述根据所述干扰力以及所述干扰力矩，确定飞行控制参数，包括：

计算各所述预设部件的干扰力的均方和以及各所述预设部件的干扰力矩的均方和，其中，所述各所述预设部件的干扰力的均方和为所有所述预设部件的干扰力，所述各所述预设部件的干扰力矩的均方和为所有所述预设部件的干扰力矩；

基于所有所述预设部件的干扰力以及所有所述预设部件的干扰力矩，确定所述飞行控制参数；其中，所述控制力大于所有所述预设部件的干扰力，所述控制力矩大于所有所述预设部件的干扰力矩。

本发明实施例提供的飞行器控制参数的确定方法，在各预设部件的干扰服从正态分布的情况下，对各预设部件的干扰力以及干扰力矩计算均方和，可以确定出结构偏差所引起的干扰力以及干扰力矩的大小，从而就能够确定出飞行器的控制力以及控制力矩。

结合第一方面第一实施方式，在第一方面第四实施方式中，所述预设部件包括舱段部件及尾翼，所述舱段部件包括整流罩、仪器舱、级间段、发动机舱以及尾舱中的至少之一；所述预设部件的安装参数包括所述舱段的法向安装角、所述舱段的侧向安装角、所述尾翼的安装角以及所述尾翼的上反角中的至少之一；所述气动力系数包括升力线斜率以及侧力线斜率中的至少之一。

结合第一方面第四实施方式，在第一方面第五实施方式中，所述基于所述安装参数，分拆所述气动力系数，以确定所述预设部件的干扰力，包括：

利用各所述舱段部件的法向安装角，分拆对应于所述舱段部件的升力线斜率，以确定所述舱段部件的法向干扰力；

利用所述尾翼的安装角，分拆所述尾翼的升力线斜率，以确定所述尾翼安装角带来的法向干扰力；

利用所述尾翼的上反角，分拆所述尾翼的升力线斜率，以确定所述尾翼上反角带来的法向干扰力；

利用各所述舱段部件的侧向安装角，分拆对应于所述舱段部件的侧力线斜率，以确定所述舱段部件的侧向干扰力；

利用所述尾翼的安装角，分拆所述尾翼的侧力线斜率，以确定所述尾翼安装角带来的侧向干扰力；

利用所述尾翼的上反角，分拆所述尾翼的侧力线斜率，以确定所述尾翼上反角带来的侧向干扰力。

结合第一方面第五实施方式，在第一方面第六实施方式中，所述预设部件的干扰力矩包括各所述舱段部件的法向干扰力矩、所述尾翼安装角带来的法向干扰力矩、所述尾翼上反角带来的法向干扰力矩、各所述舱段部件的侧向干扰力矩、所述尾翼安装角带来的侧向干扰力矩、所述尾翼上反角带来的侧向干扰力矩、所述尾翼安装角带来的滚转干扰力矩以及所述尾翼上反角带来的滚转干扰力矩。

结合第一方面，或第一方面第一实施方式至第一方面第六实施方式中任一项，在第一方面第七实施方式中，还包括：

获取飞行器的质心偏差带来的干扰力矩；其中，所述质心偏差带来的干扰力矩包括所述质心偏差带来的法向干扰力矩、所述质心偏差带来的侧向干扰力矩以及所述质心偏差带来的滚转干扰力矩中的至少之一；

所述根据所述干扰力矩确定飞行控制参数中的控制力矩，包括：根据各所述预设部件的干扰力矩以及所述质心偏差带来的干扰力矩，确定所述飞行控制参数中的控制力矩。

本发明实施例提供的飞行器控制参数的确定方法，在干扰力矩的确定中结合飞行器的质心偏差带来的干扰力矩，能够进一步提高所确定出的控制力矩的准确性。

根据第二方面，本发明实施例还提供了一种飞行器控制参数的确定装置，包括：

获取模块，用于获取至少一个预设部件的干扰力以及干扰力矩；

确定模块，用于根据所述干扰力以及所述干扰力矩，确定飞行控制参数；其中，所述飞行控制参数包括控制力以及控制力矩。

本发明实施例提供的飞行器控制参数的确定装置，在确定飞行控制参数的过程中，结合预设部件的干扰力以及干扰力矩，即，将飞行器的结构偏差所引起的干扰结合到飞行器控制参数的确定中，从而能够保证所确定出的飞行器控制参数的准确性。

根据第三方面，本发明实施例提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的飞行器控制参数的确定方法。

根据第四方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的飞行器控制参数的确定方法。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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。

图1是根据本发明实施例的飞行器控制参数的确定方法的流程图；

图2是根据本发明实施例的飞行器控制参数的确定方法的流程图；

图3是根据本发明实施例的飞行器控制参数的确定方法的流程图；

图4是根据本发明实施例的飞行器控制参数的确装置的结构框图；

图5是本发明实施例提供的电子设备的硬件结构示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为下文描述方便，对本发明中所涉及的技术术语解释如下：

(1)箭体坐标系：原点o1为火箭的质心；o1x1轴沿箭体纵轴指向头部；o1y1轴在箭体纵向对称平面内，且与o1x1轴垂直，指向箭体ⅲ象限线；o1z1轴由右手定则确定的坐标系；

(2)气动力系数：其中，气动力为飞行器与空气做相对运动时，作用在飞行器上的力；气动力系数包括升力系数、侧向力系数、阻力系数等等。

(3)升力：气动合力矢量在飞行器纵向对称面内垂直与飞行速度方向的分量；

(4)阻力：作用于飞行器的空气动力在平行于飞行方向上的分力；

(5)法向力：气动合力在箭体坐标系竖轴上的分量(即，沿o1y1轴的分量，或沿y向的分量)；

(6)侧向力：气动合力在箭体坐标系纵轴上的分量(即，沿o1z1轴的分量，或沿z向的分量)；

(7)升力系数：物体所受到的升力与气流动压和参考面积的乘积之比；

(8)侧力系数：物体所受到的侧向力与气流动压和参考面积的乘积之比；

(9)升力线斜率：单位攻角所产生的升力系数；

(10)侧力线斜率：单位侧滑角所产生的侧力系数；

(11)弹道：火箭质心飞行运动轨迹；

(12)压心：即压力中心，气动力合力的作用点；

(13)动压q：单位体积流体所具有的动能，沿弹道变化的；

(14)参考面积s：又称为特征面积，在气动分析中起基准作用、有代表性的几何面积(在本发明实施例中以箭体横截面积为例)；

(15)攻角α：又称为迎角，速度矢量在火箭纵向平面o1x1y1内的投影与火箭o1x1轴之间的夹角；

(16)侧滑角β：火箭速度矢量在火箭纵向平面o1x1z1内的投影与火箭o1x1轴之间的夹角。

发明人在对飞行器(以运载火箭为例)的研究过程中发现，运载火箭常采用摆动喷管控制方案，由于摆动喷管提供的控制力较大，因此，运载火箭在进行方案设计时均未考虑结构偏差带来的干扰。而且，运载火箭在进行结构设计时，均是按照以往型号经验及结构生产能够达到的精度水平给出结构允许的精度偏差，作为结构尺寸链分配的依据。进一步地，对于小型运载火箭而言，为了降低小型运载火箭的成本，一般采用气动舵面与姿控喷管的控制方案。为了减少阻力，减少结构干重，以便提高运载能力，气动舵面及姿控喷管都是越小越好，对应地，其所能够提供的控制力就会减少。因此，在控制参数的确定过程中就需要考虑飞行器自身结构所带来的干扰，在此基础上，本发明提供了一种飞行器控制参数的确定方法，在确定飞行控制参数时结合预设部件的干扰力以及干扰力矩；其中详细描述了预设部件的干扰力以及干扰力矩的确定方法，为确定合理的飞行器控制参数提供了理论依据。

其中，本发明实施例中的飞行器可以是运载火箭，也可以是各类导弹(弹道导弹、空空导弹、空地导弹、火箭弹)、探空火箭等，在下文的描述中以运载火箭为例进行详细描述。

根据本发明实施例，提供了一种飞行器控制参数的确定方法实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

在本实施例中提供了一种飞行器控制参数的确定方法，可用于电子设备中，图1是根据本发明实施例的飞行器控制参数的确定方法的流程图，如图1所示，该流程包括如下步骤：

s11，获取至少一个预设部件的干扰力以及干扰力矩。

预设部件包括飞行器的结构，例如整流罩、尾舱以及尾翼等等。电子设备可以直接从外界获取到至少一个预设部件的干扰力以及干扰力矩，也可以是利用预设部件的干扰力计算出对应的干扰力矩；或者是，在电子设备中存储有预设部件的干扰力以及干扰力矩，在需要对飞行控制参数进行确定时，直接从存储器中提取即可。在此对干扰力以及干扰力矩的获取方式并不做任何限定，只需保证电子设备能够获取到预设部件的干扰力以及干扰力矩即可。

其中，预设部件的干扰力可以是利用预设部件的安装参数计算出的，也可以是根据经验值确定出的。在下文所示实施例中，将对利用预设部件的安装参数计算出预设部件的干扰力进行详细描述。此外，需要说明的是，预设部件的数量以及具体的预设部件可以根据实际飞行器的控制参数的设计需求进行具体设置，在此同样也不做任何限定。

s12，根据干扰力以及干扰力矩，确定飞行控制参数。

其中，所述飞行控制参数包括控制力以及控制力矩。电子设备在获取到各个预设部件的干扰力以及干扰力矩之后，可以再结合环境因素所带来的干扰力以及干扰力矩，确定飞行控制力以及控制力矩。具体地，在确定出的控制力中包括有飞行器自身结构带来的干扰力以及干扰力矩以及环境因素所带来的干扰力以及干扰力矩。

飞行器的控制力可以是在预设部件的干扰力的基础上乘以预设倍数，也可以是将预设部件的干扰力与环境因素带来的干扰力结合，确定出的飞行器的控制力大于上述两者结合后的干扰力；相应地，控制力矩的确定方法可以与控制力的确定方法相同，即，在控制力的基础上乘以对应作用力的作用距离。

本实施例提供的飞行器控制参数的确定方法，在确定飞行控制参数的过程中，结合预设部件的干扰力以及干扰力矩，即，将飞行器的结构偏差所引起的干扰结合到飞行器控制参数的确定中，从而能够保证所确定出的飞行器控制参数的准确性。

在本实施例中还提供了一种飞行器控制参数的确定方法，可用于电子设备中，图2是根据本发明实施例的飞行器控制参数的确定方法的流程图，如图2所示，该流程包括如下步骤：

s21，获取至少一个预设部件的干扰力以及干扰力矩。

在本实施例中，电子设备利用预设部件的安装参数，计算预设部件的干扰力以及干扰力矩。即，电子设备需要获取到预设部件的安装参数，该安装参数可以是从外界获取到的，也可以事先存储在电子设备的存储器中的。

s211，获取预设部件的安装参数以及与预设部件对应的气动力系数。

其中，所述安装参数包括安装角以及上反角中的至少之一。具体地，安装角为各舱段的结构部件的安装角，上反角为尾翼在安定面上反和横移的合成。气动力系数与预设部件一一对应，不同的预设部件对应于不同的气动力系数。

s212，基于安装参数，分拆气动力系数，以确定预设部件的干扰力。

预设部件的气动力参数为作用在预设部件上的力，而该作用力是在飞行器与空气相对运动时所产生的，因此，气动力参数除了与环境因素有关外，还和空气与飞行器之间的作用角度有关，该角度主要包括攻角α与侧滑角β。进一步地，由于预设部件在安装时，预设部件与飞行器主体之间存在一定的角度，例如，安装角、上反角等等。那么，空气与飞行器之间的作用角度包括攻角α与侧滑角β，预设部件与飞行器主体之间存在一定的角度，可以利用预设部件的安装参数对气动力参数进行拆分(就相当于将预设部件的安装参数等效为各预设部件的附加攻角和侧滑角)，从而拆分出作用在各个预设部件上的作用力，该作用力即可等效为干扰力。

因此，电子设备利用预设部件的安装参数，对相应的气动力系数进行拆分，即可确定出预设部件的干扰力。

s213，获取飞行器的质心与预设部件的压心之间的相对位置。

飞行器的质心与预设部件的压心之间的距离为对应于预设部件的干扰力的作用距离，后续电子设备利用该相对位置关系即可确定出预设部件的干扰力矩。

s214，利用相对位置以及预设部件的干扰力，确定预设部件的干扰力矩。

具体地，预设部件的干扰力矩为预设部件的干扰力与相对位置之间的乘积。电子设备利用预设部件的干扰力乘以相对位置(距离)，即可得到预设部件的干扰力矩。

s22，根据干扰力以及干扰力矩，确定飞行控制参数。

其中，所述飞行控制参数包括控制力以及控制力矩。控制力以及控制力矩的确定可以包括如下步骤：

s221，计算各预设部件的干扰力的均方和以及各预设部件的干扰力矩的均方和。

具体地，在各预设部件的干扰服从正态分布的情况下，分别对各预设部件的干扰力以及干扰力矩计算均方和，可以确定出飞行器结构偏差所引起的干扰力以及干扰力矩的大小，从而就能够确定出飞行器的控制力以及控制力矩。其中，所计算出的各预设部件的干扰力的均方和为所有预设部件的干扰力，所计算出的各预设部件的干扰力矩的均方和为所有预设部件的干扰力矩。

例如，在飞行器结构偏差所引起的干扰力的确定过程中，涉及到4个预设部件(a、b、c、d)的结构偏差所引起的干扰力，分别利用预设部件a至预设部件d的安装参数，分拆对应于预设部件a至预设部件d的气动力系数，即可得到预设部件a至预设部件d的干扰力；再对预设部件a至预设部件d的干扰力的均方和，得到飞行器结构偏差所引起的干扰力。对应地，采用相同的计算方式(均方和)可以得到飞行器结构偏差所引起的干扰力矩。

s222，基于所有预设部件的干扰力以及所有预设部件的干扰力矩，确定飞行控制参数。

其中，所述控制力大于所有预设部件的干扰力，所述控制力矩大于所有预设部件的干扰力矩。

与图1所示实施例相比，本实施例提供的飞行器控制参数的确定方法，利用预设部件的安装参数对预设部件对应的气动力系数进行拆分，得出预设部件的干扰力；即，将预设部件的安装角以及上反角等效为预设部件的附加攻角和侧滑角，通过对气动力系数的拆分确定出预设部件的干扰力，能够保证确定出的干扰力的准确性；此外，利用飞行器的质心与预设部件的压心的相对关系即可确定出干扰力的作用距离，再结合预设部件的干扰力，从而能够确定出预设部件的干扰力矩。

在本实施例中还提供了一种飞行器控制参数的确定方法，可用于电子设备中，图3是根据本发明实施例的飞行器控制参数的确定方法的流程图，如图3所示，该流程包括如下步骤：

s31，获取至少一个预设部件的干扰力以及干扰力矩。

具体地，所述预设部件包括舱段部件及尾翼，所述舱段部件包括整流罩、仪器舱、级间段、发动机舱以及尾舱中的至少之一。

s311，获取预设部件的安装参数以及与预设部件对应的气动力系数。

其中，所述安装参数包括安装角以及上反角中的至少之一。所述预设部件的安装参数包括舱段的法向安装角、舱段的侧向安装角、尾翼的安装角以及尾翼的上反角中的至少之一。所述气动力系数包括升力线斜率以及侧力线斜率中的至少之一。

s312，基于安装参数，分拆气动力系数，以确定预设部件的干扰力。

其中，预设部件的干扰力包括：法向干扰力、侧向干扰力。在进行法向干扰力确定时，分别针对各舱段部件以及尾翼进行计算。具体地，对于各舱段部件而言，利用各舱段部件的法向安装角，分拆对应于舱段部件的升力线斜率，以确定舱段部件的法向干扰力。对于尾翼而言，尾翼对应的法向干扰力包括由于尾翼的安装角带来的法向干扰力，以及由于尾翼的上反角带来的法向干扰力；即利用尾翼的安装角，分拆尾翼的升力线斜率，以确定尾翼安装角带来的法向干扰力；利用尾翼的上反角，分拆尾翼的升力线斜率，以确定尾翼上反角带来的法向干扰力。

进一步地，在进行侧向干扰力确定时，分别针对各舱段部件以及尾翼进行计算。具体地，对于各舱段部件而言，利用各舱段部件的侧向安装角，分拆对应于舱段部件的侧力线斜率，以确定舱段部件的侧向干扰力。对于尾翼而言，尾翼对应的侧向干扰力包括由于尾翼的安装角带来的侧向干扰力，以及由于尾翼的上反角带来的侧向干扰力；即利用尾翼的安装角，分拆尾翼的侧力线斜率，以确定尾翼安装角带来的侧向干扰力；利用尾翼的上反角，分拆尾翼的侧力线斜率，以确定尾翼上反角带来的侧向干扰力。

具体法向干扰力以及侧向干扰力的计算方式将在下文进行详细描述。

s313，获取飞行器的质心与预设部件的压心之间的相对位置。

详细请参见图2所示实施例的s213，在此不再赘述。

s314，利用相对位置以及预设部件的干扰力，确定预设部件的干扰力矩。

其中，预设部件的干扰力矩包括：法向干扰力矩、侧向干扰力矩以及滚转干扰力矩。具体地包括各舱段部件的法向干扰力矩、尾翼安装角带来的法向干扰力矩、尾翼上反角带来的法向干扰力矩、各舱段部件的侧向干扰力矩、尾翼安装角带来的侧向干扰力矩、尾翼上反角带来的侧向干扰力矩、尾翼安装角带来的滚转干扰力矩以及尾翼上反角带来的滚转干扰力矩。

在下文中以运载火箭为例，针对预设部件的法向干扰力、法向干扰力矩；侧向干扰力、侧向干扰力矩；以及滚转力矩进行详细描述：

(1)法向干扰力和法向干扰力矩

a)整流罩

δmz_1＝δfy_1(xc-xq_1)

其中，δfy_1为整流罩法向干扰力，为整流罩升力线斜率，q为动压，s为参考面积，为整流罩法向安装角，δmz_1为整流罩法向干扰力矩，xc为全箭沿x向的质心位置，xq_¹为整流罩沿x向的压心位置。

b)仪器舱

δmz_2＝δfy_2(xc-xq_2)

其中，δfy_2为仪器舱法向干扰力，为仪器舱升力线斜率，为仪器舱法向安装角，δmz_2为仪器舱法向干扰力矩，xq_2为仪器舱沿x向的压心位置。

c)级间段

δmz_3＝δfy_3(xc-xq_3)

其中，δfy_3为级间段法向干扰力，为级间段升力线斜率，为级间段法向安装角，δmz_3为级间段法向干扰力矩，xq_3为级间段沿x向的压心位置。

d)发动机舱

δmz_4＝δfy_4(xc-xq_4)

其中，δfy_4为发动机舱法向干扰力，为发动机舱升力线斜率，为发动机舱法向安装角，δmz_4为发动机舱法向干扰力矩，xq_4为发动机舱沿x向的压心位置。

e)尾舱

δmz_5＝δfy_5(xc-xq_5)

其中，δfy_5为尾舱法向干扰力，为尾舱升力线斜率，为尾舱法向安装角，δmz_5为尾舱法向干扰力矩，xq_5为尾舱沿x向的压心位置。

f)单片尾翼安装角(以x型尾翼为例)

δmz_w＝δfy_w(xc-xq_w)

其中，δfy_w为尾翼安装角带来的法向干扰力，为尾翼升力线斜率，δφ为尾翼安装角，δmz_w为尾翼安装角带来的法向干扰力矩，xq_w为尾翼沿x向的压心位置。

g)单片尾翼上反角与横移(以x型尾翼为例)

δmz_wf＝δfy_wf(xc-xq_w)

其中，δfy_wf为尾翼上反角带来的法向干扰力，δmz_wf为尾翼上反角带来的法向干扰力矩，δψ为安定面上反和横移合成的上反角，攻角α是沿弹道实际攻角。

(2)侧向干扰力和侧向干扰力矩

a)整流罩

δmy_1＝δfz_1(xc-xq_1)

其中，δfz_1为整流罩侧向干扰力，为整流罩侧力线斜率，q为动压，s为参考面积，为整流罩侧向安装角，δmy_1为整流罩侧向干扰力矩，xc为全箭沿x向的质心，xq_1为整流罩沿x向的压心位置。

b)仪器舱

δmy_2＝δfz_2(xc-xq_2)

其中，δfz_2为仪器舱侧向干扰力，为仪器舱侧力线斜率，为仪器舱侧向安装角，δmy_2为仪器舱侧向干扰力矩，xq_2为仪器舱沿x向的压心位置。

c)级间段

δmy_3＝δfz_3(xc-xq_3)

其中，δfz_3为级间段侧向干扰力，为级间段侧力线斜率，为级间段侧向安装角，δmy_3为级间段侧向干扰力矩，xq_3为级间段沿x向的压心位置。

d)发动机舱

δmy_4＝δfz_4(xc-xq_4)

其中，δfz_4为发动机舱侧向干扰力，为发动机舱侧力线斜率，为发动机舱侧向安装角，δmy_4为发动机舱侧向干扰力矩，xq_4为发动机舱沿x向的压心位置。

e)尾舱

δmy_5＝δfz_5(xc-xq_5)

其中，δfz_5为尾舱侧向干扰力，为尾舱侧力线斜率，为尾舱侧向安装角，δmy_5为尾舱侧向干扰力矩，xq_5为尾舱沿x向的压心位置。

f)单片尾翼安装角(以x型尾翼为例)

δmy_w＝δfz_w(xc-xq_w)

其中，δfz_w为尾翼安装角带来的侧向干扰力，为尾翼升力线斜率，δφ为尾翼安装角，δmy_w为尾翼安装角带来的侧向干扰力矩，xq_w为尾翼沿x向的压心位置。

g)单片尾翼上反角与横移(以x型尾翼为例)

δmy_wf＝δfz_wf(xc-xq_w)

其中，δfz_wf为尾翼上反角带来的侧向干扰力，δmy_wf为尾翼上反角带来的侧向干扰力矩，δψ为安定面上反和横移合成的上反角，侧滑角β是沿弹道实际侧滑角。

(3)滚转干扰力矩

a)单片尾翼安装角(以x型尾翼为例)

δmx_w＝δfz_w(yc-yq_w)+δfy_w(zc-zq_w)

其中，δmx_w为单片尾翼安装角带来的滚转干扰力矩，yc、zc分别为沿y向以及z向的全箭质心，yq_w、zq_w分别为沿y向以及z向的尾翼压心位置，其中，可以选择合理干扰力方向使尾翼产生相同方向的力矩。

b)单片尾翼上反及横移角(以x型尾翼为例)

δmx_wf＝δfz_wf(yc-yq_w)+δfy_wf(zc-zq_w)

其中，δmx_wf为单片尾翼上反角带来的滚转干扰力矩其中，可以选择合理干扰力方向使尾翼产生相同方向的力矩。

需要说明的是，对于尾翼安装角带来的法向干扰力和干扰力矩、尾翼安装角带来的侧向干扰力和干扰力矩、尾翼上反角带来的法向干扰力和干扰力矩以及尾翼上反角带来的侧向干扰力和干扰力矩都是对于单片尾翼而言的，对于不同的飞行器，可以根据尾翼的具体数量，在单片尾翼对应的干扰力以及干扰力矩的基础上乘以尾翼的数量，即可得到所有尾翼对应的干扰力以及干扰力矩。

s32，获取飞行器的质心偏差带来的干扰力矩。

其中，所述质心偏差带来的干扰力矩包括质心偏差带来的法向干扰力矩、侧向干扰力矩以及滚转干扰力矩中的至少之一。

具体地，表示如下：

(1)质心偏差带来的法向干扰力矩δmz_c

各主要部件气动力由于质心偏差引起的力矩：

其中，攻角α是沿弹道实际攻角，δmz_c为质心偏差带来的法向干扰力矩，为全箭升力线斜率，cx为全箭阻力系数，δyc为全箭法向(y向)质心偏差。

(2)质心偏差带来的侧向干扰力矩δmy_c

考虑各主要部件气动力及固体火箭发动机推力由于质心偏差引起的力矩：

其中，侧滑角β是沿弹道实际侧滑角，δmy_c为质心偏差带来的侧向干扰力矩，为全箭升力系数，cx为全箭阻力系数，δzc为全箭侧向(z向)质心偏差。

(3)质心偏差带来的滚转干扰力矩

其中，δmx_c为质心偏差带来的滚转干扰力矩，其中，可以选择合理干扰力方向使尾翼产生相同方向的力矩。

s33，根据干扰力以及干扰力矩，确定飞行控制参数。

其中，所述飞行控制参数包括控制力以及控制力矩。

s331，计算各预设部件的干扰力的均方和、各预设部件的干扰力矩以及质心偏差带来的干扰力矩的均方和。

在各预设部件的干扰服从正态分布的情况下，对各预设部件的干扰力、干扰力矩以及质心偏差带来的干扰力矩计算均方和，可以确定出结构偏差所引起的干扰力以及干扰力矩的大小，从而就能够确定出飞行器的控制力以及控制力矩。

其中，所述各预设部件的干扰力的均方和为所有预设部件的干扰力，所述各预设部件的干扰力矩以及质心偏差带来的干扰力矩的均方和为所有预设部件以及质心偏差带来的干扰力矩。

具体地，(以一个舱段以及单片尾翼为例)全箭的法向干扰力以及法向干扰力矩为上述各种法向干扰力及法向干扰力矩的均方根值，即：

其中，δfy为全箭法向干扰力。

其中，δmz为全箭法向干扰力矩。

(2)对于全箭侧向干扰力及侧向干扰力矩为上述各种侧向干扰力及侧向干扰力矩的均方根值，即：

其中，δfz为全箭侧向干扰力。

其中，δmy为全箭侧向干扰力矩。

(3)对于全箭滚转干扰力矩为上述各种滚转干扰力矩的均方根值，即：

其中，δmx为全箭滚转干扰力矩。

需要说明的是，在实际应用过程中，全箭干扰力以及干扰力矩确定时，结合具体的舱段的数量进行具体计算。

s332，基于所有预设部件的干扰力以及所有预设部件的干扰力矩，确定飞行控制参数。

其中，所述控制力大于所有所述预设部件的干扰力，所述控制力矩大于所有所述预设部件的干扰力矩。

具体地，确定出的飞行器的控制力表示为：f>δfy+δfz；

确定出的飞行器的控制力矩表示为：m>δmz+δmy+δmx。

在本实施例中还提供了一种飞行器控制参数的确定装置，该装置用于实现上述实施例及优选实施方式，已经进行过说明的不再赘述。如以下所使用的，术语“模块”可以实现预定功能的软件和/或硬件的组合。尽管以下实施例所描述的装置较佳地以软件来实现，但是硬件，或者软件和硬件的组合的实现也是可能并被构想的。

本实施例提供一种飞行器控制参数的确定装置，如图4所示，包括：

获取模块41，用于获取至少一个预设部件的干扰力以及干扰力矩。

确定模块42，根据所述干扰力以及所述干扰力矩，确定飞行控制参数；其中，所述飞行控制参数包括控制力以及控制力矩。

本实施例提供的飞行器控制参数的确定装置，在确定飞行控制参数的过程中，结合预设部件的干扰力以及干扰力矩，即，将飞行器的结构偏差所引起的干扰结合到飞行器控制参数的确定中，从而能够保证所确定出的飞行器控制参数的准确性。

本实施例中的飞行器控制参数的确定装置是以功能单元的形式来呈现，这里的单元是指asic电路，执行一个或多个软件或固定程序的处理器和存储器，和/或其他可以提供上述功能的器件。

上述各个模块的更进一步的功能描述与上述对应实施例相同，在此不再赘述。

本发明实施例还提供一种电子设备，具有上述图5所示的飞行器控制参数的确定装置。

请参阅图5，图5是本发明可选实施例提供的一种电子设备的结构示意图，如图5所示，该终端可以包括：至少一个处理器51，例如cpu(centralprocessingunit，中央处理器)，至少一个通信接口53，存储器54，至少一个通信总线52。其中，通信总线52用于实现这些组件之间的连接通信。其中，通信接口53可以包括显示屏(display)、键盘(keyboard)，可选通信接口53还可以包括标准的有线接口、无线接口。存储器54可以是高速ram存储器(randomaccessmemory，易挥发性随机存取存储器)，也可以是非不稳定的存储器(non-volatilememory)，例如至少一个磁盘存储器。存储器54可选的还可以是至少一个位于远离前述处理器51的存储装置。其中处理器51可以结合图4所描述的装置，存储器54中存储应用程序，且处理器51调用存储器54中存储的程序代码，以用于执行上述任一方法步骤。

其中，通信总线52可以是外设部件互连标准(peripheralcomponentinterconnect，简称pci)总线或扩展工业标准结构(extendedindustrystandardarchitecture，简称eisa)总线等。通信总线52可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图5中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

其中，存储器54可以包括易失性存储器(英文：volatilememory)，例如随机存取存储器(英文：random-accessmemory，缩写：ram)；存储器也可以包括非易失性存储器(英文：non-volatilememory)，例如快闪存储器(英文：flashmemory)，硬盘(英文：harddiskdrive，缩写：hdd)或固态硬盘(英文：solid-statedrive，缩写：ssd)；存储器54还可以包括上述种类的存储器的组合。

其中，处理器51可以是中央处理器(英文：centralprocessingunit，缩写：cpu)，网络处理器(英文：networkprocessor，缩写：np)或者cpu和np的组合。

其中，处理器51还可以进一步包括硬件芯片。上述硬件芯片可以是专用集成电路(英文：application-specificintegratedcircuit，缩写：asic)，可编程逻辑器件(英文：programmablelogicdevice，缩写：pld)或其组合。上述pld可以是复杂可编程逻辑器件(英文：complexprogrammablelogicdevice，缩写：cpld)，现场可编程逻辑门阵列(英文：field-programmablegatearray，缩写：fpga)，通用阵列逻辑(英文：genericarraylogic,缩写：gal)或其任意组合。

可选地，存储器54还用于存储程序指令。处理器51可以调用程序指令，实现如本申请图1至3实施例中所示的飞行器控制参数的确定方法。

本发明实施例还提供了一种非暂态计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令可执行上述任意方法实施例中的飞行器控制参数的确定方法。其中，所述存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(read-onlymemory，rom)、随机存储记忆体(randomaccessmemory，ram)、快闪存储器(flashmemory)、硬盘(harddiskdrive，缩写：hdd)或固态硬盘(solid-statedrive，ssd)等；所述存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。

虽然结合附图描述了本发明的实施例，但是本领域技术人员可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下做出各种修改和变型，这样的修改和变型均落入由所附权利要求所限定的范围之内。