火箭控制系统以及火箭着陆动作的控制方法与流程

1.本发明涉及一种火箭控制系统以及火箭着陆动作的控制方法。

背景技术：

2.用于控制火箭路径，尤其火箭着陆之前路径的火箭控制系统已为人所知(例如见非专利文献1及专利文献1)。在以火箭控制系统进行火箭的着陆动作时，通过控制水平方向和垂直方向的力，令火箭着陆于目标地点。
3.在与不进行着陆的传统火箭相同的控制系统(如非专利文献1)中，通过改变箭体姿态，进行水平方向的路径控制。如图8所示，在火箭着陆动作中，当火箭箭体姿态发生变化，使得火箭箭体的轴线相对于速度矢量v发生倾斜，从而具有一定的迎角(或抗风姿态)α时，火箭箭体将受到与该迎角α成比例的空气动力。该空气动力与火箭速度矢量v垂直的分力称为“升力”。升力l随迎角α的增大而增大。着陆动作时产生的升力l基本沿水平方向。
4.另一方面，发动机通过产生喷流而向火箭箭体施加推力t。当火箭箭体倾斜，并相对于重力方向具有一定的姿态角θ时，推力t的水平分力th随该姿态角θ的增大而增大。
5.在火箭速度较大的高空中，与推力t的水平分力th相比，升力l占优，火箭箭体朝图8纸面右侧移动。另一方面，当火箭接近地面且火箭速度降低时，与升力l相比，推力t的水平分力th占优。如此，使得火箭箭体朝图8纸面左侧移动。
6.在火箭下降的过程中，有时升力l会与推力t的水平分力th平衡，从而使得火箭因姿态变化而在一段时间内既不能往左也不能往右移动(无效时间)。这一现象因着陆时发动机推力t与速度矢量v的方向相反而起，为着陆动作的特有问题。
7.为了解决这一问题，专利文献2公开一种另行增加推进器的推进器控制系统。然而，由于增加了新的推进器，因此出现箭体重量增加以及制造成本和运行成本增大这些新的问题。因此，在现有技术中，难以实现以在抑制成本的同时避免因姿态变化而产生无效控制时间且使火箭沿水平方向持续平移的方式进行控制。
8.现有技术文献
9.专利文献
10.专利文献1：公开号为2018-039390的日本专利申请
11.专利文献2：公开号为2019-520255的日本专利申请
12.非专利文献
13.非专利文献1：liu,x.，“燃料最优化的空气动力控制火箭着陆”，制导、控制和动力学杂志，42卷，第1期，2019年1月，65～77页

技术实现要素：

14.本发明待解决的问题
15.本发明的目的在于提供一种能够通过以不增加制造成本和运行成本，避免因姿态变化而产生无效控制时间且使火箭沿水平方向持续平移的方式进行控制而准确地实现火
箭着陆动作的火箭控制系统以及火箭着陆动作的控制方法。
16.解决问题的方式
17.为了解决上述问题，本发明涉及一种火箭控制系统，包括：对位于所述火箭箭体重心下方的万向节机构的舵角进行控制的万向节致动器；对位于所述火箭箭体重心上方的姿态控制翼的舵角进行控制的翼片致动器；对与所述火箭箭体的运动相关的物理量进行测量的测量单元；以及控制单元，该控制单元根据所述测量单元的测量结果，对所述万向节机构和所述姿态控制翼进行控制，以对所述火箭在水平方向上的平移进行控制。
18.此外，本发明涉及一种控制火箭着陆动作的方法，其中，所述火箭包括：位于该火箭箭体重心下方且舵角能够改变的万向节机构；以及位于该火箭箭体重心上方且舵角能够改变的姿态控制翼，该方法包括如下步骤：测量与所述火箭箭体的运动相关的物理量；以及通过根据所述物理量的测量结果控制所述万向节机构和所述姿态控制翼而对所述火箭在水平方向上的平移进行控制。
19.发明效果
20.根据本发明，可提供一种能够通过以不增加制造成本和运行成本且使火箭沿水平方向持续平移的方式进行控制而准确地实现火箭着陆动作的火箭控制系统以及火箭着陆动作的控制方法。
附图说明
21.图1为作为第一实施方式的火箭控制系统控制对象的火箭1的示意图。
22.图2为第一实施方式的火箭控制系统100的结构框图。
23.图3为详细说明计算控制装置30所执行的计算处理的控制框图。
24.图4所示为在与火箭1的速度矢量垂直的方向(水平方向)上产生控制力的平移控制情形示例。
25.图5所示为比较例的模拟结果。
26.图6所示为本发明实施方式的模拟结果。
27.图7为详细说明第二实施方式的计算控制装置30所执行的计算处理的控制框图。
28.图8为现有技术问题的示意图。
29.图9为在不产生姿态变化的同时产生控制力的方法的示意图。
30.附图标注
31.1、火箭；11、箭体；12、着陆装置；13、发动机；14、万向节机构；15、姿态控制翼(空气动力舵面)；gc、重心；20、测量装置组；30、计算控制装置；40、万向节致动器；50、翼片致动器。
具体实施方式
32.下文中，参考附图，对本发明实施方式进行描述。附图中，功能相同的元素有时以相同附图标记标注。此外，虽然附图展示了符合本公开原理的实施方式及实现示例，但是其出于理解本公开的目的，决不旨在用于以构成限制的方式对本公开进行诠释。本说明书中的描述仅为典型的举例说明，并不在任何层面上对本公开的权利要求书或应用示例构成限制。
33.本发明实施方式的描述详细程度足以供本领域技术人员对本公开进行实施，但是需要理解的是，还存在其他的实现形式或方式，在不脱离本公开技术构思的范围和精神的前提下，可以进行组成/构造上的变化，以及对各种元素进行替换。
34.第一实施方式
35.以下，参考图1和图2，对第一实施方式的火箭控制系统进行说明。图1为作为第一实施方式的火箭控制系统控制对象的火箭1的示意图。火箭1例如包括箭体11、着陆装置12、发动机13、万向节机构14以及姿态控制翼(空气动力舵面)15。火箭控制系统装于火箭1的箭体11内部。
36.姿态控制翼15设于火箭1的重心gc上方(前端(鼻锥端)一侧)，发动机13设于重心gc下方(后端(尾段)一侧)。
37.发动机13通过以推进剂生成喷流，向箭体11施加推力。发动机13通过万向节机构14实现其姿态(朝向)控制。万向节机构14由下述万向节致动器驱动。发动机13的推力t方向随万向节机构14的角度(万向节舵角)的变化而变化。此外，姿态控制翼15由下述翼片致动器驱动旋转。升力l的大小随姿态控制翼15的角度(翼片舵角)的变化而变化。升力l为箭体11根据迎角α产生的力与姿态控制翼15根据迎角α和舵角产生的力的合力。
38.通过分别控制按照上述方式设于重心gc上下方的发动机13和姿态控制翼15，可以在火箭1的着陆动作中，令其不发生姿态变化，而且使其在此期间不因升力l与推力t的水平分力th达到平衡而无法水平移动，从而实现火箭1沿水平方向的平移。
39.在现有控制系统中，万向节舵角和翼片舵角仅用于控制重心gc周围的力矩，但是在本实施方式的控制系统中，此两者还用于水平方向力的生成。也就是说，在本实施方式的系统中，自绕重心gc的力矩达到平衡的状态开始，通过对万向节机构14和姿态控制翼15这两者的舵角同时进行控制，使得如图9所示，在水平方向上，生成方向相同且分别与距重心gc的距离成反比的力δth和δl。
40.根据本实施方式的动作，由于δth和δl分别产生的绕重心gc的力矩彼此抵消，因此可在使绕重心gc的力矩保持平衡的同时，直接生成水平方向的合力δth+δl。通过利用这一合力，可控制火箭1在水平方向上的平移。相对于能够因姿态变化而间接发生变化的控制力，以下将这一不伴随姿态变化的合力δth+δl称为“直接力”。图9所示为即使在图8所示升力l与推力t的水平分力th达到平衡的状态下也能按照上述方式在直接力δth+δl的作用下朝纸面左侧水平移动。此外，在下文描述的实施例中，着陆动作应理解为不仅包含在地球上的着陆，还包含在大气中的某个天体上的着陆。
41.图2为火箭控制系统100的结构框图。火箭控制系统100大致由测量装置组20、计算控制装置30、万向节致动器40及翼片致动器50构成。
42.测量装置组20为用于对与火箭1箭体11的运动相关的物理量(位置、速度、加速度、姿态、角速度、抗风姿态等)进行检测的一组装置，并例如包括位置检测单元21(如gps接收器)、速度检测单元22(如速度传感器)、加速度检测单元23(如加速度传感器)、姿态检测单元24(如陀螺仪传感器)、角速度检测单元25(如角速度传感器)、抗风姿态检测单元26等。各检测单元21～26可由适当设置于箭体11上的传感器构成。图2的装置组仅为示例，还可进一步添加图中未示出的检测器，或者将图中示出的部分检测单元省去。同一种传感器的配置、个数、性能等并无具体限制。
43.计算控制装置30由普通计算机组成，并例如包括中央计算装置、各种存储器、输入输出接口以及计算机程序等。计算控制装置30根据测量装置组20算出的物理量，生成针对万向节致动器40和翼片致动器50的舵角指令。万向节致动器40和翼片致动器50根据所接收的舵角指令生成驱动信号，以对万向节机构14的舵角和姿态控制翼15的舵角进行控制。
44.以下，参考图3中的控制框图，详细说明计算控制装置30执行的计算处理。计算控制装置30通过其内存储的计算机程序，在计算机内实现飞行路径控制单元31、抗风姿态/风扰加速度估算单元32、平移加速度分配单元33、姿态控制单元34以及舵角分配单元35。
45.飞行路径控制单元31根据从测量装置组20获得的各种物理量(火箭1的位置、速度、加速度、姿态、角速度等)确定火箭1的箭体11应该采取的飞行路径，计算出令火箭1的箭体11沿相对于地面的水平方向平移移动时的平移加速度，并输出表示平移加速度的平移加速度指令。此处的平移加速度指令为与应施加在箭体11重心的平移加速度相关的指示内容。加法器将抗风姿态/风扰加速度估算单元32估算的风扰加速度从平移加速度指令中减去，并将该减法计算的结果转发给平移加速度分配单元33。所述减法计算用于消除火箭1周围的风引起的风扰加速度的影响。
46.抗风姿态/风扰加速度估算单元32根据测量装置组20测量的物理量(火箭1的位置、速度、加速度、姿态、加速度等)数据，估算作为火箭1的箭体11对抗气流(风)的姿态的抗风姿态以及由微风引起的风扰加速度。在测量装置组20的测量结果之外，抗风姿态/风扰加速度估算单元32还根据平移加速度分配单元33反馈的拟定平移加速度生成舵角指令以及姿态控制单元34反馈的拟定角加速度生成舵角指令(两者统称“舵角指令”)估算火箭1的抗风姿态及风扰加速度。其原因在于，在估计风扰加速度时，需要从测量装置组20的测量结果中去除万向节机构14和姿态控制翼15的舵角大小的影响，且仅考虑风的影响。
47.平移加速度分配单元33根据计算出的平移加速度指令(减去风扰加速度数据后)，并按照依据测量装置组20测量的物理量确定的分配规则，生成拟定平移加速度生成舵角指令和姿态角指令。拟定平移加速度生成舵角指令对应于万向节机构14和姿态控制翼15的直接力产生的平移加速度。万向节机构14和姿态控制翼15的直接力产生的平移加速度以及姿态变化产生的平移加速度可从测量装置组20测量的物理量预测得出。分配规则根据此两种平移加速度的相对作用，将平移加速度指令分配至拟定平移加速度生成舵角指令及姿态角指令。当将拟定平移加速度生成舵角指令δa变化单位角度时的平移加速度记为a
δa
，并将姿态角指令γ变化单位角度时的平移加速度记为a
γ
时，上述“作用”由a
δa
和a
γ
表示。最终平移加速度a为a＝a
δa
δa+a
γ
γ，为了使a与平移加速度指令ac(减去风的影响后)相一致，按照如下方式进行计算。上述分配规则遵循这一计算方式。
[0048][0049]
其中，η
δa
和η
γ
为用于调整分配比例的正实数。此外，ac，δa，γ为分别与相应目标状态的偏差量。该计算方式仅为分配规则的一种实现示例，除此之外，还可采用其他计算方式，或者采用不依赖计算且通过机器学习得到的输入输出关系。
[0050]
姿态变化导致的无效控制时间(即姿态变化产生的平移加速度a
γ
为零的时间)对应于将平移加速度指令全部分配至拟定平移加速度生成舵角指令的情形。通过根据这一分
配规则适当生成拟定平移加速度生成舵角指令和姿态角指令，能够以避免因姿态变化而产生无效控制时间且使火箭1持续平移的方式进行控制。
[0051]
拟定平移加速度生成舵角指令表示在不使箭体11的姿态发生变化的同时将飞行路径控制单元31计算出的平移加速度的部分或全部通过万向节机构14和姿态控制翼15产生的直接力施加至火箭1的图9所示δth与δl的合力δth+δl的大小和符号。此外，姿态角指令为表示与为了将飞行路径控制单元31计算出的平移加速度的剩余部分施加至火箭1上而应向火箭1的箭体11赋予的姿态角相关的指示内容的信号。拟定平移加速度生成舵角指令与姿态角指令的分配比例也可改为与遵照上述分配规则的比例不同。拟定平移加速度生成舵角指令的比例为零(即η
δa
＝0)的情形等价于仅通过箭体11的姿态变化进行平移控制的现有控制系统。此外，当姿态角指令的比例为零(即η
γ
＝0)时，可在不改变箭体11姿态的同时，进行水平方向平移控制。图4所示为这一情形中的箭体姿态及路径。图4用于清楚易懂地展示仅能根据该实施方式进行的运动情形，但是为了通过姿态角的变化有效地进行平移控制，依据上述分配规则同时使用万向节机构和姿态控制翼产生的直接力以及姿态角的变化这一方式更为合理。
[0052]
姿态控制单元34根据上述姿态角指令，而且进一步考虑抗风姿态/风扰加速度估算单元32估算出的抗风姿态以及测量装置组20测量的各种物理量，生成拟定角加速度生成舵角指令。拟定角加速度生成舵角指令表示为获得姿态角指令表示的姿态角而需要向火箭1的箭体11赋予的角加速度(等价于绕重心的力矩)的大小和符号。
[0053]
舵角分配单元35根据拟定赋予的拟定平移加速度生成舵角指令及拟定角加速度生成舵角指令，并考虑测量装置组20实际测得的物理量(位置、速度、加速度、姿态、加速度等)，输出实际向万向节机构14和姿态控制翼15输出的万向节舵角指令和翼片舵角指令。万向节机构14和姿态控制翼15分别能够产生的角加速度可根据测量装置组20测量的物理量预测得到。设万向节舵角指令为δg，翼片舵角指令为δf，两者变化单位舵角时产生的角加速度分别为m
δg
，m
δf
，则拟定平移加速度生成舵角指令δa和拟定角加速度生成舵角指令δm按照如下计算方式分配至δg和δf。
[0054][0055]
其中，η
δf
和η
δg
为正实数，用于调整将δm分配至δf和δg的比例。此外，δf和δg等为分别与相应目标状态的偏差量。通过δf和δg的操作得到的角加速度m为m＝m
δf
δf+m
δg
δg，代入上式后，得m＝δm，不含δa。也就是说，拟定平移加速度生成舵角指令δa以不产生绕重心gc的角加速度(等价于力矩)的方式分配至δf和δg。上述计算方式仅为舵角分配单元35的一种实现示例，除此之外，还可采用其他计算方式，或采用计算以外的操作/处理。根据上式，求解δa和δm可得：
[0056][0057]
此两式表示了两个拟定舵角指令δa，δm如何以两个物理层面的舵角δf和δg进行定义，舵角分配单元35中执行的计算/操作与此两拟定舵角指令的定义一一对应。
[0058]
由此可见，根据本实施方式的系统100，能够通过对设于重心gc上下方的发动机13
的万向节机构14和姿态控制翼15的舵角进行适当控制而产生直接力，从而控制水平方向上平移加速度。由于能够通过万向节机构14和姿态控制翼15的舵角控制而实现平移加速度的控制，因此在无需进一步增加专门用于平移移动的发动机的情况下，便可实现正确的平移移动控制。此外，由于赋予万向节机构14的舵角和赋予姿态控制翼15的舵角由平移加速度分配单元33和舵角分配单元35根据测量装置组20测得的物理量适当分配，由此能够在保持绕重心gc的力矩平衡的同时，以不使火箭1的姿态发生变化且在与火箭1的速度矢量垂直的方向(水平方向)上产生推力的方式进行平移控制(见图4)。
[0059]
根据本实施方式，能够通过结合使用因火箭1箭体姿态变化而产生的升力l及推力t的水平分力th的变化，以及万向节机构14和姿态控制翼15在姿态不发生变化时产生的直接力δth+δl，使火箭1沿水平方向移动。与此相比，当仅通过控制火箭1的姿态而控制火箭在水平方向上的移动时，则如以上结合图8所述，难以避免因升力l与推力t的水平分力th达到平衡而导致火箭在一段时间内既能不往左移动也不能往右移动(无效时间)。当此无效时间较长时，则如图5比较例所示，由于无法通过火箭的姿态变化进行路径控制，因此火箭1的箭体11可能会在风的影响下产生路径波动，从而使着陆地点的误差增大。与此相比，根据本实施方式，由于能够避免或抑制此类无效时间，因此能够抑制路径的波动以及着陆地点的误差(见图6)。此外，由于无需像专利文献2一样使用额外增加的推进器，因此还可使制造成本得到抑制。图5和图6所示为火箭在数百种风的假设情况下的飞行路径和着陆位置模拟结果。
[0060]
另外，基于姿态控制翼15的控制仅在火箭1的速度处于预设值以上时有效。因此，在火箭1即将在地面上着陆前速度较慢的一段时间内，由于姿态控制翼15无效，因此以仅由万向节机构14维持平移移动的方式进行控制。具体而言，拟定角加速度生成舵角指令仅转换为万向节机构14的舵角，而不对姿态控制翼15的舵角进行控制。拟定平移加速度生成舵角指令为零的这一过程与仅依靠箭体11的姿态变化进行平移控制的现有控制系统等价。其中，只需采用上述计算式便可在该过程内实现正确分配，无需加以特别考虑。
[0061]
第二实施方式
[0062]
以下，参考图7，描述第二实施方式的火箭控制系统。与第一实施方式相同，第二实施方式的火箭控制系统同样在重心gc的上下方设置发动机13和姿态控制翼15，并通过对其舵角进行控制而对火箭着陆时的平移移动进行控制。由于系统100的整体组成与第一实施方式(图2)相同，因此重复部分不再赘述。第二实施方式系统中的计算控制装置30的计算处理与第一实施方式不同。
[0063]
以下，参考图7中的控制框图，对计算控制装置30执行的计算处理进行详细说明。第二实施方式的计算控制装置30以风扰加速度估算单元32a代替第一实施方式中的抗风姿态/风扰加速度估算单元32。与第一实施方式不同，第二实施方式的计算控制装置30并不进行抗风姿态的估算，而是根据测量装置组20的测量结果对抗风姿态进行计算，并将该数据提供给风扰加速度估算单元32a和姿态控制单元34。风扰加速度估算单元32a在抗风姿态的计算结果之外，还根据测量装置组20测量的各种物理量(位置、速度、加速度、姿态、角速度等)估算由风引起的风扰加速度，并将其提供给加法器。这一点与第一实施方式相同。第二实施方式同样能够得到与第一实施方式同等的效果。
[0064]
本发明不限于上述实施方式，还包括各种各样的变形实施例。举例而言，虽然上述
实施方式为了使本发明清楚易懂而进行了详细的说明，但是本发明并不限于一定包括以上说明的所有构造。此外，某一实施方式的部分构造可替换为其他实施方式的构造。除此之外，某一实施方式的构造内可加入其他实施方式的构造。另外，对于各实施方式的部分构造，可进行其他构造的添加、删除、替换。

技术特征：

1.一种对火箭进行控制的火箭控制系统，其特征在于，包括：一万向节致动器，对位于所述火箭的箭体重心下方的万向节机构的舵角进行控制；一翼片致动器，对位于所述火箭的所述箭体重心上方的姿态控制翼的舵角进行控制；一测量单元，对与所述火箭的所述箭体的运动相关的物理量进行测量；以及一控制单元，根据所述测量单元的测量结果，对所述万向节机构和所述姿态控制翼进行控制，以对所述火箭在水平方向上的平移进行控制。2.如权利要求1所述的火箭控制系统，其特征在于，所述控制单元配置为：根据指示平移加速度的平移加速度指令，生成用于指示需要向所述万向节机构和所述姿态控制翼赋予的舵角的一平移加速度生成拟定舵角指令，以在不使所述火箭的所述箭体的姿态发生变化的情况下，将所述平移加速度的部分或全部施加在所述火箭上，以及生成提供需要向所述火箭的所述箭体赋予的姿态角相关的指示内容的一姿态角指令，以通过改变所述火箭的所述箭体的姿态而将所述平移加速度的剩余部分施加在所述火箭上；以及根据所述测量单元测量的物理量确定对所述平移加速度生成拟定舵角指令和所述姿态角指令的分配。3.如权利要求2所述的火箭控制系统，其特征在于，所述控制单元用于：为了生成需向所述火箭的所述箭体赋予的角加速度以获得所述姿态角指令指示的姿态角，根据所述姿态角指令生成用于指示需向所述万向节机构和/或所述姿态控制翼赋予的舵角的一角加速度生成拟定舵角指令；以及根据所述平移加速度生成拟定舵角指令和所述角加速度生成拟定舵角指令，对所述万向节机构和所述姿态控制翼的舵角进行控制。4.如权利要求2或3所述的火箭控制系统，其特征在于，所述控制单元用于根据所述测量单元测量的所述物理量，计算作为因火箭周围的风产生的所述箭体的加速度的风扰加速度，并通过将所述风扰加速度考虑在内而计算所述平移加速度生成拟定舵角指令和所述姿态角指令。5.如权利要求4所述的火箭控制系统，其特征在于，所述控制单元在所述物理量之外，还用于根据所述平移加速度生成拟定舵角指令和所述角加速度生成拟定舵角指令，计算所述风扰加速度。6.一种控制火箭着陆动作的方法，其特征在于，所述火箭包括：一万向节机构，位于所述火箭的箭体重心下方且舵角能够改变；以及一姿态控制翼，位于所述火箭的所述箭体重心上方且舵角能够改变，所述方法包括：测量与所述火箭的所述箭体的运动相关的物理量；以及通过根据所述物理量的测量结果控制所述万向节机构和所述姿态控制翼而对所述火箭在水平方向上的平移进行控制。7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，还包括：根据指示平移加速度的平移加速度指令，生成用于指示需要向所述万向节机构和所述姿态控制翼赋予的舵角的一平移加速度生成拟定舵角指令，以在不使所述火箭的所述箭体的姿态发生变化的情况下，将所述平移加速度的部分或全部施加在所述火箭上，以及生成
提供需要向所述火箭的所述箭体赋予的姿态角相关的指示内容的一姿态角指令，以通过改变所述火箭的所述箭体的姿态而将所述平移加速度的剩余部分施加在所述火箭上；以及根据所述物理量，确定对所述平移加速度生成拟定舵角指令和所述姿态角指令的分配。8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，还包括：为了生成需向所述火箭的所述箭体赋予的角加速度以获得所述姿态角指令指示的姿态角，根据所述姿态角指令生成用于指示需向所述万向节机构和/或所述姿态控制翼赋予的舵角的一角加速度生成拟定舵角指令；以及根据所述平移加速度生成拟定舵角指令和所述角加速度生成拟定舵角指令，对所述万向节机构和所述姿态控制翼的舵角进行控制。9.如权利要求7或8所述的方法，其特征在于，根据所述物理量，计算作为因火箭周围的风产生的所述箭体的加速度的风扰加速度，并通过将所述风扰加速度考虑在内而计算所述平移加速度生成拟定舵角指令和所述姿态角指令。10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，所述风扰加速度在所述物理量之外，还根据所述平移加速度生成拟定舵角指令和所述角加速度生成拟定舵角指令计算。

技术总结

提供一种以不增大制造成本及运行成本且不改变箭体姿态的方式控制火箭在水平方向上平移的方法，从而准确地进行火箭的着陆操作。一种火箭控制系统包括：对位于所述火箭的箭体重心下方的万向节机构的舵角进行控制的万向节致动器；对位于所述火箭的箭体重心上方的姿态控制翼的舵角进行控制的翼片致动器；对与所述火箭的箭体的运动相关的物理量进行测量的测量单元；以及控制单元，该控制单元根据所述测量单元的测量结果，对所述万向节机构和所述姿态控制翼进行控制，以对所述火箭在水平方向上的平移进行控制。上的平移进行控制。上的平移进行控制。