一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法
一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法
【技术领域】
[0001]本发明属于运载火箭总体设计技术领域，具体涉及到一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法。
【背景技术】
[0002]随着美国的米诺陶系列、欧盟的织女星和日本的爱普西隆等大型固体运载火箭的成功问世，大型固体运载火箭在军用航天、民用航天和国际商业发射市场逐步得到世界认可。大型固体运载火箭与液体运载火箭相比，在机动性、灵活性、抗打击能力、发射成本仍然具有一定的优势。发展大型固体运载火箭，可以提升我国低成本、快速进入空间的航天发射能力，然而大型固体运载火箭又受到大型固体发动机柔性摆动喷管技术的制约，即难以通过柔性摆动喷管实现大型固体运载火箭的摆动控制，突破相关关键技术研制成本贵、周期长，具有相当的技术风险。在此背景下，亟需快速发展一种姿态控制方式，满足大型固体运载火箭的总体要求。
[0003]目前，我国运载火箭主要以长征系列液体运载火箭为主，其姿态控制执行机构主要是摆动喷管和液体游动发动机，其中，摆动喷管分为液体发动机泵前摆动(发动机整体摆动)和泵后摆动(推力室摆动)。液体游动发动机是发动机供应系统上增加数个小型液体发动机，通过对小型液体发动机的安装布局、摆动控制提供姿态控制力。我国固体运载火箭主要有快舟小型固体运载和长征十一号，其姿态控制方式分别为侧喷流、栅格舵联合控制和固体发动机摆动喷管控制方式。然而由于燃料供应、质量和空间约束、成本限制等多方面因素，上述控制方式均不能在大型固体运载火箭上直接应用。
【发明内容】
[0004]针对现有技术的缺陷和技术需求，本发明提供了一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法，通过在运载火箭尾部周向均匀安装多台固体游动发动机，在运载火箭飞行过程中多台游动发动机同时工作产生适当的推力，在火箭控制系统的控制下协同工作，实现大型固体运载火箭姿态实时控制。
[0005]为实现上述目的，按照本发明，提供了一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法，所述方法包括步骤:
[0006]S1、将N台固体游动发动机沿周向均匀地安装在运载火箭的尾部，并分别与运载火箭的N台舵机相连，N ^ 4 ;
[0007]S2、采集惯性测量组合实时测量的信息，经制导计算后生成俯仰、偏航、滚动通道姿态控制指令；
[0008]S3、将所述姿态控制指令转换为舵指令，分解所述舵指令到N台舵机以驱动其产生不同的舵响应，进而分别驱动与所述N台舵机相连的固体游动发动机侧摆工作，各台游动发动机侧摆产生的侧向力合成产生箭体姿态控制力，使运载火箭按照标准弹道飞行。
[0009]总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，主要具备以下的技术优点:本发明通过在运载火箭尾部周向均匀安装多台固体游动发动机，在运载火箭飞行过程中多台游动发动机同时工作产生适当的推力，在火箭控制系统的控制下协同工作，为运载火箭飞行提供进行俯仰、偏航和滚动姿态控制力。本发明用于大型固体运载火箭姿态控制时，不改变大型固体运载火箭原有的结构，并且利用运载火箭内部的舵机实现固体游动发动机的控制，简化了全箭控制系统，提高了系统可靠性，大幅缩短了研制周期。相比于现有固体运载火箭的柔性摆动喷管控制方式，本发明方法可大幅降低伺服机构的成本和运载火箭的发射成本。
【附图说明】
[0010]图1为本发明控制方法闭合回路流程示意图。
【具体实施方式】
[0011]为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
[0012]本发明提供了一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法。其中，N台固体游动发动机沿周向均匀地安装在运载火箭的尾部(N多4)，本发明中N优选为4。四台固体游动发动机分别与运载火箭中的四台舵机相连，以实现固体运载火箭的摆动工作。
[0013]本发明运载火箭姿态控制方法为:采集惯性测量组合实时测量的信息，经过误差补偿计算、四元数计算、数字校正网络计算和经开关门限比较后，分别得到俯仰、偏航、滚动通道姿态控制指令；将所述姿态控制指令转换为舵指令，分解所述舵指令到N台舵机以驱动其产生不同的舵响应，进而分别驱动与上述N台舵机相连的N台固体游动发动机侧摆工作，从而产生箭体姿态控制力，使运载火箭按照标准弹道飞行。
[0014]本发明在固体运载火箭尾段增加了 N(N ^ 4)台固体游动发动机，其均为固定喷管结构，每台发动机点火工作时，由火箭控制系统对应的舵机驱动其绕单轴侧摆。每台固体游动发动机可独立侧摆设计指标内的任意角度，各台游动发动机侧摆产生的侧向力合成即为运载火箭俯仰、偏航、滚动姿态控制力。
[0015]图1为本发明运载火箭姿态控制流程示意图。运载火箭点火起飞后，箭体在推力、气动力和各项干扰中发生质心运动和绕质心转动，偏离标准弹道，制导系统接收惯组采集的火箭实时飞行信息(角速度、加速度等)，根据制导方案产生制导指令，并将制导指令传递给稳定系统，稳定系统根据稳定方案分别产生俯仰、偏航和滚动三通道姿态控制指令，并将姿态控制指令转换为舵系统舵指令，分解所述舵指令至不同舵机，以驱动舵机产生舵响应，进而驱动游动发动机侧摆工作，产生不同方向的箭体姿态控制力，控制力合成后使运载火箭按照标准弹道飞行，控制系统回路闭合。
[0016]以下结合一个具体实施例对本发明方案做进一步说明。
[0017]在本发明一个具体实施例中，大型固体运载火箭(起飞质量超过10t)起飞后，按照标准弹道预定要求转弯时，运载火箭在上升飞行的同时，还需要在俯仰通道内调整俯仰角转动运动，并在偏航、滚动通道内抑制偏航角、滚动角转动运动。控制系统将俯仰、偏航、滚动姿态角控制指令转换为舵指令后，分解所述舵指令至四台舵机以驱动产生不同的舵响应，进而驱动所述四台固体游动发动机侧摆工作，产生不同方向的箭体姿态控制力，控制力合成后使运载火箭完成预定转弯动作，按照标准弹道飞行。
[0018]本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
【主权项】
1.一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤: S1、将N台固体游动发动机沿周向均匀地安装在运载火箭的尾部，并分别与运载火箭的N台舵机相连，N彡4 ; S2、采集惯性测量组合实时测量的信息，经制导计算后生成俯仰、偏航、滚动通道姿态控制指令； S3、将所述姿态控制指令转换为舵指令，分解所述舵指令到N台舵机以驱动其产生不同的舵响应，进而分别驱动与所述N台舵机相连的固体游动发动机侧摆工作，各台游动发动机侧摆产生的侧向力合成产生箭体姿态控制力，使运载火箭按照标准弹道飞行。
【专利摘要】本发明公开了一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法，包括步骤：S1、将N台固体游动发动机沿周向均匀地安装在运载火箭的尾部，并分别与运载火箭的N台舵机相连,N≥4；S2、采集惯性测量组合实时测量的信息，经制导计算后生成俯仰、偏航、滚动通道姿态控制指令；S3、将所述姿态控制指令转换为舵指令，分解所述舵指令到N台舵机以驱动其产生不同的舵响应，进而分别驱动与所述N台舵机相连的固体游动发动机侧摆工作，各台游动发动机侧摆产生的侧向力合成产生箭体姿态控制力，使运载火箭按照标准弹道飞行。相比于现有固体运载火箭的柔性摆动喷管控制方式，实施本发明方法可大幅降低伺服机构的成本和运载火箭的发射成本。
【IPC分类】G05D1/08
【公开号】CN104898680
【申请号】CN201510220610
【发明人】李之强, 梁纪秋, 刘萧磊, 项斌, 胡长伟, 陈腾芳, 多乐乐, 陈兴福, 王星又
【申请人】湖北航天技术研究院总体设计所
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年5月4日
【技术领域】
[0001]本发明属于运载火箭总体设计技术领域，具体涉及到一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法。
【背景技术】
[0002]随着美国的米诺陶系列、欧盟的织女星和日本的爱普西隆等大型固体运载火箭的成功问世，大型固体运载火箭在军用航天、民用航天和国际商业发射市场逐步得到世界认可。大型固体运载火箭与液体运载火箭相比，在机动性、灵活性、抗打击能力、发射成本仍然具有一定的优势。发展大型固体运载火箭，可以提升我国低成本、快速进入空间的航天发射能力，然而大型固体运载火箭又受到大型固体发动机柔性摆动喷管技术的制约，即难以通过柔性摆动喷管实现大型固体运载火箭的摆动控制，突破相关关键技术研制成本贵、周期长，具有相当的技术风险。在此背景下，亟需快速发展一种姿态控制方式，满足大型固体运载火箭的总体要求。
[0003]目前，我国运载火箭主要以长征系列液体运载火箭为主，其姿态控制执行机构主要是摆动喷管和液体游动发动机，其中，摆动喷管分为液体发动机泵前摆动(发动机整体摆动)和泵后摆动(推力室摆动)。液体游动发动机是发动机供应系统上增加数个小型液体发动机，通过对小型液体发动机的安装布局、摆动控制提供姿态控制力。我国固体运载火箭主要有快舟小型固体运载和长征十一号，其姿态控制方式分别为侧喷流、栅格舵联合控制和固体发动机摆动喷管控制方式。然而由于燃料供应、质量和空间约束、成本限制等多方面因素，上述控制方式均不能在大型固体运载火箭上直接应用。
【发明内容】
[0004]针对现有技术的缺陷和技术需求，本发明提供了一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法，通过在运载火箭尾部周向均匀安装多台固体游动发动机，在运载火箭飞行过程中多台游动发动机同时工作产生适当的推力，在火箭控制系统的控制下协同工作，实现大型固体运载火箭姿态实时控制。
[0005]为实现上述目的，按照本发明，提供了一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法，所述方法包括步骤:
[0006]S1、将N台固体游动发动机沿周向均匀地安装在运载火箭的尾部，并分别与运载火箭的N台舵机相连，N ^ 4 ;
[0007]S2、采集惯性测量组合实时测量的信息，经制导计算后生成俯仰、偏航、滚动通道姿态控制指令；
[0008]S3、将所述姿态控制指令转换为舵指令，分解所述舵指令到N台舵机以驱动其产生不同的舵响应，进而分别驱动与所述N台舵机相连的固体游动发动机侧摆工作，各台游动发动机侧摆产生的侧向力合成产生箭体姿态控制力，使运载火箭按照标准弹道飞行。
[0009]总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，主要具备以下的技术优点:本发明通过在运载火箭尾部周向均匀安装多台固体游动发动机，在运载火箭飞行过程中多台游动发动机同时工作产生适当的推力，在火箭控制系统的控制下协同工作，为运载火箭飞行提供进行俯仰、偏航和滚动姿态控制力。本发明用于大型固体运载火箭姿态控制时，不改变大型固体运载火箭原有的结构，并且利用运载火箭内部的舵机实现固体游动发动机的控制，简化了全箭控制系统，提高了系统可靠性，大幅缩短了研制周期。相比于现有固体运载火箭的柔性摆动喷管控制方式，本发明方法可大幅降低伺服机构的成本和运载火箭的发射成本。
【附图说明】
[0010]图1为本发明控制方法闭合回路流程示意图。
【具体实施方式】
[0011]为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
[0012]本发明提供了一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法。其中，N台固体游动发动机沿周向均匀地安装在运载火箭的尾部(N多4)，本发明中N优选为4。四台固体游动发动机分别与运载火箭中的四台舵机相连，以实现固体运载火箭的摆动工作。
[0013]本发明运载火箭姿态控制方法为:采集惯性测量组合实时测量的信息，经过误差补偿计算、四元数计算、数字校正网络计算和经开关门限比较后，分别得到俯仰、偏航、滚动通道姿态控制指令；将所述姿态控制指令转换为舵指令，分解所述舵指令到N台舵机以驱动其产生不同的舵响应，进而分别驱动与上述N台舵机相连的N台固体游动发动机侧摆工作，从而产生箭体姿态控制力，使运载火箭按照标准弹道飞行。
[0014]本发明在固体运载火箭尾段增加了 N(N ^ 4)台固体游动发动机，其均为固定喷管结构，每台发动机点火工作时，由火箭控制系统对应的舵机驱动其绕单轴侧摆。每台固体游动发动机可独立侧摆设计指标内的任意角度，各台游动发动机侧摆产生的侧向力合成即为运载火箭俯仰、偏航、滚动姿态控制力。
[0015]图1为本发明运载火箭姿态控制流程示意图。运载火箭点火起飞后，箭体在推力、气动力和各项干扰中发生质心运动和绕质心转动，偏离标准弹道，制导系统接收惯组采集的火箭实时飞行信息(角速度、加速度等)，根据制导方案产生制导指令，并将制导指令传递给稳定系统，稳定系统根据稳定方案分别产生俯仰、偏航和滚动三通道姿态控制指令，并将姿态控制指令转换为舵系统舵指令，分解所述舵指令至不同舵机，以驱动舵机产生舵响应，进而驱动游动发动机侧摆工作，产生不同方向的箭体姿态控制力，控制力合成后使运载火箭按照标准弹道飞行，控制系统回路闭合。
[0016]以下结合一个具体实施例对本发明方案做进一步说明。
[0017]在本发明一个具体实施例中，大型固体运载火箭(起飞质量超过10t)起飞后，按照标准弹道预定要求转弯时，运载火箭在上升飞行的同时，还需要在俯仰通道内调整俯仰角转动运动，并在偏航、滚动通道内抑制偏航角、滚动角转动运动。控制系统将俯仰、偏航、滚动姿态角控制指令转换为舵指令后，分解所述舵指令至四台舵机以驱动产生不同的舵响应，进而驱动所述四台固体游动发动机侧摆工作，产生不同方向的箭体姿态控制力，控制力合成后使运载火箭完成预定转弯动作，按照标准弹道飞行。
[0018]本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
【主权项】
1.一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤: S1、将N台固体游动发动机沿周向均匀地安装在运载火箭的尾部，并分别与运载火箭的N台舵机相连，N彡4 ; S2、采集惯性测量组合实时测量的信息，经制导计算后生成俯仰、偏航、滚动通道姿态控制指令； S3、将所述姿态控制指令转换为舵指令，分解所述舵指令到N台舵机以驱动其产生不同的舵响应，进而分别驱动与所述N台舵机相连的固体游动发动机侧摆工作，各台游动发动机侧摆产生的侧向力合成产生箭体姿态控制力，使运载火箭按照标准弹道飞行。
【专利摘要】本发明公开了一种基于固体游动发动机的固体运载火箭姿态控制方法，包括步骤：S1、将N台固体游动发动机沿周向均匀地安装在运载火箭的尾部，并分别与运载火箭的N台舵机相连,N≥4；S2、采集惯性测量组合实时测量的信息，经制导计算后生成俯仰、偏航、滚动通道姿态控制指令；S3、将所述姿态控制指令转换为舵指令，分解所述舵指令到N台舵机以驱动其产生不同的舵响应，进而分别驱动与所述N台舵机相连的固体游动发动机侧摆工作，各台游动发动机侧摆产生的侧向力合成产生箭体姿态控制力，使运载火箭按照标准弹道飞行。相比于现有固体运载火箭的柔性摆动喷管控制方式，实施本发明方法可大幅降低伺服机构的成本和运载火箭的发射成本。
【IPC分类】G05D1/08
【公开号】CN104898680
【申请号】CN201510220610
【发明人】李之强, 梁纪秋, 刘萧磊, 项斌, 胡长伟, 陈腾芳, 多乐乐, 陈兴福, 王星又
【申请人】湖北航天技术研究院总体设计所
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年5月4日
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