一種基于固體游動發動機的固體運載火箭姿態控制方法
【技術領域】
[0001]本發明屬于運載火箭總體設計技術領域，具體涉及到一種基于固體游動發動機的固體運載火箭姿態控制方法。
【背景技術】
[0002]隨著美國的米諾陶系列、歐盟的織女星和日本的愛普西隆等大型固體運載火箭的成功問世，大型固體運載火箭在軍用航天、民用航天和國際商業發射市場逐步得到世界認可。大型固體運載火箭與液體運載火箭相比，在機動性、靈活性、抗打擊能力、發射成本仍然具有一定的優勢。發展大型固體運載火箭，可以提升我國低成本、快速進入空間的航天發射能力，然而大型固體運載火箭又受到大型固體發動機柔性擺動噴管技術的制約，即難以通過柔性擺動噴管實現大型固體運載火箭的擺動控制，突破相關關鍵技術研制成本貴、周期長，具有相當的技術風險。在此背景下，亟需快速發展一種姿態控制方式，滿足大型固體運載火箭的總體要求。
[0003]目前，我國運載火箭主要以長征系列液體運載火箭為主，其姿態控制執行機構主要是擺動噴管和液體游動發動機，其中，擺動噴管分為液體發動機泵前擺動(發動機整體擺動)和泵后擺動(推力室擺動)。液體游動發動機是發動機供應系統上增加數個小型液體發動機，通過對小型液體發動機的安裝布局、擺動控制提供姿態控制力。我國固體運載火箭主要有快舟小型固體運載和長征十一號，其姿態控制方式分別為側噴流、柵格舵聯合控制和固體發動機擺動噴管控制方式。然而由于燃料供應、質量和空間約束、成本限制等多方面因素，上述控制方式均不能在大型固體運載火箭上直接應用。
【發明內容】
[0004]針對現有技術的缺陷和技術需求，本發明提供了一種基于固體游動發動機的固體運載火箭姿態控制方法，通過在運載火箭尾部周向均勻安裝多臺固體游動發動機，在運載火箭飛行過程中多臺游動發動機同時工作產生適當的推力，在火箭控制系統的控制下協同工作，實現大型固體運載火箭姿態實時控制。
[0005]為實現上述目的，按照本發明，提供了一種基于固體游動發動機的固體運載火箭姿態控制方法，所述方法包括步驟:
[0006]S1、將N臺固體游動發動機沿周向均勻地安裝在運載火箭的尾部，并分別與運載火箭的N臺舵機相連，N ^ 4 ;
[0007]S2、采集慣性測量組合實時測量的信息，經制導計算后生成俯仰、偏航、滾動通道姿態控制指令；
[0008]S3、將所述姿態控制指令轉換為舵指令，分解所述舵指令到N臺舵機以驅動其產生不同的舵響應，進而分別驅動與所述N臺舵機相連的固體游動發動機側擺工作，各臺游動發動機側擺產生的側向力合成產生箭體姿態控制力，使運載火箭按照標準彈道飛行。
[0009]總體而言，通過本發明所構思的以上技術方案與現有技術相比，主要具備以下的技術優點:本發明通過在運載火箭尾部周向均勻安裝多臺固體游動發動機，在運載火箭飛行過程中多臺游動發動機同時工作產生適當的推力，在火箭控制系統的控制下協同工作，為運載火箭飛行提供進行俯仰、偏航和滾動姿態控制力。本發明用于大型固體運載火箭姿態控制時，不改變大型固體運載火箭原有的結構，并且利用運載火箭內部的舵機實現固體游動發動機的控制，簡化了全箭控制系統，提高了系統可靠性，大幅縮短了研制周期。相比于現有固體運載火箭的柔性擺動噴管控制方式，本發明方法可大幅降低伺服機構的成本和運載火箭的發射成本。
【附圖說明】
[0010]圖1為本發明控制方法閉合回路流程示意圖。
【具體實施方式】
[0011]為了使本發明的目的、技術方案及優點更加清楚明白，以下結合附圖及實施例，對本發明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發明，并不用于限定本發明。此外，下面所描述的本發明各個實施方式中所涉及到的技術特征只要彼此之間未構成沖突就可以相互組合。
[0012]本發明提供了一種基于固體游動發動機的固體運載火箭姿態控制方法。其中，N臺固體游動發動機沿周向均勻地安裝在運載火箭的尾部(N多4)，本發明中N優選為4。四臺固體游動發動機分別與運載火箭中的四臺舵機相連，以實現固體運載火箭的擺動工作。
[0013]本發明運載火箭姿態控制方法為:采集慣性測量組合實時測量的信息，經過誤差補償計算、四元數計算、數字校正網絡計算和經開關門限比較后，分別得到俯仰、偏航、滾動通道姿態控制指令；將所述姿態控制指令轉換為舵指令，分解所述舵指令到N臺舵機以驅動其產生不同的舵響應，進而分別驅動與上述N臺舵機相連的N臺固體游動發動機側擺工作，從而產生箭體姿態控制力，使運載火箭按照標準彈道飛行。
[0014]本發明在固體運載火箭尾段增加了 N(N ^ 4)臺固體游動發動機，其均為固定噴管結構，每臺發動機點火工作時，由火箭控制系統對應的舵機驅動其繞單軸側擺。每臺固體游動發動機可獨立側擺設計指標內的任意角度，各臺游動發動機側擺產生的側向力合成即為運載火箭俯仰、偏航、滾動姿態控制力。
[0015]圖1為本發明運載火箭姿態控制流程示意圖。運載火箭點火起飛后，箭體在推力、氣動力和各項干擾中發生質心運動和繞質心轉動，偏離標準彈道，制導系統接收慣組采集的火箭實時飛行信息(角速度、加速度等)，根據制導方案產生制導指令，并將制導指令傳遞給穩定系統，穩定系統根據穩定方案分別產生俯仰、偏航和滾動三通道姿態控制指令，并將姿態控制指令轉換為舵系統舵指令，分解所述舵指令至不同舵機，以驅動舵機產生舵響應，進而驅動游動發動機側擺工作，產生不同方向的箭體姿態控制力，控制力合成后使運載火箭按照標準彈道飛行，控制系統回路閉合。
[0016]以下結合一個具體實施例對本發明方案做進一步說明。
[0017]在本發明一個具體實施例中，大型固體運載火箭(起飛質量超過10t)起飛后，按照標準彈道預定要求轉彎時，運載火箭在上升飛行的同時，還需要在俯仰通道內調整俯仰角轉動運動，并在偏航、滾動通道內抑制偏航角、滾動角轉動運動。控制系統將俯仰、偏航、滾動姿態角控制指令轉換為舵指令后，分解所述舵指令至四臺舵機以驅動產生不同的舵響應，進而驅動所述四臺固體游動發動機側擺工作，產生不同方向的箭體姿態控制力，控制力合成后使運載火箭完成預定轉彎動作，按照標準彈道飛行。
[0018]本領域的技術人員容易理解，以上所述僅為本發明的較佳實施例而已，并不用以限制本發明，凡在本發明的精神和原則之內所作的任何修改、等同替換和改進等，均應包含在本發明的保護范圍之內。
【主權項】
1.一種基于固體游動發動機的固體運載火箭姿態控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步驟: S1、將N臺固體游動發動機沿周向均勻地安裝在運載火箭的尾部，并分別與運載火箭的N臺舵機相連，N彡4 ; S2、采集慣性測量組合實時測量的信息，經制導計算后生成俯仰、偏航、滾動通道姿態控制指令； S3、將所述姿態控制指令轉換為舵指令，分解所述舵指令到N臺舵機以驅動其產生不同的舵響應，進而分別驅動與所述N臺舵機相連的固體游動發動機側擺工作，各臺游動發動機側擺產生的側向力合成產生箭體姿態控制力，使運載火箭按照標準彈道飛行。
【專利摘要】本發明公開了一種基于固體游動發動機的固體運載火箭姿態控制方法，包括步驟：S1、將N臺固體游動發動機沿周向均勻地安裝在運載火箭的尾部，并分別與運載火箭的N臺舵機相連,N≥4；S2、采集慣性測量組合實時測量的信息，經制導計算后生成俯仰、偏航、滾動通道姿態控制指令；S3、將所述姿態控制指令轉換為舵指令，分解所述舵指令到N臺舵機以驅動其產生不同的舵響應，進而分別驅動與所述N臺舵機相連的固體游動發動機側擺工作，各臺游動發動機側擺產生的側向力合成產生箭體姿態控制力，使運載火箭按照標準彈道飛行。相比于現有固體運載火箭的柔性擺動噴管控制方式，實施本發明方法可大幅降低伺服機構的成本和運載火箭的發射成本。
【IPC分類】G05D1/08
【公開號】CN104898680
【申請號】CN201510220610
【發明人】李之強, 梁紀秋, 劉蕭磊, 項斌, 胡長偉, 陳騰芳, 多樂樂, 陳興福, 王星又
【申請人】湖北航天技術研究院總體設計所
【公開日】2015年9月9日
【申請日】2015年5月4日