一種基于固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的固體運(yùn)載火箭姿態(tài)控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于運(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及到一種基于固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的固體運(yùn)載火箭姿態(tài)控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002]隨著美國(guó)的米諾陶系列、歐盟的織女星和日本的愛(ài)普西隆等大型固體運(yùn)載火箭的成功問(wèn)世，大型固體運(yùn)載火箭在軍用航天、民用航天和國(guó)際商業(yè)發(fā)射市場(chǎng)逐步得到世界認(rèn)可。大型固體運(yùn)載火箭與液體運(yùn)載火箭相比，在機(jī)動(dòng)性、靈活性、抗打擊能力、發(fā)射成本仍然具有一定的優(yōu)勢(shì)。發(fā)展大型固體運(yùn)載火箭，可以提升我國(guó)低成本、快速進(jìn)入空間的航天發(fā)射能力，然而大型固體運(yùn)載火箭又受到大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)柔性擺動(dòng)噴管技術(shù)的制約，即難以通過(guò)柔性擺動(dòng)噴管實(shí)現(xiàn)大型固體運(yùn)載火箭的擺動(dòng)控制，突破相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)研制成本貴、周期長(zhǎng)，具有相當(dāng)?shù)募夹g(shù)風(fēng)險(xiǎn)。在此背景下，亟需快速發(fā)展一種姿態(tài)控制方式，滿足大型固體運(yùn)載火箭的總體要求。
[0003]目前，我國(guó)運(yùn)載火箭主要以長(zhǎng)征系列液體運(yùn)載火箭為主，其姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要是擺動(dòng)噴管和液體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，其中，擺動(dòng)噴管分為液體發(fā)動(dòng)機(jī)泵前擺動(dòng)(發(fā)動(dòng)機(jī)整體擺動(dòng))和泵后擺動(dòng)(推力室擺動(dòng))。液體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)是發(fā)動(dòng)機(jī)供應(yīng)系統(tǒng)上增加數(shù)個(gè)小型液體發(fā)動(dòng)機(jī)，通過(guò)對(duì)小型液體發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝布局、擺動(dòng)控制提供姿態(tài)控制力。我國(guó)固體運(yùn)載火箭主要有快舟小型固體運(yùn)載和長(zhǎng)征十一號(hào)，其姿態(tài)控制方式分別為側(cè)噴流、柵格舵聯(lián)合控制和固體發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)噴管控制方式。然而由于燃料供應(yīng)、質(zhì)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(yùn)載火箭上直接應(yīng)用。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的缺陷和技術(shù)需求，本發(fā)明提供了一種基于固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的固體運(yùn)載火箭姿態(tài)控制方法，通過(guò)在運(yùn)載火箭尾部周向均勻安裝多臺(tái)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，在運(yùn)載火箭飛行過(guò)程中多臺(tái)游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作產(chǎn)生適當(dāng)?shù)耐屏?，在火箭控制系統(tǒng)的控制下協(xié)同工作，實(shí)現(xiàn)大型固體運(yùn)載火箭姿態(tài)實(shí)時(shí)控制。
[0005]為實(shí)現(xiàn)上述目的，按照本發(fā)明，提供了一種基于固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的固體運(yùn)載火箭姿態(tài)控制方法，所述方法包括步驟:
[0006]S1、將N臺(tái)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)沿周向均勻地安裝在運(yùn)載火箭的尾部，并分別與運(yùn)載火箭的N臺(tái)舵機(jī)相連，N ^ 4 ;
[0007]S2、采集慣性測(cè)量組合實(shí)時(shí)測(cè)量的信息，經(jīng)制導(dǎo)計(jì)算后生成俯仰、偏航、滾動(dòng)通道姿態(tài)控制指令；
[0008]S3、將所述姿態(tài)控制指令轉(zhuǎn)換為舵指令，分解所述舵指令到N臺(tái)舵機(jī)以驅(qū)動(dòng)其產(chǎn)生不同的舵響應(yīng)，進(jìn)而分別驅(qū)動(dòng)與所述N臺(tái)舵機(jī)相連的固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)擺工作，各臺(tái)游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)擺產(chǎn)生的側(cè)向力合成產(chǎn)生箭體姿態(tài)控制力，使運(yùn)載火箭按照標(biāo)準(zhǔn)彈道飛行。
[0009]總體而言，通過(guò)本發(fā)明所構(gòu)思的以上技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)相比，主要具備以下的技術(shù)優(yōu)點(diǎn):本發(fā)明通過(guò)在運(yùn)載火箭尾部周向均勻安裝多臺(tái)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，在運(yùn)載火箭飛行過(guò)程中多臺(tái)游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作產(chǎn)生適當(dāng)?shù)耐屏?，在火箭控制系統(tǒng)的控制下協(xié)同工作，為運(yùn)載火箭飛行提供進(jìn)行俯仰、偏航和滾動(dòng)姿態(tài)控制力。本發(fā)明用于大型固體運(yùn)載火箭姿態(tài)控制時(shí)，不改變大型固體運(yùn)載火箭原有的結(jié)構(gòu)，并且利用運(yùn)載火箭內(nèi)部的舵機(jī)實(shí)現(xiàn)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的控制，簡(jiǎn)化了全箭控制系統(tǒng)，提高了系統(tǒng)可靠性，大幅縮短了研制周期。相比于現(xiàn)有固體運(yùn)載火箭的柔性擺動(dòng)噴管控制方式，本發(fā)明方法可大幅降低伺服機(jī)構(gòu)的成本和運(yùn)載火箭的發(fā)射成本。
【附圖說(shuō)明】
[0010]圖1為本發(fā)明控制方法閉合回路流程示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0011]為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。此外，下面所描述的本發(fā)明各個(gè)實(shí)施方式中所涉及到的技術(shù)特征只要彼此之間未構(gòu)成沖突就可以相互組合。
[0012]本發(fā)明提供了一種基于固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的固體運(yùn)載火箭姿態(tài)控制方法。其中，N臺(tái)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)沿周向均勻地安裝在運(yùn)載火箭的尾部(N多4)，本發(fā)明中N優(yōu)選為4。四臺(tái)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)分別與運(yùn)載火箭中的四臺(tái)舵機(jī)相連，以實(shí)現(xiàn)固體運(yùn)載火箭的擺動(dòng)工作。
[0013]本發(fā)明運(yùn)載火箭姿態(tài)控制方法為:采集慣性測(cè)量組合實(shí)時(shí)測(cè)量的信息，經(jīng)過(guò)誤差補(bǔ)償計(jì)算、四元數(shù)計(jì)算、數(shù)字校正網(wǎng)絡(luò)計(jì)算和經(jīng)開關(guān)門限比較后，分別得到俯仰、偏航、滾動(dòng)通道姿態(tài)控制指令；將所述姿態(tài)控制指令轉(zhuǎn)換為舵指令，分解所述舵指令到N臺(tái)舵機(jī)以驅(qū)動(dòng)其產(chǎn)生不同的舵響應(yīng)，進(jìn)而分別驅(qū)動(dòng)與上述N臺(tái)舵機(jī)相連的N臺(tái)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)擺工作，從而產(chǎn)生箭體姿態(tài)控制力，使運(yùn)載火箭按照標(biāo)準(zhǔn)彈道飛行。
[0014]本發(fā)明在固體運(yùn)載火箭尾段增加了 N(N ^ 4)臺(tái)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，其均為固定噴管結(jié)構(gòu)，每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作時(shí)，由火箭控制系統(tǒng)對(duì)應(yīng)的舵機(jī)驅(qū)動(dòng)其繞單軸側(cè)擺。每臺(tái)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)可獨(dú)立側(cè)擺設(shè)計(jì)指標(biāo)內(nèi)的任意角度，各臺(tái)游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)擺產(chǎn)生的側(cè)向力合成即為運(yùn)載火箭俯仰、偏航、滾動(dòng)姿態(tài)控制力。
[0015]圖1為本發(fā)明運(yùn)載火箭姿態(tài)控制流程示意圖。運(yùn)載火箭點(diǎn)火起飛后，箭體在推力、氣動(dòng)力和各項(xiàng)干擾中發(fā)生質(zhì)心運(yùn)動(dòng)和繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)，偏離標(biāo)準(zhǔn)彈道，制導(dǎo)系統(tǒng)接收慣組采集的火箭實(shí)時(shí)飛行信息(角速度、加速度等)，根據(jù)制導(dǎo)方案產(chǎn)生制導(dǎo)指令，并將制導(dǎo)指令傳遞給穩(wěn)定系統(tǒng)，穩(wěn)定系統(tǒng)根據(jù)穩(wěn)定方案分別產(chǎn)生俯仰、偏航和滾動(dòng)三通道姿態(tài)控制指令，并將姿態(tài)控制指令轉(zhuǎn)換為舵系統(tǒng)舵指令，分解所述舵指令至不同舵機(jī)，以驅(qū)動(dòng)舵機(jī)產(chǎn)生舵響應(yīng)，進(jìn)而驅(qū)動(dòng)游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)擺工作，產(chǎn)生不同方向的箭體姿態(tài)控制力，控制力合成后使運(yùn)載火箭按照標(biāo)準(zhǔn)彈道飛行，控制系統(tǒng)回路閉合。
[0016]以下結(jié)合一個(gè)具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明方案做進(jìn)一步說(shuō)明。
[0017]在本發(fā)明一個(gè)具體實(shí)施例中，大型固體運(yùn)載火箭(起飛質(zhì)量超過(guò)10t)起飛后，按照標(biāo)準(zhǔn)彈道預(yù)定要求轉(zhuǎn)彎時(shí)，運(yùn)載火箭在上升飛行的同時(shí)，還需要在俯仰通道內(nèi)調(diào)整俯仰角轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)，并在偏航、滾動(dòng)通道內(nèi)抑制偏航角、滾動(dòng)角轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)?？刂葡到y(tǒng)將俯仰、偏航、滾動(dòng)姿態(tài)角控制指令轉(zhuǎn)換為舵指令后，分解所述舵指令至四臺(tái)舵機(jī)以驅(qū)動(dòng)產(chǎn)生不同的舵響應(yīng)，進(jìn)而驅(qū)動(dòng)所述四臺(tái)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)擺工作，產(chǎn)生不同方向的箭體姿態(tài)控制力，控制力合成后使運(yùn)載火箭完成預(yù)定轉(zhuǎn)彎動(dòng)作，按照標(biāo)準(zhǔn)彈道飛行。
[0018]本領(lǐng)域的技術(shù)人員容易理解，以上所述僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換和改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種基于固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的固體運(yùn)載火箭姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步驟: S1、將N臺(tái)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)沿周向均勻地安裝在運(yùn)載火箭的尾部，并分別與運(yùn)載火箭的N臺(tái)舵機(jī)相連，N彡4 ; S2、采集慣性測(cè)量組合實(shí)時(shí)測(cè)量的信息，經(jīng)制導(dǎo)計(jì)算后生成俯仰、偏航、滾動(dòng)通道姿態(tài)控制指令； S3、將所述姿態(tài)控制指令轉(zhuǎn)換為舵指令，分解所述舵指令到N臺(tái)舵機(jī)以驅(qū)動(dòng)其產(chǎn)生不同的舵響應(yīng)，進(jìn)而分別驅(qū)動(dòng)與所述N臺(tái)舵機(jī)相連的固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)擺工作，各臺(tái)游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)擺產(chǎn)生的側(cè)向力合成產(chǎn)生箭體姿態(tài)控制力，使運(yùn)載火箭按照標(biāo)準(zhǔn)彈道飛行。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的固體運(yùn)載火箭姿態(tài)控制方法，包括步驟：S1、將N臺(tái)固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)沿周向均勻地安裝在運(yùn)載火箭的尾部，并分別與運(yùn)載火箭的N臺(tái)舵機(jī)相連,N≥4；S2、采集慣性測(cè)量組合實(shí)時(shí)測(cè)量的信息，經(jīng)制導(dǎo)計(jì)算后生成俯仰、偏航、滾動(dòng)通道姿態(tài)控制指令；S3、將所述姿態(tài)控制指令轉(zhuǎn)換為舵指令，分解所述舵指令到N臺(tái)舵機(jī)以驅(qū)動(dòng)其產(chǎn)生不同的舵響應(yīng)，進(jìn)而分別驅(qū)動(dòng)與所述N臺(tái)舵機(jī)相連的固體游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)擺工作，各臺(tái)游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)擺產(chǎn)生的側(cè)向力合成產(chǎn)生箭體姿態(tài)控制力，使運(yùn)載火箭按照標(biāo)準(zhǔn)彈道飛行。相比于現(xiàn)有固體運(yùn)載火箭的柔性擺動(dòng)噴管控制方式，實(shí)施本發(fā)明方法可大幅降低伺服機(jī)構(gòu)的成本和運(yùn)載火箭的發(fā)射成本。
【IPC分類】G05D1/08
【公開號(hào)】CN104898680
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510220610
【發(fā)明人】李之強(qiáng), 梁紀(jì)秋, 劉蕭磊, 項(xiàng)斌, 胡長(zhǎng)偉, 陳騰芳, 多樂(lè)樂(lè), 陳興福, 王星又
【申請(qǐng)人】湖北航天技術(shù)研究院總體設(shè)計(jì)所
【公開日】2015年9月9日
【申請(qǐng)日】2015年5月4日