[發明專利]一種火箭姿態控制系統

在審

• 申請號: 202010177326.7
• 申請日: 2020-03-13
• 公開（公告）號: CN111336868A
• 公開（公告）日: 2020-06-26
• 發明（設計）人: 彭小波;張勇;黃佩
• 申請（專利權）人: 北京星際榮耀空間科技有限公司;北京星際榮耀科技有限責任公司
• 主分類號: F42B10/66
• 分類號: F42B10/66
• 代理公司: 北京三聚陽光知識產權代理有限公司 11250
• 代理人: 林韻英

本發明公開了一種火箭姿態控制系統，包括第一姿控噴管，分布在垂直于箭體縱軸的第一安裝面內，第一安裝面靠近火箭子級的頭部；第二姿控噴管，分布在垂直于箭體縱軸的第二安裝面內，第二安裝面靠近火箭子級的尾部；第三姿控噴管，分布在垂直于箭體縱軸的第三安裝面內，第三安裝面位于第一安裝面與第二安裝面之間，且靠近第二安裝面；其中，第一姿控噴管的推力大于第三姿控噴管的推力，第三姿控噴管的推力大于第二姿控噴管的推力。采用上述技術方案，可滿足不同飛行階段低動壓狀態下的控制力矩需求，實現火箭穩定控制，從而替代搖擺發動機及其伺服機構，減少執行機構數量，簡化控制系統，降低商業運載火箭的研制難度與成本。

技術領域

本發明涉及航空航天技術領域，具體涉及一種火箭姿態控制系統。

背景技術

對于傳統運載火箭，通常只為軌跡末修、載荷釋放、無動力滑行等飛行階段配置姿控噴管，而且針對俯仰、偏航與滾轉通道分別配置正、負兩個推力方向的姿控噴管。這些階段的主要特點是作用于箭體的干擾非常很小，同時為保證載荷精確入軌，因此姿控噴管的推力較小，數量較多。

近年來，隨著商業航天領域的快速發展，對低成本運載火箭提出了更多的需求。為了降低控制系統復雜度，減少研制與生產經費，商業運載火箭在二級及以上飛行段使用固定發動機，取消伺服機構及擺動噴管，通過姿控噴管進行低動壓時的姿態控制。此時，如果繼續使用傳統小推力姿控噴管配置方案，控制力矩不能克服質心橫移、主發動機推力線橫移與偏斜等干擾力矩，無法實現姿態穩定。

發明內容

有鑒于此，本發明實施例提供了一種火箭姿態控制系統，以解決現有的姿控噴管配置方案無法實現姿態穩定的問題。

根據第一方面，本發明實施例提供了一種火箭姿態控制系統，包括：

第一姿控噴管，分布在垂直于箭體縱軸的第一安裝面內，所述第一安裝面靠近火箭子級的頭部；

第二姿控噴管，分布在垂直于箭體縱軸的第二安裝面內，所述第二安裝面靠近火箭子級的尾部；

第三姿控噴管，分布在垂直于箭體縱軸的第三安裝面內，所述第三安裝面位于所述第一安裝面與所述第二安裝面之間，且靠近所述第二安裝面；

其中，所述第一姿控噴管的推力大于所述第三姿控噴管的推力，所述第三姿控噴管的推力大于所述第二姿控噴管的推力。

本發明實施例提供的火箭姿態控制系統，可滿足不同飛行階段低動壓狀態下的控制力矩需求，實現火箭穩定控制，從而替代搖擺發動機及其伺服機構，減少執行機構數量，簡化控制系統，降低商業運載火箭的研制難度與成本。

結合第一方面，在第一方面第一實施方式中，所述子級為上面級。

結合第一方面第一實施方式，在第一方面第二實施方式中，所述上面級級為四子級。

結合第一方面，在第一方面第三實施方式中，所述第一姿控噴管的出口面與所述箭體的外壁相切。

結合第一方面，在第一方面第四實施方式中，所述第二姿控噴管的出口面朝向第一位置，所述第一位置與所述第二安裝面的坐標原點構成的第一直線；所述第三姿控噴管的出口面朝向第二位置，所述第二位置與所述第三安裝面的坐標原點構成的第二直線；所述第一直線與所述第二直線的空間角度為預設角度。

結合第一方面第四實施方式，在第一方面第五實施方式中，所述預設角度為90°。

結合第一方面第四實施方式，在第一方面第六實施方式中，多個所述第一姿控噴管在所述第一安裝面內均勻分布；或/和，多個所述第二姿控噴管在所述第二安裝面內均勻分布；或/和，多個所述第三姿控噴管在所述第三安裝面內均勻分布。

結合第一方面第六實施方式，在第一方面第七實施方式中，至少兩個第二姿控噴管的出口面朝向所述第一位置，或/和，至少兩個第三姿控噴管的出口面朝向所述第二位置。