[發明專利]一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的方法

有效

• 申請號: 202011017210.3
• 申請日: 2020-09-24
• 公開（公告）號: CN112284186B
• 公開（公告）日: 2022-08-12
• 發明（設計）人: 黃聰;張宇;施國興;李學鋒;王輝;尚騰;鄒瑩
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;F41F3/04;F42B15/01
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張歡

1.一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的方法，其特征在于，包括步驟如下：

步驟1、確定慣性系下的起飛時刻滾動姿態角γ_{GZ_qf}；

步驟2、確定起飛滾轉起始時間t₁；

步驟3、計算火箭起飛后滾動程序角；

火箭起飛后滾動程序角γ_cx(t)＝γ_{GZ_qf}；

其中，0≤t≤t₁；

步驟4、實時計算慣性系下火箭起飛后滾動姿態角偏差；

步驟5、在運載火箭點火起飛后至運載火箭起飛滾轉之前，飛行控制系統按照步驟3中計算獲得的滾動程序角γ_cx(t)控制火箭飛行；t為時間。

2.根據權利要求1所述的一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的方法，其特征在于，步驟1中，γ_{GZ_qf}＝A_射向-A_瞄準，

其中，A_射向為運載火箭發射射向；A_瞄準為運載火箭主慣組瞄準方向與正北向夾角，根據瞄準間方位確定。

3.根據權利要求1或2所述的一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的方法，其特征在于，起飛滾轉起始時間t₁在火箭完全出發射塔架之后、火箭開始程序轉彎之前的時間段內選取。

4.根據權利要求3所述的一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的方法，其特征在于，步驟4中，慣性系下火箭起飛后滾動姿態角偏差Δγ_GZ(t)按照如下公式進行實時計算：

Δγ_GZ(t)＝γ_GZ(t)-γ_cx(t)，

其中，γ_GZ(t)為慣性系下火箭起飛后滾動姿態角，由火箭的飛行控制系統在每個控制周期內實時更新；Δγ_GZ(t)在火箭起飛t＝0s時刻滿足Δγ_GZ(0s)＝0。

5.一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的系統，其特征在于，包括：

第一模塊、用于確定慣性系下的起飛時刻滾動姿態角γ_{GZ_qf}，確定起飛滾轉起始時間t₁；

第二模塊、用于計算火箭起飛后滾動程序角γ_cx(t)，并實時計算慣性系下火箭起飛后滾動姿態角偏差；

火箭起飛后滾動程序角γ_cx(t)＝γ_{GZ_qf}；

其中，0≤t≤t₁；

第三模塊、用于在運載火箭點火起飛后至運載火箭起飛滾轉之前，飛行控制系統按照計算獲得的滾動程序角γ_cx(t)控制火箭飛行；t為時間。

6.根據權利要求5所述的一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的系統，其特征在于，第一模塊中，γ_{GZ_qf}＝A_射向-A_瞄準，

其中，A_射向為運載火箭發射射向；A_瞄準為運載火箭主慣組瞄準方向與正北向夾角，根據瞄準間方位確定。

7.根據權利要求5或6所述的一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的系統，其特征在于，起飛滾轉起始時間t₁在火箭完全出發射塔架之后、火箭開始程序轉彎之前的時間段內選取。

8.根據權利要求7所述的一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的系統，其特征在于，慣性系下火箭起飛后滾動姿態角偏差Δγ_GZ(t)按照如下公式進行實時計算：

Δγ_GZ(t)＝γ_GZ(t)-γ_cx(t)，

其中，γ_GZ(t)為慣性系下火箭起飛后滾動姿態角，由火箭的飛行控制系統在每個控制周期內實時更新；Δγ_GZ(t)在火箭起飛t＝0s時刻滿足Δγ_GZ(0s)＝0。