[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 |
| 地址： | 100854 北京*** | 國省代碼： | 北京;11 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關鍵詞： | 一種 通過 減小 運載火箭 滾動 偏差 確保 起飛 安全 方法 | ||
本發明涉及一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的方法，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γGZ_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；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γcx(t)控制火箭飛行。本發明主要改進減小運載火箭起飛滾轉角偏差，以確保運載火箭的安全起飛。
技術領域
本發明涉及一種確保起飛安全的方法。
背景技術
為了保證火箭安全離開發射塔架，實現安全起飛出塔，要求火箭起飛漂移量控制在安全范圍內。起飛漂移量的大小與火箭出塔前滾動姿態角偏差密切相關，滾動姿態角偏差越大則火箭起飛漂移量越大。
傳統運載火箭點火起飛后對滾動通道無特殊處理，起飛時刻滾動通道姿態角與滾動通道程序角存在偏差，起飛過程中火箭發動機推力不一致、火箭發動機機架變形等干擾影響下，導致火箭飛出塔架期間滾動通道姿態角偏差較大，給火箭安全起飛帶來較大的安全隱患。
發明內容
本發明所要解決的技術問題是：克服現有技術的不足，本發明提供一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的方法，主要改進減小運載火箭起飛滾轉角偏差，以確保運載火箭的安全起飛。
本發明所采用的技術方案是：一種通過減小運載火箭滾動角偏差確保起飛安全的方法，包括步驟如下：
步驟1、確定起飛時刻滾動姿態角γGZ_qf：
按照公式γGZ_qf＝A射向-A瞄準進行計算，其中，A射向為運載火箭發射射向，根據任務特點確定；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；
步驟2、確定起飛滾轉起始時間t1：
起飛滾轉起始時間t1在火箭完全出發射塔架之后，在火箭開始程序轉彎之前；
步驟3、計算火箭起飛后滾動程序角：
在運載火箭點火起飛后，至運載火箭起飛滾轉之前，令起飛后滾動程序角γcx(t)等于起飛時刻滾動慣性系姿態角γGZ_qf，按照公式
γcx(t)＝γGZ_qf 0≤t≤t1；
其中，t為時間；
步驟4、計算火箭起飛后滾動姿態角偏差：
按照公式ΔγGZ(t)＝γGZ(t)-γcx(t)進行實時計算，其中γGZ(t)為火箭起飛后滾動通道慣性系姿態角，由火箭的飛行控制系統在每個控制周期內實時更新；ΔγGZ(t)為起飛后滾動通道慣性系姿態角偏差，在火箭起飛t＝0s時刻滿足ΔγGZ(0s)＝0°。
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γcx(t)控制火箭飛行。
基于上述方法建立的確保起飛安全的系統，包括：
第一模塊、用于確定慣性系下的起飛時刻滾動姿態角γGZ_qf，確定起飛滾轉起始時間t1；
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