[發明專利]一種運載火箭大推力直接入軌高精度姿態控制方法和系統

有效

• 申請號: 202011018922.7
• 申請日: 2020-09-24
• 公開（公告）號: CN112325710B
• 公開（公告）日: 2023-03-31
• 發明（設計）人: 黃聰;張宇;李學鋒;王輝;尚騰;施國興;王聰
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所
• 主分類號: F42B15/01
• 分類號: F42B15/01
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張歡

1.一種運載火箭大推力直接入軌高精度姿態控制方法，其特征在于，包括步驟如下：

步驟1、在火箭主發動機關機時刻，通過制導系統發出的關機時間確定滾動通道增益系數動態調整起始時間t_{g_b}；

步驟2、確定非線性調節時間t₁；

步驟3、確定增益調整時間參數Δt₁；

步驟4、計算主發動機關機后滾動通道增益；

步驟5、飛行控制系統利用求解出的主發動機關機后滾動通道增益，計算得到主發動機關機后效段姿態控制系統的控制指令，對運載火箭進行姿態控制；

步驟2中，t₁＝t_{g_end}-t_{g_b}；

t_{g_end}為發動機的推力下降到額定推力的70％時對應時刻；

步驟3中，Δt₁滿足限制條件：

步驟4中，主發動機關機后滾動通道增益包括：關機后效段滾動通道靜態增益、關機后效段滾動通道動態增益；

關機后效段滾動通道靜態增益的增益系數a_g0(t)如下：

其中：a_g0表示主發動機關機時刻滾動通道靜態增益系數，t表示時間；

關機后效段滾動通道動態增益的增益系數a_g1(t)如下：

其中，a_g1表示主發動機關機時刻滾動通道動態增益系數。

2.一種運載火箭大推力直接入軌高精度姿態控制系統，其特征在于，包括：第一模塊、第二模塊、飛行控制系統；

第一模塊，用于在火箭主發動機關機時刻，通過制導系統發出的關機時間確定滾動通道增益系數動態調整起始時間t_{g_b}；確定非線性調節時間t₁和增益調整時間參數Δt₁；

第二模塊，用于計算主發動機關機后滾動通道增益；

飛行控制系統，利用求解出的主發動機關機后滾動通道增益，計算得到主發動機關機后效段姿態控制系統的控制指令，對運載火箭進行姿態控制；

第一模塊中，t₁＝t_{g_end}-t_{g_b}；

其中，t_{g_end}為發動機的推力下降到額定推力的70％時對應時刻；

第一模塊中，Δt₁滿足限制條件：

第二模塊中，主發動機關機后滾動通道增益包括：關機后效段滾動通道靜態增益，關機后效段滾動通道動態增益；具體如下：

/

其中：a_g0(t)為關機后效段滾動通道靜態增益系數；a_g0表示主發動機關機時刻滾動通道靜態增益系數，t表示時間；a_g1(t)為關機后效段滾動通道動態增益系數；a_g1表示主發動機關機時刻滾動通道動態增益系數。