[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

本發明涉及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，方法包括步驟如下：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，實現大推力直接入軌高精度姿態控制。本發明的方法改進主發動機關機后姿控系統滾動通道增益系數調整方式，以提高載荷入軌分離時刻姿態精度。

技術領域

本發明涉及一種運載火箭大推力直接入軌姿態控制方法和系統。

背景技術

運載火箭主發動機關機后由于機架變形角干擾、渦輪泵停轉干擾等影響，在箭體滾動通道會產生較大干擾力矩，由于關機后發動機后效推力急速下降，姿控系統控制能力相比關機前急劇減弱，極大增加了運載火箭大推力直接入軌高精度姿態控制難度，在大推力直接入軌時如果采用傳統姿態控制方式，載荷分離時刻精度難以滿足指標要求。

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，提出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，改進主發動機關機后姿控系統滾動通道增益系數調整方式，以提高載荷入軌分離時刻姿態精度。

本發明所采用的技術方案是：一種運載火箭大推力直接入軌高精度姿態控制方法，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；

其中，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、確定增益調整時間參數Δt₁；Δt₁滿足限制條件：

步驟4、計算主發動機關機后滾動通道增益；

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：

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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。

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。

基于上述控制方法的一種運載火箭大推力直接入軌高精度姿態控制系統，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；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；

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。