[發明專利]一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法

在審

• 申請號: 202210044183.1
• 申請日: 2022-01-14
• 公開（公告）號: CN114384799A
• 公開（公告）日: 2022-04-22
• 發明（設計）人: 韓冠超;馬玉海;劉凱;滕瑤;鞏慶濤
• 申請（專利權）人: 北京中科宇航技術有限公司;魯東大學
• 主分類號: G05B13/02
• 分類號: G05B13/02
• 代理公司: 北京卓特專利代理事務所(普通合伙) 11572
• 代理人: 段旺

1.一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法，其特征在于，包括：

為火箭構型中三個助推發動機和一個芯級發動機均配置兩個伺服作動器雙向擺動，提供俯仰、偏航和滾動通道控制力矩；

基于姿態角偏差信號計算單個伺服作動器對俯仰、偏航或滾動通道的控制力矩貢獻，構建伺服機構安裝矩陣，根據伺服機構安裝矩陣確定伺服機構分配矩陣，基于伺服機構分配矩陣進行擺角指令分配，實現三通道的執行分配解耦；

當某一個或兩個助推發動機到達推力下降段時，設置如下控制策略：對于尚未到達推力下降段助推，認為其控制力可操縱，使用尚未到達推力下降段的助推的推力矢量參與干擾力矩的配平；當助推即將進入后效段，認為其推力為不可用控制力，作為干擾力進行分析；

基于設置的控制策略，考慮系統結構干擾、氣動干擾及三助推關機不同步干擾，進行控制能力分析。

2.如權利要求1所述的一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法，其特征在于，在火箭構型中三個助推發動機和一個芯級發動機的每個發動機柔性噴管各配置A、B兩個伺服作動器雙向擺動，提供俯仰、偏航和滾動通道控制力矩。

3.如權利要求2所述的一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法，其特征在于，設δ_ψ、δ_γ為基于姿態角偏差信號計算得到的俯仰、偏航、滾動三通道需求擺角，單個伺服作動器對俯仰、偏航或滾動通道的控制力矩貢獻為：

其中，與分別為發動機B₀作動器A、B對應擺角，與分別為發動機B₁作動器A、B對應擺角，與分別為發動機B₂作動器A、B對應擺角，與分別為發動機B₃作動器A、B對應擺角。

4.如權利要求3所述的一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法，其特征在于，構建的伺服機構安裝矩陣M為：

構建的伺服機構分配矩陣D為：

其中，M·D＝E₃，E₃為三階單位矩陣。

5.如權利要求1所述的一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法，其特征在于，設延遲關機的助推推力值為末秒推力為P_disturb，助推發動機噴管擺心至中軸線距離L_B；1個或2個助推延遲關機且推力線與X₁軸平行時干擾最大，由關機不同步引起的合成干擾力矩的模相等，均為

6.如權利要求5所述的一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法，其特征在于，關機不同步干擾狀態設置如下：①干擾起始時刻：相應彈道助推關機時間；②干擾結束時刻：相應彈道芯級發動機關機時間。

7.如權利要求1所述的一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法，其特征在于，靜態配平擺角最大值分別為標稱彈道δ_n,0、上偏彈道δ_μ,0，下偏彈道δ_d,0；在助推耗盡關機時刻附近，箭體質心遷移，如果基本完全抵消助推關機不同步干擾力矩，則所需助推推力線與箭體縱軸夾角約為β_CG；綜合考慮控制能力提高程度與方案可實現性，將助推安裝角+耗盡后預置擺角設定為β₀，β₀＜β_CG，盡量減小干擾力臂。

8.如權利要求7所述的一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法，其特征在于，助推安裝角+耗盡后預置擺角設定為β₀條件下，同等干擾，靜態配平擺角最大值分別為標稱彈道δ_n,1、上偏彈道δ_μ,1、下偏彈道δ_d,1，均相應原始彈道配平擺角的1/3。

9.一種火箭構型，其特征在于，包括三個助推和一個芯級發動機，設置所述三個助推和一個芯級發動機執行如權利要求1-8任一項所述的一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法。