[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

本發明公開一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法。所述方法包括：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和伺服機構分配矩陣，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，設置控制策略；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。采用本發明技術方案，大幅提升運載效率，綜合性能優越，實現對3固體助推+1固體芯級不對稱布局的聯合推力矢量控制。

技術領域

本發明涉及火箭推力控制領域，尤其涉及一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法。

背景技術

重型運載火箭是未來載人登月、探索火星等空間科學和應用的基礎。隨著航天活動規模不斷增大，對進入空間能力的需求日益提高。因火箭串聯級數的增多將帶來不可實現的工程風險，大型火箭多選擇并聯構型；芯級+多個助推器的重型捆綁火箭代表著目前一次性運載火箭技術的最高水平，世界各國均將其研制作為重點方向。

并聯構型運載火箭在提升運載能力的同時，其干擾力矩也隨之增大，傳統僅芯級發動機擺動進行控制的方案難以滿足穩定控制的要求。國際上先進的大型運載火箭都采用了聯合搖擺控制，即助推發動機和芯級發動機聯合控制策略。

助推發動機和芯級發動機聯合控制的動作協調，參數選擇合理，能夠平穩聯動，實現穩定飛行。該技術使運載火箭從單變量控制轉變為多變量控制，從芯級單獨控制轉變為助推和芯級兩類發動機聯合控制，具有較強的通用性，對于助推發動機擺動參與控制的所有運載火箭普遍適用，為新一代航天運輸系統和重型運載火箭研制提供了有益參考。

然而，多發動機、多伺服聯合的搖擺布局方案，助推發動機擺動參與姿態控制，全箭氣動及彈性特性復雜，彈性模態呈現空間分布的特點；存在助推發動機質量偏心問題，以及各臺助推發動機開關機不同步問題，從而引入較大的結構干擾和控制干擾。因此，多發動機、多伺服聯合的搖擺控制方案，在提高控制能力的同時，對火箭姿態控制提出了較大挑戰。

雖然現有的液體捆綁運載火箭(液體芯級+液體助推或液體芯級+固體助推)的聯合控制技術已經突破并得到應用驗證，但對于全固體捆綁運載火箭(固體芯級+固體助推)仍存在尚未解決的控制分配問題，主要原因為固體火箭發動機的推力無法主動控制，固體裝藥設計與工藝實現難以保證多臺發動機工作時的推力保持均勻、一致，且其工作推力大小與工作時長隨儲存環境溫度而顯著變化，使得固體捆綁方案存在干擾力矩、控制力矩量級和時段上的不確定性，需要提高控制分配方案的魯棒性，并根據飛行狀態適當進行動態分配。

發明內容

本發明提供了一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法，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。

如上所述的一種助推與芯級發動機聯合推力矢量控制方法，其中，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。