CN111516909B - 一种火箭姿态控制系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种火箭姿态控制系统，包括：栅格舵，分布在箭体一级尾段外壁上；第一推力姿控喷管，分布在垂直于箭体纵轴的第一安装面内，第一安装面靠近火箭子级的头部；第二推力姿控喷管，分布在垂直于箭体纵轴的第二安装面内，第二安装面靠近火箭子级的尾部；其中，第一推力姿控喷管的推力大于第二推力姿控喷管的推力。本发明通过在箭体一级尾段外壁配置栅格舵，在箭体最上面一级配置两种不同推力的姿控喷管，可以满足火箭在不同飞行阶段的控制力矩需求，实现火箭全程飞行的稳定控制，使得各级可以使用固定发动机，取消摆动喷管及其伺服机构，简化控制系统，降低运载火箭成本。

Description

一种火箭姿态控制系统
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种火箭姿态控制系统。
背景技术
对于传统运载火箭，通常在各级配置摇摆发动机作为主要执行机构，并在末级配置喷管作为辅助执行机构，以实现火箭全程飞行的稳定控制。以四级火箭为例，控制方案中需使用多套摇摆发动机(及与其配套的伺服机构)和末级喷管。
近年来，随着商业航天领域的快速发展，成本与经济效益在运载火箭研制与生产决策中的重要性迅速增加。此时，如果继续使用传统控制方案，摇摆发动机及其配套伺服机构需求数量多，采购或自研费用高，控制系统复杂，制约了运载火箭的商业竞争力。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种火箭姿态控制系统，以解决目前的火箭控制系统成本较高的问题。
根据第一方面，本发明实施例提供了一种火箭姿态控制系统，包括：
栅格舵，分布在箭体一级尾段外壁上；
第一推力姿控喷管，分布在垂直于箭体纵轴的第一安装面内，所述第一安装面靠近火箭子级的头部；
第二推力姿控喷管，分布在垂直于箭体纵轴的第二安装面内，所述第二安装面靠近火箭子级的尾部；
其中，所述第一推力姿控喷管的推力大于所述第二推力姿控喷管的推力。
本发明实施例提供的火箭姿态控制系统，通过在箭体一级尾段外壁配置栅格舵，在箭体最上面一级配置两种不同推力的姿控喷管，可以满足火箭在不同飞行阶段的控制力矩需求，实现火箭全程飞行的稳定控制，使得各级可以使用固定发动机，取消摆动喷管及其伺服机构，简化控制系统，降低运载火箭成本。
结合第一方面，在第一方面第一实施方式中，所述栅格舵的旋转轴与所述箭体对应的象限线重合。
结合第一方面或第一方面第一实施方式，在第一方面第二实施方式中，所述第一推力姿控喷管的推力线与所述箭体对应的象限线重合。
结合第一方面第二实施方式，在第一方面第三实施方式中，所述第二推力姿控喷管包括第一位置姿控喷管和第二位置姿控喷管，其中所述第一位置姿控喷管和所述第二位置姿控喷管的推力线均平行于所述箭体对应的象限线，且所述第一位置姿控喷管的推力线与所述第二位置姿控喷管的推力线成预设角度。
结合第一方面第三实施方式，在第一方面第四实施方式中，所述第二推力姿控喷管的数量为所述第一推力姿控喷管数量的两倍。
结合第一方面第四实施方式，在第一方面第五实施方式中，所述预设角度为90°。
结合第一方面第三实施方式，在第一方面第六实施方式中，多个所述栅格舵在所述箭体一级尾段外壁上均匀分布；或/和，多个所述第一推力姿控喷管在所述第一安装面内均匀分布；或/和，多个所述第二推力姿控喷管在所述第二安装面内均匀分布。
结合第一方面，在第一方面第七实施方式中，所述子级为所述火箭的最上面一级。
结合第一方面第七实施方式，在第一方面第八实施方式中，所述火箭的最上面一级为所述火箭的四子级。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为火箭姿态控制系统一具体实施方式的示意图；
图2为栅格舵在箭体一级尾段外壁的分布示意图；
图3为第一推力姿控喷管在第一安装面的分布示意图；
图4为第二推力姿控喷管在第二安装面的分布示意图；
其中：
1、第一安装面；2、第二安装面；3、最上面一级；4、一级尾段；5、质心；6、箭体外壁；11、1号栅格舵；12、2号栅格舵；13、3号栅格舵； 14、4号栅格舵；21、1号姿控喷管；22、2号姿控喷管；23、3号姿控喷管；24、4号姿控喷管；25、5号姿控喷管；26、6号姿控喷管；27、7号姿控喷管；28、8号姿控喷管；29、9号姿控喷管；30、10号姿控喷管；31、 11号姿控喷管；32、12号姿控喷管。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
如图1所示，本发明实施例提供了一种火箭姿态控制系统。该姿态控制系统包括：栅格舵，分布在箭体一级尾段外壁上；第一推力姿控喷管(也可称为大推力姿控喷管)，分布在垂直于箭体纵轴的第一安装面1内，所述第一安装面1靠近火箭子级的头部；第二推力姿控喷管(也可称为小推力姿控喷管)，分布在垂直于箭体纵轴的第二安装面2内，所述第二安装面2 靠近火箭子级的尾部；其中，所述第一推力姿控喷管的推力大于所述第二推力姿控喷管的推力。在图1中，所述子级为所述火箭的最上面一级3。作为具体的实施方式，所述火箭的最上面一级3为所述火箭的四子级。
如图1所示，大推力姿控喷管的推力是F1，第一安装面到箭体质心5 的距离是L1；小推力姿控喷管的推力是F2，第二安装面到箭体质心5的距离是L2。
作为具体的实施方式，所述栅格舵的旋转轴与所述箭体对应的象限线重合。
更加具体的，如图2所示，栅格舵共有四片，分别是1号栅格舵11、2 号栅格舵12、3号栅格舵13与4号栅格舵14，四片栅格舵在箭体一级尾段外壁上均匀分布，每片栅格舵的旋转轴均与箭体对应的象限线重合。
在火箭的一级飞行段内，1号栅格舵11到4号栅格舵14的偏转角度分别是δ1、δ2、δ3、和δ4，通过公式(1)组合成俯仰舵偏角
Figure BDA0002476622640000051
偏航舵偏角δψ以及滚转舵偏角δγ；其中，俯仰舵偏角
Figure BDA0002476622640000052
产生俯仰通道气动控制力矩；偏航舵偏角δψ产生偏航通道气动控制力矩；滚转舵偏角δγ产生滚转通道气动控制力矩。
Figure BDA0002476622640000061
Figure BDA0002476622640000062
Figure BDA0002476622640000063
作为具体的实施方式，所述第一推力姿控喷管的推力线与所述箭体对应的象限线重合。
更加具体的，如图3所示，大推力姿控喷管共有四台，分别是1号姿控喷管21、2号姿控喷管22、3号姿控喷管23与4号姿控喷管24，在第一安装面内均匀分布，每台喷管推力线均与箭体对应的象限线重合，喷管出口面与箭体外壁相切。
在火箭的二级到最上面一级飞行段内，大推力姿控喷管开机产生的力矩大小是M1＝F1*L1；1号姿控喷管21开机产生正向俯仰力矩，使箭体俯仰角增大；3号姿控喷管23开机产生负向俯仰力矩，使箭体俯仰角减小；4 号姿控喷管24开机产生正向偏航力矩，使箭体偏航角增大；2号姿控喷管 22开机产生负向偏航力矩，使箭体偏航角减小。
作为具体的实施方式，所述第二推力姿控喷管包括第一位置姿控喷管和第二位置姿控喷管，其中所述第一位置姿控喷管和所述第二位置姿控喷管的推力线均平行于所述箭体对应的象限线，且所述第一位置姿控喷管的推力线与所述第二位置姿控喷管的推力线成预设角度。进一步的，所述第二推力姿控喷管的数量为所述第一推力姿控喷管数量的两倍。
更加具体的，如图4所示，第一位置姿控喷管包括5号姿控喷管25、8 号姿控喷管28、9号姿控喷管29和12号姿控喷管32；第二位置姿控喷管包括6号姿控喷管26、7号姿控喷管27、10号姿控喷管30与11号姿控喷管31。其中，第一位置姿控喷管的推力线均与箭体Ⅱ、Ⅳ象限线平行，且推力线到箭体Ⅱ、Ⅳ象限线距离是L4；第二位置姿控喷管的推力线均与箭体Ⅰ、Ⅲ象限线平行，且推力线到箭体Ⅰ、Ⅲ象限线距离是L3。
在火箭的最上面一级飞行段内，小推力姿控喷管组合开机，产生三通道控制力矩；10号姿控喷管30与11号姿控喷管31同时开机，产生正向俯仰力矩；6号姿控喷管26与7号姿控喷管27同时开机，产生负向俯仰力矩； 8号姿控喷管28与9号姿控喷管29同时开机，产生正向偏航力矩；5号姿控喷管25与12号姿控喷管32同时开机，产生负向偏航力矩；正负向的俯仰与偏航力矩大小均是
Figure BDA0002476622640000071
5号姿控喷管25与9号姿控喷管29 同时开机，产生第一档正向滚转力矩；8号姿控喷管28与12号姿控喷管 32同时开机，产生第一档负向滚转力矩；第一档正负向的滚转力矩大小是
Figure BDA0002476622640000072
7号姿控喷管27与11号姿控喷管31同时开机，产生第二档正向滚转力矩；6号姿控喷管26与10号姿控喷管30同时开机，产生第二档负向滚转力矩；第二档正负向的滚转力矩大小是
Figure BDA0002476622640000073
本发明实施例提供的火箭姿态控制系统，通过在箭体一级尾段外壁配置栅格舵，在箭体最上面一级配置两种不同推力的姿控喷管，可以满足火箭在不同飞行阶段的控制力矩需求，实现火箭全程飞行的稳定控制，使得各级可以使用固定发动机，取消摆动喷管及其伺服机构，简化控制系统，降低运载火箭成本。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (4)

1.一种火箭姿态控制系统，其特征在于，包括：
栅格舵，分布在箭体一级尾段外壁上；
第一推力姿控喷管，分布在垂直于箭体纵轴的第一安装面内，所述第一安装面靠近火箭子级的头部；
第二推力姿控喷管，分布在垂直于箭体纵轴的第二安装面内，所述第二安装面靠近火箭子级的尾部；
其中，所述第一推力姿控喷管的推力大于所述第二推力姿控喷管的推力；
所述子级为所述火箭的最上面一级；
所述栅格舵的旋转轴与所述箭体对应的象限线重合；
所述第一推力姿控喷管的推力线与所述箭体对应的象限线重合；
所述第二推力姿控喷管包括第一位置姿控喷管和第二位置姿控喷管，其中所述第一位置姿控喷管和所述第二位置姿控喷管的推力线均平行于所述箭体对应的象限线，且所述第一位置姿控喷管的推力线与所述第二位置姿控喷管的推力线成90°；
所述栅格舵共有四片，分别是1号栅格舵(11)、2号栅格舵(12)、3号栅格舵(13)与4号栅格舵(14)；在火箭的一级飞行段内，所述1号栅格舵(11)到所述4号栅格舵(14)的偏转角度分别是δ1、δ2、δ3、和δ4，通过公式(1)组合成俯仰舵偏角
Figure FDA0003435895280000011
偏航舵偏角δψ以及滚转舵偏角δγ；其中，俯仰舵偏角
Figure FDA0003435895280000012
产生俯仰通道气动控制力矩；偏航舵偏角δψ产生偏航通道气动控制力矩；滚转舵偏角δγ产生滚转通道气动控制力矩；
Figure FDA0003435895280000021
Figure FDA0003435895280000022
Figure FDA0003435895280000023
所述第一推力姿控喷管共有四台，分别是1号姿控喷管(21)、2号姿控喷管(22)、3号姿控喷管(23)与4号姿控喷管(24)；
在火箭的二级到最上面一级飞行段内，所述第一推力姿控喷管开机产生的力矩大小是M1＝F1*L1；所述1号姿控喷管(21)开机产生正向俯仰力矩，使箭体俯仰角增大；所述3号姿控喷管(23)开机产生负向俯仰力矩，使箭体俯仰角减小；所述4号姿控喷管(24)开机产生正向偏航力矩，使箭体偏航角增大；所述2号姿控喷管(22)开机产生负向偏航力矩，使箭体偏航角减小；
所述第一位置姿控喷管包括5号姿控喷管(25)、8号姿控喷管(28)、9号姿控喷管(29)和12号姿控喷管(32)；所述第二位置姿控喷管包括6号姿控喷管(26)、7号姿控喷管(27)、10号姿控喷管(30)与11号姿控喷管(31)；
在火箭的最上面一级飞行段内，所述第二推力姿控喷管组合开机，产生三通道控制力矩；所述10号姿控喷管(30)与所述11号姿控喷管(31)同时开机，产生正向俯仰力矩；所述6号姿控喷管(26)与所述7号姿控喷管(27)同时开机，产生负向俯仰力矩；所述8号姿控喷管(28)与所述9号姿控喷管(29)同时开机，产生正向偏航力矩；所述5号姿控喷管(25)与所述12号姿控喷管(32)同时开机，产生负向偏航力矩；正负向的俯仰与偏航力矩大小均是
Figure FDA0003435895280000024
所述5号姿控喷管(25)与所述9号姿控喷管(29)同时开机，产生第一档正向滚转力矩；所述8号姿控喷管(28)与所述12号姿控喷管(32)同时开机，产生第一档负向滚转力矩；第一档正负向的滚转力矩大小是
Figure FDA0003435895280000031
所述7号姿控喷管(27)与所述11号姿控喷管(31)同时开机，产生第二档正向滚转力矩；所述6号姿控喷管(26)与所述10号姿控喷管(30)同时开机，产生第二档负向滚转力矩；第二档正负向的滚转力矩大小是
Figure FDA0003435895280000032
2.根据权利要求1所述的火箭姿态控制系统，其特征在于，所述第二推力姿控喷管的数量为所述第一推力姿控喷管数量的两倍。
3.根据权利要求1所述的火箭姿态控制系统，其特征在于，多个所述栅格舵在所述箭体一级尾段外壁上均匀分布；或/和，多个所述第一推力姿控喷管在所述第一安装面内均匀分布；或/和，多个所述第二推力姿控喷管在所述第二安装面内均匀分布。
4.根据权利要求1所述的火箭姿态控制系统，其特征在于，所述火箭的最上面一级为所述火箭的四子级。
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