CN112284186B - 一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法 - Google Patents

一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112284186B
CN112284186B CN202011017210.3A CN202011017210A CN112284186B CN 112284186 B CN112284186 B CN 112284186B CN 202011017210 A CN202011017210 A CN 202011017210A CN 112284186 B CN112284186 B CN 112284186B
Authority
CN
China
Prior art keywords
rocket
rolling
takeoff
angle
deviation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202011017210.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112284186A (zh
Inventor
黄聪
张宇
施国兴
李学锋
王辉
尚腾
邹莹
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Aerospace Automatic Control Research Institute
Original Assignee
Beijing Aerospace Automatic Control Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Aerospace Automatic Control Research Institute filed Critical Beijing Aerospace Automatic Control Research Institute
Priority to CN202011017210.3A priority Critical patent/CN112284186B/zh
Publication of CN112284186A publication Critical patent/CN112284186A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112284186B publication Critical patent/CN112284186B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
    • F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，包括步骤如下：步骤1、确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf；步骤2、确定起飞滚转起始时间t1；步骤3、计算火箭起飞后滚动程序角；步骤4、实时计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差；步骤5、在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照步骤3中计算获得的滚动程序角γcx(t)控制火箭飞行。本发明主要改进减小运载火箭起飞滚转角偏差，以确保运载火箭的安全起飞。

Description

一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法
技术领域
本发明涉及一种确保起飞安全的方法。
背景技术
为了保证火箭安全离开发射塔架，实现安全起飞出塔，要求火箭起飞漂移量控制在安全范围内。起飞漂移量的大小与火箭出塔前滚动姿态角偏差密切相关，滚动姿态角偏差越大则火箭起飞漂移量越大。
传统运载火箭点火起飞后对滚动通道无特殊处理，起飞时刻滚动通道姿态角与滚动通道程序角存在偏差，起飞过程中火箭发动机推力不一致、火箭发动机机架变形等干扰影响下，导致火箭飞出塔架期间滚动通道姿态角偏差较大，给火箭安全起飞带来较大的安全隐患。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，主要改进减小运载火箭起飞滚转角偏差，以确保运载火箭的安全起飞。
本发明所采用的技术方案是：一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，包括步骤如下：
步骤1、确定起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf：
按照公式γGZ_qf＝A射向-A瞄准进行计算，其中，A射向为运载火箭发射射向，根据任务特点确定；A瞄准为运载火箭主惯组瞄准方向与正北向夹角，根据瞄准间方位确定；
步骤2、确定起飞滚转起始时间t1：
起飞滚转起始时间t1在火箭完全出发射塔架之后，在火箭开始程序转弯之前；
步骤3、计算火箭起飞后滚动程序角：
在运载火箭点火起飞后，至运载火箭起飞滚转之前，令起飞后滚动程序角γcx(t)等于起飞时刻滚动惯性系姿态角γGZ_qf，按照公式
γcx(t)＝γGZ_qf 0≤t≤t1；
其中，t为时间；
步骤4、计算火箭起飞后滚动姿态角偏差：
按照公式ΔγGZ(t)＝γGZ(t)-γcx(t)进行实时计算，其中γGZ(t)为火箭起飞后滚动通道惯性系姿态角，由火箭的飞行控制系统在每个控制周期内实时更新；ΔγGZ(t)为起飞后滚动通道惯性系姿态角偏差，在火箭起飞t＝0s时刻满足ΔγGZ(0s)＝0°。
步骤5、在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照步骤3中计算获得的滚动程序角γcx(t)控制火箭飞行。
基于上述方法建立的确保起飞安全的系统，包括：
第一模块、用于确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf，确定起飞滚转起始时间t1；
第二模块、用于计算火箭起飞后滚动程序角γcx(t)，并实时计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差；
第三模块、用于在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照计算获得的滚动程序角γcx(t)控制火箭飞行；t为时间。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明的方法在火箭点火起飞后、起飞滚转开始之前，采用滚动程序角等于飞行软件计算的制导初始滚动姿态角方式，使得初始滚动姿态角偏差为零，通过该处理方式有效保证了滚动姿态角偏差在合理范围内，从而减小了运载火箭的起飞漂移量，保证了运载火箭的起飞安全。
(2)本发明的方法克服了传统运载火箭起飞时刻滚动姿态角偏差较大的缺点，在火箭点火起飞后到安全出塔架前这段时间，令滚动程序角等于制导计算的初始滚动姿态角，可以有效减小滚动角偏差，进而减小起飞偏移量，确保运载火箭的安全起飞。
附图说明
图1为运载火箭起飞滚转前滚动通道程序角变化过程图；
图2为运载火箭起飞滚转前滚动通道惯性系姿态角偏差曲线图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
实施例1
在运载火箭点火起飞后，经过t1秒的时间飞离发射塔架，在火箭点火起飞后到安全出塔架前这段时间，令滚动通道程序角等于制导系统解算出的初始滚动姿态角，确保点火起飞时滚动通道姿态角偏差为零，有效保证了滚动姿态角偏差在合理范围内，可以减小运载火箭的起飞漂移量，实现安全起飞的目的。
一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，包括步骤如下：
步骤1、确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf，按照公式γGZ_qf＝A射向-A瞄准进行计算，其中A射向为运载火箭发射射向，根据任务特点确定，A瞄准为运载火箭主惯组瞄准方向与正北向夹角，根据瞄准间方位确定。
步骤2、确定起飞滚转起始时间t1，按照火箭滚转控制能力与飞行任务要求确定，起飞滚转起始时间一般在火箭完全出发射塔架之后，在火箭开始程序转弯之前。
步骤3、计算火箭起飞后滚动程序角：
在运载火箭点火起飞后，至运载火箭起飞滚转之前，令滚动程序角γcx(t)等于起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf，按照公式
γcx(t)＝γGZ_qf 0≤t≤t1；
其中：γcx为起飞后滚动程序角；
步骤4、计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差ΔγGZ(t)；
按照公式ΔγGZ(t)＝γGZ(t)-γcx(t)进行实时计算，其中γGZ(t)为惯性系下火箭起飞后滚动姿态角，由火箭的飞行控制系统在每个控制周期内实时更新；ΔγGZ(t)在火箭起飞t＝0s时刻满足ΔγGZ(0s)＝0°。
步骤5、在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照步骤3中计算获得的滚动程序角γcx(t)控制火箭飞行。
基于上述方法建立的确保起飞安全的系统，包括：
第一模块、用于确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf，确定起飞滚转起始时间t1；
第二模块、用于计算火箭起飞后滚动程序角γcx(t)，并实时计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差；
第三模块、用于在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照计算获得的滚动程序角γcx(t)控制火箭飞行；t为时间。
图1说明了在运载火箭点火起飞后、起飞滚转前滚动通道程序角变化过程，图2说明了当火箭起飞后采用滚动程序角等于制导计算的滚动初始姿态角时，滚动姿态角偏差能保持在1°范围内，满足运载火箭安全起飞对滚动通道姿态角偏差的要求。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (8)

1.一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，其特征在于，包括步骤如下：
步骤1、确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf；
步骤2、确定起飞滚转起始时间t1；
步骤3、计算火箭起飞后滚动程序角；
火箭起飞后滚动程序角γcx(t)＝γGZ_qf；
其中，0≤t≤t1；
步骤4、实时计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差；
步骤5、在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照步骤3中计算获得的滚动程序角γcx(t)控制火箭飞行；t为时间。
2.根据权利要求1所述的一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，其特征在于，步骤1中，γGZ_qf＝A射向-A瞄准，
其中，A射向为运载火箭发射射向；A瞄准为运载火箭主惯组瞄准方向与正北向夹角，根据瞄准间方位确定。
3.根据权利要求1或2所述的一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，其特征在于，起飞滚转起始时间t1在火箭完全出发射塔架之后、火箭开始程序转弯之前的时间段内选取。
4.根据权利要求3所述的一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法，其特征在于，步骤4中，惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差ΔγGZ(t)按照如下公式进行实时计算：
ΔγGZ(t)＝γGZ(t)-γcx(t)，
其中，γGZ(t)为惯性系下火箭起飞后滚动姿态角，由火箭的飞行控制系统在每个控制周期内实时更新；ΔγGZ(t)在火箭起飞t＝0s时刻满足ΔγGZ(0s)＝0。
5.一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的系统，其特征在于，包括：
第一模块、用于确定惯性系下的起飞时刻滚动姿态角γGZ_qf，确定起飞滚转起始时间t1；
第二模块、用于计算火箭起飞后滚动程序角γcx(t)，并实时计算惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差；
火箭起飞后滚动程序角γcx(t)＝γGZ_qf；
其中，0≤t≤t1；
第三模块、用于在运载火箭点火起飞后至运载火箭起飞滚转之前，飞行控制系统按照计算获得的滚动程序角γcx(t)控制火箭飞行；t为时间。
6.根据权利要求5所述的一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的系统，其特征在于，第一模块中，γGZ_qf＝A射向-A瞄准，
其中，A射向为运载火箭发射射向；A瞄准为运载火箭主惯组瞄准方向与正北向夹角，根据瞄准间方位确定。
7.根据权利要求5或6所述的一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的系统，其特征在于，起飞滚转起始时间t1在火箭完全出发射塔架之后、火箭开始程序转弯之前的时间段内选取。
8.根据权利要求7所述的一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的系统，其特征在于，惯性系下火箭起飞后滚动姿态角偏差ΔγGZ(t)按照如下公式进行实时计算：
ΔγGZ(t)＝γGZ(t)-γcx(t)，
其中，γGZ(t)为惯性系下火箭起飞后滚动姿态角，由火箭的飞行控制系统在每个控制周期内实时更新；ΔγGZ(t)在火箭起飞t＝0s时刻满足ΔγGZ(0s)＝0。
CN202011017210.3A 2020-09-24 2020-09-24 一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法 Active CN112284186B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011017210.3A CN112284186B (zh) 2020-09-24 2020-09-24 一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011017210.3A CN112284186B (zh) 2020-09-24 2020-09-24 一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112284186A CN112284186A (zh) 2021-01-29
CN112284186B true CN112284186B (zh) 2022-08-12

Family

ID=74421277

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011017210.3A Active CN112284186B (zh) 2020-09-24 2020-09-24 一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112284186B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112902768B (zh) * 2021-03-18 2022-09-09 星河动力(北京)空间科技有限公司 运载火箭滚转的控制方法、装置、运载火箭及存储介质

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2671310B2 (ja) * 1987-08-13 1997-10-29 日産自動車株式会社 誘導飛翔体のロール姿勢角検知方法
JP6432903B2 (ja) * 2014-09-26 2018-12-05 三菱重工業株式会社 垂直離着陸機、及び垂直離着陸機の制御方法
CN106895855B (zh) * 2017-04-13 2019-05-28 北京航天自动控制研究所 一种惯性导航初始基准的估计与补偿方法
CN109857140A (zh) * 2019-01-30 2019-06-07 北京星际荣耀空间科技有限公司 运载火箭俯仰程序角计算方法、系统、设备及存储介质
CN110304270B (zh) * 2019-06-03 2021-01-05 宁波天擎航天科技有限公司 用于运载火箭的全方位发射控制方法、装置、计算机设备

Also Published As

Publication number Publication date
CN112284186A (zh) 2021-01-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112461060B (zh) 一种火箭末级离轨控制方法和装置
Lu et al. Highly constrained optimal launch ascent guidance
CN113602532B (zh) 一种固体运载火箭入轨修正方法
CN112284186B (zh) 一种通过减小运载火箭滚动角偏差确保起飞安全的方法
CN110456810B (zh) 高超声速飞行器头体分离系统及其设计方法、控制方法
CN109269504B (zh) 一种具有末端约束的姿态机动路径规划方法
CN104567545B (zh) Rlv大气层内主动段的制导方法
CN114200827B (zh) 一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法
CN112179217B (zh) 固体运载火箭的制导方法以及装置、存储介质、电子装置
CN109407688B (zh) 一种垂直起降火箭在线轨迹规划的质心运动解耦方法
RU2493059C1 (ru) Способ управления спуском космического аппарата в атмосфере планет
CN112304169A (zh) 一种基于推力调节的运载火箭制导方法及系统
JP5822675B2 (ja) 多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システム
CN116045744A (zh) 一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置
CN112429265A (zh) 一种炮射无人机炮射起飞控制方法
CN110562500B (zh) 非合作目标三维翻滚运动起旋模拟喷气控制方法及系统
CN113835438B (zh) 一种无人机弹射起飞的控制方法
CN113120250B (zh) 一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法
CN112507461B (zh) 一种运载火箭动力软着陆段发动机开机方法
CN111008488B (zh) 一种螺旋桨无人机发射过程反扭矩建模方法
CN112325710A (zh) 一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法和系统
CN110032199B (zh) 火箭发动机机架变形角的预偏角线性补偿方法和装置
CN109080855B (zh) 一种大角度姿态机动相平面控制方法及系统
CN116086253A (zh) 一种多星防碰撞分离方法
CN116215884A (zh) 一种多轨道卫星部署空间转移飞行器在线轨迹规划方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant