CN113154955B - 一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制系统，包括自旋系统、栅格舵系统和分离体，所述分离体包括分离体头部和分离体本体，所述分离体本体靠近所述分离体头部的一端设置有自旋发动机系统，另一端尾部设置有栅格舵系统，所述自旋发动机系统包括两个自旋发动机，所述两个自旋发动机的喷管沿所述分离体的轴呈轴对称分布。本发明采用两个对称发动机使火箭自旋，能获得较大的自旋转速，可以有效降低气动不对称及工艺误差等干扰因素的影响，保持物体的飞行稳定性；采用自旋稳定加栅格舵的联合控制方式，可以有效降低火箭残骸的落区范围，至100平方公里(10km×10km)左右，可以降低甚至避免因落区问题而对发射任务造成的不利影响。

Description

一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制系统及方法

技术领域

本发明属于总体设计与控制技术领域，具体涉及一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制系统及方法。

背景技术

现代火箭都是采用多级的结构形式，当火箭发射后，在飞行过程中，为了减轻死重，会将燃料耗尽的子级抛掉。被抛掉的部分即分离体没有动力也没有控制系统，只有一个分离后的初速度，在气动力和重力的共同作用下会坠落到地面上，由于风有随机性，所以落区会是一个落点散布的面积较大的一块区域，固体火箭的二、三级分离体和液体火箭的二级分离体的残骸落区一般是在1500平方公里 (30km×50km)左右。在以往的发射任务中，会在发射前通过调整弹道规划一个火箭残骸的落区，通常是将落区规划在无人区，以免造成人员伤亡或财产损失。但是由于社会迅猛发展和人口数量激增，我国目前的内陆发射场周边的火箭残骸落区不再是绝对的无人区，可以规划为火箭落区的面积也在逐渐缩小，无控分离体安全性问题日益突出。为了解决这个问题，现在一般在发射任务之前需要规划好弹道，把残骸落区调整到人烟稀少、无大型建筑设施的地区，并且在发射前，需要对该地区的人员进行疏散，消耗了人力物力资源，增加了时间成本，甚至可能因为无法找到一个合适的落区而取消发射任务。因此迫切需要从技术上解决落区散布范围大小可控且散布范围尽可能小的问题。

自旋稳定是一项成熟的控制技术，是指利用陀螺稳定性原理，让物体在飞行过程中绕体轴旋转，以锥形运动螺旋前进，可以有效降低气动不对称、推力偏心及工艺误差等干扰因素的影响，保持物体的飞行稳定性，这一技术广泛的应用在火箭弹、炮弹、子弹上。但是当物体既饶体轴旋转，又有攻角时，会在背风面形成一个不对称的涡对，从而造成物体两边压力分布不对称，继而产生一个侧向力，这个侧向力被称为马格努斯力，因马格努斯力产生的力矩被称为马格努斯力矩。虽然马格努斯力一般不大，约为法向力的1％～10％，但是马格努斯力矩会影响物体的横向动稳定性，降低物体的命中精度，则需用栅格舵加以控制；栅格舵是由若干块栅格壁镶嵌在边框内形成的一种高效的气动舵面，在控制力臂相同的情况下，能获得比空气舵更大的控制力矩，是一项比较成熟的控制技术，在众多导弹、火箭上都有应用。但在对火箭分离体进行控制的技术中，未见将自旋稳定技术和栅格舵技术两者相结合实现落区散布范围小的报道。

发明内容

针对现有技术的缺陷，本发明提出一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制系统及方法，可以有效减小火箭残骸的落区范围。

为实现上述目的，本发明技术方案如下：

一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制系统，其特征在于包括自旋系统、栅格舵系统和分离体，所述分离体包括分离体头部和分离体本体，

所述分离体本体靠近所述分离体头部的一端设置有自旋发动机系统，另一端(尾部)设置有栅格舵系统，

所述自旋发动机系统包括两个自旋发动机，所述两个自旋发动机的喷管沿所述分离体的轴呈轴对称分布。

进一步地，所述栅格舵系统包括舵机和折叠起来的栅格舵，栅格舵为十字形舵，四片舵间隔90°分布在所述分离体本体周围，舵机安装在分离体尾部内部。四片舵保持整个分离体的对称性，然后有一个冗余备份的功能，如果有一片舵坏了，可以采用另外两片对称的舵进行控制。

更进一步地，所述喷管埋在头部里面以减小飞行时的气动阻力。

进一步地，所述分离体头部加装了部分单机与自旋系统，使分离体质心前移，所述分离体本体另一端尾部加装了栅格舵，使分离体压心后移，从而使分离体质心位于压心之前，呈静稳状态。

本发明还提供一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制方法，其特征在于包括如下步骤：

S1、所述分离体在分离前，栅格舵一直保持折叠状态以减小气动阻力；

S2、到达第一高度后，进行第一次姿态调整，调整到符合分离条件的姿态，调整完毕后在第二高度进行分离；

S3、分离后，分离体存在一个初速度并只受重力的影响，因此在惯性的作用下继续向上滑行，达到最高点后，开始下降，当分离体下降到海拔第三高度时，已在大气层边缘，此时所述栅格舵先展开，进行分离体的第二次姿态调整；

S4、第二次姿态调整完毕后，所述自旋系统开始工作，高速气流从两个喷管中喷出，产生滚转力矩，使分离体开始绕体轴旋转；

S5、随着高度的下降，大气密度逐渐增加，分离体在重力的作用下速度也逐渐增加，气动力也在逐渐增大，在下落过程中，当分离体姿态需要调整时，即通过栅格舵进行控制，调整姿态，使分离体按预定弹道飞行。

进一步地，所述步骤S5中包括无攻角无侧滑角的理想标准工况，此时分离体主要受到重力、气动力、自旋发动机的力，不需要栅格舵进行控制，分离体的姿态保持稳定，按预定弹道向落区下落。

更进一步地，所述步骤S5中还包括当分离体自旋的同时又存在一定的攻角的工况，会产生一个侧向的马格努斯力，对分离体的稳定性有不利的影响，则利用栅格舵进行控制，使分离体的姿态保持稳定，按预定弹道向落区下落。

具体地，所述步骤S5中所述利用栅格舵进行控制的具体控制策略是：

在分离体旋转一周的过程中，栅格舵的极性需要改变两次，即舵偏角的正负需要改变两次；假定控制信号的初始相位滞后φ角，瞬时控制力F_c，那么在初始相位滞后φ角处的点和φ+π处的点的控制信号极性和操纵力方向发生改变，即φ到φ+π为正方波，舵偏角为+ δ，控制力方向为正，栅格舵产生的控制力在YZ面的投影是朝向分离体圆周面；在φ+π到φ+2π为负方波，舵偏角为-δ，控制力方向为负，栅格舵产生的控制力在YZ面的投影是朝向分离体体轴中心；则栅格舵一个周期内平均操纵力Fδ在准弹体系OX、OY轴和OZ轴的投影分别可以表示为：

F_x＝F_c

故F_δ可以表示为：

故一个周期内平均控制力的大小约为瞬时最大控制力的63.7％，方向为90°+φ。

本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：

1、采用两个对称发动机使火箭自旋，能获得较大的自旋转速，可以有效降低气动不对称及工艺误差等干扰因素的影响，保持物体的飞行稳定性；

2、采用自旋稳定加栅格舵的联合控制方式，可以有效降低火箭残骸的落区范围，由原来的1500平方公里(30km×50km)左右降低至100平方公里(10km×10km)左右，可以降低甚至避免因落区问题而对发射任务造成的不利影响，使火箭的弹道方案有更多、更好的选择；

3、区别于一般自旋稳定箭弹采用的两片空气舵控制，采用四片对称栅格舵进行控制，提高了舵的气动效率，进而可以采用较小的栅格舵进行控制，减轻了结构重量；

4、在分离体头部加装了部分单机与自旋系统，使分离体质心前移，在分离体尾部加装了栅格舵，使分离体压心后移，从而使分离体质心位于压心之前，呈静稳状态，有利于分离体的控制；

5、分离体上装有北斗短报文通信模块，可以实现对分离体残骸的快速精确定位，降低残骸搜寻难度，减少搜寻成本。

附图说明

图1为无控制的常见分离体的模型；

图2为加装了自旋系统和栅格舵系统的分离体的右侧视图；

图3为栅格舵展开时分离体的右侧视图；

图4为栅格舵展开时分离体的正视图；

图5a为栅格舵极性变换两次的舵偏和控制力图；

图5b为从分离体头部往尾部看的视图，O为原点Y轴的正负方向上有一对舵片，Z轴的正负方向上有一对舵片；点1处，控制信号的初始相位滞后φ角，即分离体自己已经转动φ角度了，此时Y轴方向的一对栅格舵(随分离体相对于图中的Y轴已顺时针转动φ角度)才开始同时顺时针转动+δ角度；点1处-点2处之间的范围内打舵正偏向+δ角度，控制方向为正，箭头方向为舵产生的力朝向分离体轴外；点2处-点1处之间的范围内打舵负偏向-δ角度，控制方向为负，箭头方向为舵产生的力朝向分离体轴中心；控制信号的初始相位没有滞后的情况下，分离体在图中Y轴的位置处Y轴方向的一对栅格舵就应该同时顺时针转动+δ角度的，实际上我们是需要这个

角的，并且可以通过主动调整这个

角的大小，来调整一个周期内平均控制力的方向，保证它产生的力矩能与干扰力矩平衡；

图6为实现落区精确控制的弹道示意图；

图7为无攻角无侧滑角的理想标准工况；

图8为只存在攻角时的典型工况。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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，均属于本发明保护的范围。

参见图1—图8，图1为无控制的常见分离体的模型。

图2为加装了自旋系统和栅格舵系统的分离体的右侧视图，其中，在图中序号7(分离体头部)内部装上二级电池、北斗短报文通信模块、MEMS惯组、导航计算机板、自旋发动机系统(包括燃料、贮箱、喷管等)，图中序号5和序号6为两个沿体轴呈轴对称的自旋喷管，安装在分离体头部柱段位置，图中序号8为折叠起来的栅格舵，栅格舵为十字形舵，4片舵间隔90°分布在弹体周围，舵机安装在分离体尾部内部。

图3为栅格舵展开时分离体的右侧视图，图中8为展开时的栅格舵。

图4为栅格舵展开时分离体的正视图，图中序号1-4为4片展开时的栅格舵，序号5、序号6为自旋喷管，自旋喷管是埋在头部里面的，以减小飞行时的气动阻力。

图5a所示为栅格舵极性变换两次的舵偏和控制力图。由于分离体高速旋转，其滚转频率远大于弹体的固有频率，因此，对舵面偏转所产生的操纵力具有较强的低通滤波特性，即分离体不能响应每一时刻由舵机产生的控制力矩，只能响应一个周期内由舵机产生的平均控制力矩，因此在每个旋转周期内，舵机系统可以通过控制舵偏角的大小实现控制量大小的控制。这些因素决定了自旋分离体的栅格舵控制方法与常规火箭的栅格舵控制不同，常规火箭“十”字型栅格舵控制方法是存在正攻角时，左右两片舵打正舵偏以控制箭体，整个过程中舵偏角一直为正δ(即图5a中的δ_m)；负攻角时，左右两片舵打负舵偏以控制箭体，整个过程中舵偏角一直为负δ(即图5a中的δ_m)。存在侧滑角时的控制同理。但是自旋分离体的栅格舵控制方法不同，在火箭旋转一周的过程中，栅格舵的极性需要改变两次，即舵偏角的正负需要改变两次。如图8所示，假定控制信号的初始相位滞后φ角，瞬时控制力F_c，那么点1、点2处的控制信号极性和操纵力方向发生改变，即φ到φ+π为正方波，舵偏角为+δ，控制力方向为正；在φ+π到φ+2π为负方波，舵偏角为-δ，控制力方向为负。则栅格舵一个周期内平均操纵力 F_δ在准弹体系OX、OY轴和OZ轴的投影分别可以表示为：

F_x＝F_c

故F_δ可以表示为：

故一个周期内平均控制力的大小约为瞬时最大控制力的63.7％，方向为90°+φ。这里举个例子说明一个周期内平均控制力的大小约为瞬时最大控制力的63.7％的物理含义：如果干扰力1000N，在整个控制过程中，普通的不自旋时栅格舵的控制模式下，栅格舵每个瞬间需要提供1000N的力就可以平衡干扰力，本发明中，在自旋的控制模式下，栅格舵需要在每个瞬间提供1000N/0.63的控制力才行，效果都是平衡掉干扰力。

图6为实现落区精确控制的弹道示意图，在二级分离前，栅格舵一直保持折叠状态以减小气动阻力，第一高度到达100km后，进行第一次姿态调整，调整到符合分离条件的姿态，本实施例中符合分离条件的姿态为俯仰、偏航、滚转角偏差均小于2°且俯仰、偏航、滚转角速率均小于2°/s，调整完毕后在第二高度范围110km至120km 之间进行二级分离，分离后，分离体存在一个初速度并只受重力的影响，因此在惯性的作用下继续向上滑行，达到最高点后，开始下降，当分离体下降到海拔第三高度75km时，已在大气层边缘，此时栅格舵先展开，进行分离体的第二次姿态调整，调整完毕后，自旋系统开始工作，高速气流从两个喷管中喷出，产生滚转力矩，使分离体开始绕体轴旋转。随着高度的下降，大气密度逐渐增加，分离体在重力的作用下速度也逐渐增加，气动力也在逐渐增大。在下落过程中，当分离体姿态需要调整时，就可以通过栅格舵进行控制，调整姿态，使分离体按预定弹道飞行。此外，当分离体自旋的同时又存在一定的攻角时，会产生一个侧向的马格努斯力，对分离体的稳定性有不利的影响，需要利用栅格舵进行控制，使分离体的姿态保持稳定，按预定弹道向落区下落。

常规火箭的分离体因工艺误差和结构、箭上单机的布置不均匀，因此通常其质心会偏离体轴一定的距离，在受到外力(如气动力、重力)时，会因存在一个力矩偏心角，从而产生其他方向的力矩，对分离体的姿态产生不利的影响，若采用自旋的稳定方式，即可消除这种因质量偏心带来的不利影响，使分离体的姿态保持稳定。此外，在分离体头部加装了部分单机与自旋系统，使分离体质心前移，在分离体尾部加装了栅格舵，使分离体压心后移，从而使分离体质心位于压心之前，呈静稳状态，有利于分离体的控制。

图7为无攻角无侧滑角的理想标准工况，该坐标系为准弹体系，此时分离体的合速度为v，沿x轴正向，攻角和侧滑角均为0°，此时分离体主要受到重力、气动力、自旋发动机的力。重力g如图所示，气动力表现为沿X轴负向的轴向力Fx，同时自旋系统正在工作，产生了一对力，F1和F2，F1和F2的效果为产生一个绕质心的滚转力矩Mx1，使分离体饶体轴旋转，旋转角速率为ω，从分离体头部向尾部看为顺时针旋转。

图8为只存在攻角时的典型工况，该坐标系为准弹体系，此时分离体的合速度为v，攻角为正，数值为α，主要受到重力、气动力 (包括马格努斯力)、自旋发动机的力。重力g如图所示，气动力在X轴与Y轴上主要分解为轴向力Fx和法向力Fy，同时自旋系统正在工作，产生了一对力，F1和F2，F1和F2的效果为产生一个绕质心的滚转力矩Mx1，使分离体饶体轴旋转，旋转角速率为ω，从分离体头部向尾部看为顺时针旋转。此时分离体自旋的同时又有攻角，因此会产生一个Z轴上的马格努斯力Fm，指向Z轴正方向。此时就需要栅格舵进行打舵平衡马格努斯力矩，由于箭体是自旋的，因此打上下两片舵或者左右两片舵的效果是一样的，此处选择上下两片舵在一个周期内先打正舵偏(沿图中所标方向旋转δ角)，后打负舵偏(沿图中所标方向旋转-δ角)以产生一个力矩来平衡马格努斯力矩，使分离体保持稳定。同理，当攻角为负时，上下两片舵先负后正进行控制，平衡马格努斯力矩；当存在侧滑角时，按同理可打左右两片舵进行控制。若分离体姿态需要调整，也可同理进行控制，打舵产生控制力和控制力矩。

由上述方案可知，通过采用自旋稳定和栅格舵的控制模式，可以使分离体的落区由原来的1500平方公里(30km×50km)左右降低至 100平方公里(10km×10km)左右，大大降低了落区面积，实现分离体的落区精确控制。

Claims (4)

1.一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制方法，其特征在于基于自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制系统，包括自旋系统、栅格舵系统和分离体，所述分离体包括分离体头部和分离体本体，

所述分离体本体靠近所述分离体头部的一端设置有自旋发动机系统，另一端即尾部设置有栅格舵系统，

所述自旋发动机系统包括两个自旋发动机，所述两个自旋发动机的喷管沿所述分离体的轴呈轴对称分布；

所述栅格舵系统包括舵机和折叠起来的栅格舵，栅格舵为十字形舵，四片舵间隔90°分布在所述分离体本体周围，舵机安装在分离体尾部内部；

所述喷管埋在头部里面以减小飞行时的气动阻力；

所述分离体头部加装了部分单机与自旋系统，使分离体质心前移，所述分离体本体另一端即尾部加装了栅格舵，使分离体压心后移，从而使分离体质心位于压心之前，呈静稳状态；

自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制方法，包括如下步骤：

S1、所述分离体在分离前，栅格舵一直保持折叠状态以减小气动阻力；

S2、到达第一高度后，进行第一次姿态调整，调整到符合分离条件的姿态，调整完毕后在第二高度范围进行分离；

S3、分离后，分离体存在一个初速度并只受重力的影响，因此在惯性的作用下继续向上滑行，达到最高点后，开始下降，当分离体下降到海拔第三高度时，已在大气层边缘，此时所述栅格舵先展开，进行分离体的第二次姿态调整；

S4、第二次姿态调整完毕后，所述自旋发动机系统开始工作，高速气流从两个喷管中喷出，产生滚转力矩，使分离体开始绕体轴旋转；

S5、随着高度的下降，大气密度逐渐增加，分离体在重力的作用下速度也逐渐增加，气动力也在逐渐增大，在下落过程中，当分离体姿态需要调整时，即通过栅格舵进行控制，调整姿态，使分离体按预定弹道飞行。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于所述步骤S5中包括无攻角无侧滑角的理想标准工况，此时分离体主要受到重力、气动力、自旋发动机的力，不需要栅格舵进行控制，分离体的姿态保持稳定，按预定弹道向落区下落。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于所述步骤S5中还包括当分离体自旋的同时又存在一定的攻角的工况，会产生一个侧向的马格努斯力，对分离体的稳定性有不利的影响，则利用栅格舵进行控制，使分离体的姿态保持稳定，按预定弹道向落区下落。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于所述步骤S5中所述利用栅格舵进行控制的具体控制策略是：

在分离体旋转一周的过程中，栅格舵的极性需要改变两次，即舵偏角的正负需要改变两次；假定控制信号的初始相位滞后φ角，瞬时控制力F_c，那么在初始相位滞后φ角处的点和φ+π处的点的控制信号极性和操纵力方向发生改变，即φ到φ+π为正方波，舵偏角为+δ，控制力方向为正，栅格舵产生的控制力在YZ面的投影是朝向分离体圆周面；在φ+π到φ+2π为负方波，舵偏角为-δ，控制力方向为负，栅格舵产生的控制力在YZ面的投影是朝向分离体体轴中心；则栅格舵一个周期内平均操纵力F_δ在准弹体系OX、OY轴和OZ轴的投影分别可以表示为：

F_x＝F_c

故F_δ可以表示为：

故一个周期内平均控制力的大小约为瞬时最大控制力的63.7％，方向为90°+φ。

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