CN114184093A - 一种液体火箭单推力rcs布局及姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种液体火箭单推力RCS布局及姿态控制方法，共设置12个推力室，距离箭体中心距离相同，产生的推力均为同一推力值；12个推力室形成四个推力室组，四个推力室组沿箭体同一周向均布；每个推力室组包括一个沿箭体轴向布置的推力室以及两个沿箭体切向布置的推力室。仅用一种推力品种的RCS便可用于火箭不同子级、不同通道、不同阶段的姿态控制，大大降低了RCS设计、生产的难度与复杂度，减少了推力室选型，降低了管路复杂度，大大减少了成本及系统复杂度，增加了可靠性；将同一种推力品种用于姿态控制时的控制算法较为简单。

Description

一种液体火箭单推力RCS布局及姿态控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器控制技术领域，尤其涉及一种液体火箭单推力RCS布局及姿态控制方法。

背景技术

反应控制系统RCS(Reaction Control System)，是航天器在空间机动飞行用的微型火箭发动机，为航天器的姿态调整与入轨、变轨、交会对接等动作提供微量的调整。通过RCS实现姿态控制时，是一种直接力控制方法，通过RCS小推力室产生直接推力，进而通过作用点与质心位置的力臂产生控制力矩。液体火箭用RCS实现姿态控制时，常用推力为几牛到几百牛，偶有上千牛推力品种。

液体火箭用RCS实现姿态控制时，由于火箭不同子级及同一子级的俯仰、偏航和滚动三通道所需的控制力矩差异较大、甚至是数量级的差异，且控制力臂也差异较大，故RCS通常会搭配几种不同推力品种。如几牛的推力用于末级滚动通道控制、几十牛的推力用于末级俯仰偏航通道控制、几百牛的推力用于非末级姿态控制。

RCS同时搭配几种不同推力品种用于火箭姿态控制，一是给RCS设计、生产带来困难，需要增加不同品种的推力室，且需要更复杂的管路系统；二是将不同的推力品种用于姿态控制时的控制算法较为复杂，需要分为几个不同阶段、不同层次。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明提供一种液体火箭单推力RCS布局及姿态控制方法，仅用一种推力品种的RCS便可用于火箭不同子级、不同通道、不同阶段的姿态控制，大大降低了RCS设计、生产的难度与复杂度，减少了推力室选型，降低了管路复杂度，大大减少了成本及系统复杂度，增加了可靠性；将同一种推力品种用于姿态控制时的控制算法较为简单。

为达到上述目的，本发明提供了一种液体火箭单推力RCS布局方法，包括：

共设置12个推力室，距离箭体中心距离相同，产生的推力均为同一推力值；

12个推力室形成四个推力室组，四个推力室组沿箭体同一周向均布；每个推力室组包括一个沿箭体轴向布置的推力室以及两个沿箭体切向布置的推力室。

另一方面提供一种液体火箭RCS姿态控制方法，包括：

共设置12个推力室，距离箭体中心距离相同均为L，产生的推力均为同一推力值F；第九至第十二推力室沿箭体同一周向均布沿箭体轴向布置；第一至第八推力室沿箭体切向布置的推力室；第九推力室与第一和第二推力室为一组，第十推力室与第三和第四推力室为一组，第十一推力室与第五和第六推力室为一组，第十二推力室与第七和第八推力室为一组；

用于末级俯仰通道控制时，第十一推力室为俯仰正指令、第九推力室为俯仰负指令；俯仰正指令产生的控制力矩为：

俯仰负指令产生的控制力矩为：

总的俯仰控制力矩为：

用于末级偏航通道控制时，第十推力室为偏航正指令、第十二推力室为偏航负指令；偏航正指令产生的控制力矩为：M_ψ+＝-F·u₁₀·L，偏航负指令产生的控制力矩为：M_ψ-＝F·u₁₂·L；总的偏航控制力矩为：M_ψ＝M_ψ++M_ψ-＝-F·(u₁₀-u₁₂)·L；

用于末级滚动通道控制时，第二和第六推力室为滚动正指令、第一和第五号推力室为滚动负指令；滚动正指令产生的控制力矩为：M_γ+＝-F·(u₂+u₆)·L，滚动负指令产生的控制力矩为：M_γ-＝F·(u₁+u₅)·L；总的滚动控制力矩为：M_γ＝M_γ++M_γ-＝-F·(u₂+u₆-u₁-u₅)·L；

用于非末级的滚动通道控制时，第二、第四、第六、第八推力室为滚动正指令，第一、第三、第五、第七推力室为滚动负指令；滚动正指令产生的控制力矩为：M_γ+＝-F·(u₂+u₄+u₆+u₈)·L，滚动负指令产生的控制力矩为：M_γ-＝F·(u₁+u₃+u₅+u₇)·L；总的滚动控制力矩为：M_γ＝M_γ++M_γ-＝-F·(u₂+u₄+u₆+u₈-u₁-u₃-u₅-u₇)·L；

其中u₁～u₁₂分别为第一至第十二推力室的控制指令，为1或0。

进一步地，用于末级俯仰通道控制时，第三和第八推力室可提供辅助的俯仰正指令，第四和第七推力室提供辅助的俯仰负指令。

进一步地，用于末级偏航通道控制时，第一、第六推力室提供辅助的俯仰正指令，第二和第五推力室提供辅助的俯仰负指令。

进一步地，用于末级滚动通道控制时，控制指令为脉冲形式，脉冲提供的最短工作时间为10ms，最短间隔时间为20ms。

进一步地，用于末级滚动通道控制时，采用最大控制力方式提供滚动控制力矩，最长工作时间为100s。

进一步地，F的取值范围为1～1000N。

本发明的上述技术方案具有如下有益的技术效果：

本发明的姿态控制方法，仅用一种推力品种的RCS便可用于火箭不同子级、不同通道、不同阶段的姿态控制，一是大大降低了RCS设计、生产的难度与复杂度，减少了推力室选型，降低了管路复杂度，大大减少了成本及系统复杂度，增加了可靠性；二是将同一种推力品种用于姿态控制时的控制算法较为简单；三是俯仰、偏航通道RCS主要采用轴向布局，相比切向布局，力臂为固定值，不随时间、质心变化而变化，可以大大增加俯仰偏航通道的控制力矩；四是切向推力室可用于辅助俯仰、偏航的控制，进一步增加控制力矩，且提供了冗余控制的机会。

附图说明

图1是单推力品种RCS用于姿态控制布局图；

图2为一组推力室的侧向视图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面结合具体实施方式并参照附图，对本发明进一步详细说明。应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。

一种液体火箭单推力推力室RCS布局方法，其RCS布局如图1所示：共12个推力室，距离箭体中心距离相同，产生的推力均为同一推力值。

12个推力室形成四个推力室组，四个推力室组沿箭体同一周向均布；每个推力室组包括一个沿箭体轴向布置的推力室以及两个沿箭体切向布置的推力室。各个推力室的型号相同。

一种液体火箭单推力品种RCS姿态控制方法，具体包括：

RCS共12个推力室，第一至第十二推力室在图1中对应编号为1#～12#。第九至第十二推力室沿箭体同一周向均布沿箭体轴向布置，第一至第八推力室沿箭体切向布置的推力室。第九推力室与第一和第二推力室为一组，第十推力室与第三和第四推力室为一组，第十一推力室与第五和第六推力室为一组，第十二推力室与第七和第八推力室为一组。结合图2，每一组内，沿箭体切向布置的推力室相对设置，二者设置在同一直线上；沿箭体轴向布置的推力室垂直与两个沿箭体切向布置的推力室，前端连接至两个沿箭体切向布置的推力室的前端。如图2所示，第三和第四推力室沿同一直线设置，第十推力室前端连接至二者前端，且与二者垂直设置。

RCS 12个推力室产生推力都为同一值，记为F。RCS 12个推力室的控制指令分别记为u₁～u₁₂，为1或0，为0时该推力室不工作，为1时该推力室工作。F的大小根据所需推力大小确定。

(1)用于末级俯仰通道控制时：

第十一推力室为俯仰正指令、第九推力室为俯仰负指令。

俯仰正指令产生的控制力矩为：

俯仰负指令产生的控制力矩为：

总的俯仰控制力矩为：

其中L为俯仰控制力臂，采用图1布局方式时，此力臂为固定值，不随飞行时间、质心的变化而变化，这也是此种布局能够提供较大控制力矩的优点。

另外，第三和第八推力室可提供辅助的俯仰正指令，4#、7#号推力室可提供辅助的俯仰负指令，但此时力臂为随飞行时间和质心变化的值且通常较小，故提供的控制力矩相对较小，但作为辅助则会进一步增大控制能力，且提供了冗余控制的机会。通过辅助的俯仰正指令控制可额外提供主控制力矩的0～100％。

(2)用于末级偏航通道控制时：

第十推力室为偏航正指令、第十二推力室为偏航负指令。

偏航正指令产生的控制力矩为：M_ψ+＝-F·u₁₀·L，偏航负指令产生的控制力矩为：M_ψ-＝F·u₁₂·L；总的偏航控制力矩为：M_ψ＝M_ψ++M_ψ-＝-F·(u₁₀-u₁₂)·L。

其中L为偏航控制力臂，采用图1布局方式时，此力臂为固定值，不随飞行时间、质心的变化而变化，这也是此种布局能够提供较大控制力矩的优点；

另外，第一、第六推力室可提供辅助的俯仰正指令，第二、第五推力室可提供辅助的俯仰负指令，但此时力臂为随飞行时间和质心变化的值且通常较小，故提供的控制力矩相对较小，但作为辅助则会进一步增大控制能力，且提供了冗余控制的机会。通过辅助的俯仰正指令控制可额外提供主控制力矩的0～100％。

(3)用于末级滚动通道控制时：

第二、第六推力室为滚动正指令、第一、第五推力室为滚动负指令。

滚动正指令产生的控制力矩为：M_γ+＝-F·(u₂+u₆)·L，滚动负指令产生的控制力矩为：M_γ-＝F·(u₁+u₅)·L；总的滚动控制力矩为：M_γ＝M_γ++M_γ-＝-F·(u₂+u₆-u₁-u₅)·L；其中L为滚动控制力臂，为固定值。

此时，采用短脉冲方式实现类似小推力控制，将RCS最短工作时间设计为10ms，最短间隔时间设计为20ms，即实现了短脉冲冲量式工作模式，为末级滚动通道提供小的滚动力矩。

(4)用于非末级的滚动通道控制时：

第二、第四、第六、第八推力室为滚动正指令，第一、第三、第五、第七推力室为滚动负指令。

滚动正指令产生的控制力矩为：M_γ+＝-F·(u₂+u₄+u₆+u₈)·L，滚动负指令产生的控制力矩为：M_γ-＝F·(u₁+u₃+u₅+u₇)·L；总的滚动控制力矩为：M_γ＝M_γ++M_γ-＝-F·(u₂+u₄+u₆+u₈-u₁-u₃-u₅-u₇)·L。

其中L为滚动控制力臂，为固定值。此时，不再采用短脉冲方式，按最大控制力方式提供滚动控制力矩，将RCS最长工作时间设计为100s，即可提供最大滚动控制力矩。

综上所述，本发明提供一种液体火箭单推力RCS布局及姿态控制方法，共设置12个推力室，距离箭体中心距离相同，产生的推力均为同一推力值；12个推力室形成四个推力室组，四个推力室组沿箭体同一周向均布；每个推力室组包括一个沿箭体轴向布置的推力室以及两个沿箭体切向布置的推力室。仅用一种推力品种的RCS便可用于火箭不同子级、不同通道、不同阶段的姿态控制，大大降低了RCS设计、生产的难度与复杂度，减少了推力室选型，降低了管路复杂度，大大减少了成本及系统复杂度，增加了可靠性；将同一种推力品种用于姿态控制时的控制算法较为简单。

应当理解的是，本发明的上述具体实施方式仅仅用于示例性说明或解释本发明的原理，而不构成对本发明的限制。因此，在不偏离本发明的精神和范围的情况下所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。此外，本发明所附权利要求旨在涵盖落入所附权利要求范围和边界、或者这种范围和边界的等同形式内的全部变化和修改例。

Claims (7)

1.一种液体火箭单推力RCS布局方法，其特征在于，包括：

共设置12个推力室，距离箭体中心距离相同，产生的推力均为同一推力值；

12个推力室形成四个推力室组，四个推力室组沿箭体同一周向均布；每个推力室组包括一个沿箭体轴向布置的推力室以及两个沿箭体切向布置的推力室。

2.一种液体火箭RCS姿态控制方法，其特征在于，包括：

共设置12个推力室，距离箭体中心距离相同均为L，产生的推力均为同一推力值F；第九至第十二推力室沿箭体同一周向均布沿箭体轴向布置；第一至第八推力室沿箭体切向布置的推力室；第九推力室与第一和第二推力室为一组，第十推力室与第三和第四推力室为一组，第十一推力室与第五和第六推力室为一组，第十二推力室与第七和第八推力室为一组；

用于末级俯仰通道控制时，第十一推力室为俯仰正指令、第九推力室为俯仰负指令；俯仰正指令产生的控制力矩为：

俯仰负指令产生的控制力矩为：

总的俯仰控制力矩为：

用于末级偏航通道控制时，第十推力室为偏航正指令、第十二推力室为偏航负指令；偏航正指令产生的控制力矩为：M_ψ+＝-F·u₁₀·L，偏航负指令产生的控制力矩为：M_ψ-＝F·u₁₂·L；总的偏航控制力矩为：M_ψ＝M_ψ++M_ψ-＝-F·(u₁₀-u₁₂)·L；

用于末级滚动通道控制时，第二和第六推力室为滚动正指令、第一和第五号推力室为滚动负指令；滚动正指令产生的控制力矩为：M_γ+＝-F·(u₂+u₆)·L，滚动负指令产生的控制力矩为：M_γ-＝F·(u₁+u₅)·L；总的滚动控制力矩为：M_γ＝M_γ++M_γ-＝-F·(u₂+u₆-u₁-u₅)·L；

用于非末级的滚动通道控制时，第二、第四、第六、第八推力室为滚动正指令，第一、第三、第五、第七推力室为滚动负指令；滚动正指令产生的控制力矩为：M_γ+＝-F·(u₂+u₄+u₆+u₈)·L，滚动负指令产生的控制力矩为：M_γ-＝F·(u₁+u₃+u₅+u₇)·L；总的滚动控制力矩为：M_γ＝M_γ++M_γ-＝-F·(u₂+u₄+u₆+u₈-u₁-u₃-u₅-u₇)·L；

其中u₁～u₁₂分别为第一至第十二推力室的控制指令，为1或0。

3.根据权利要求2所述的液体火箭RCS姿态控制方法，其特征在于，用于末级俯仰通道控制时，第三和第八推力室可提供辅助的俯仰正指令，第四和第七推力室提供辅助的俯仰负指令。

4.根据权利要求2所述的液体火箭RCS姿态控制方法，其特征在于，用于末级偏航通道控制时，第一、第六推力室提供辅助的俯仰正指令，第二和第五推力室提供辅助的俯仰负指令。

5.根据权利要求2所述的液体火箭RCS姿态控制方法，其特征在于，用于末级滚动通道控制时，控制指令为脉冲形式，脉冲提供的最短工作时间为10ms，最短间隔时间为20ms。

6.根据权利要求2所述的液体火箭RCS姿态控制方法，其特征在于，用于末级滚动通道控制时，采用最大控制力方式提供滚动控制力矩，最长工作时间为100s。

7.根据权利要求2所述的液体火箭RCS姿态控制方法，其特征在于，F的取值范围为1～1000N。

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