一种一体式助推和芯级的运载火箭姿态控制方法与流程

本发明属于航天发射运输系统技术领域，具体涉及一种一体式助推和芯级的运载火箭姿态控制方法。

背景技术：

在航天和深空探测等领域中对运载火箭的运载能力提出了越来越高的要求，此外对发射轨道和运载能力梯度也提出了更加严格的要求，为此当前国内外主要的中大型运载火箭往往采用在芯级上捆绑助推器的结构。

运载火箭姿态控制的主要任务是稳定和控制火箭绕质心运动，使火箭姿态角相对预定姿态角的偏差控制在允许范围内，同时按照制导系统发出的指令，控制箭体姿态角，改变推力方向，实现要求的运动状态，以控制火箭质心沿预定的弹道飞行。现有运载火箭通过设置于芯一级发动机的摆动喷管和伺服机构实现姿态控制，但是，在芯一级发动机设置摆动喷管和伺服机构，导致因活动部件和元器件的消耗降低了运载火箭的经济性的问题。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供了一种一体式助推和芯级的运载火箭姿态控制方法，能够提高运载火箭的经济性和增大滚动力矩。

本发明是通过下述技术方案实现的：

一种一体式助推和芯级的运载火箭姿态控制方法，所述运载火箭包括芯级和偶数个助推器；所述芯级包括芯一级，所述芯一级的发动机采用固定喷管；所述助推器沿周向均匀分布地刚性连接于所述芯一级的外周侧，并且在所述运载火箭总装、测试、加注以及发射的全过程中所述助推器均与所述芯一级保持刚性连接；该姿态控制方法通过对称方位的一对助推器的发动机同方向摆动实现所述运载火箭的俯仰控制和偏航控制，并通过对称方位的一对助推器的发动机反方向切向摆动实现所述运载火箭的滚动控制。

更进一步地，所述运载火箭包括两个所述助推器，两个所述助推器为第一助推器和第二助推器；

俯仰控制由所述第一助推器的第一发动机和所述第二助推器的第二发动机同方向切向摆动实现；

偏航控制由所述第一助推器的第一发动机和所述第二助推器的第二发动机同方向径向摆动实现；

滚动控制由所述第一助推器的第一发动机和所述第二助推器的第二发动机反方向切向摆动实现。

更进一步地，所述运载火箭包括四个所述助推器，四个所述助推器为第一助推器、第二助推器、第三助推器和第四助推器，其中：所述第一助推器和所述第三助推器对称设置，所述第二助推器和所述第四助推器对称设置；

俯仰控制由所述第一助推器的第一发动机和所述第三助推器的第三发动机同方向切向摆动实现；

偏航控制由所述第二助推器的第二发动机和所述第四助推器的第四发动机同方向切向摆动实现；

滚动控制由所述第一助推器的第一发动机和所述第三助推器的第三发动机反方向切向摆动实现。

更进一步地，所述运载火箭包括四个所述助推器，四个所述助推器为第一助推器、第二助推器、第三助推器和第四助推器，其中：所述第一助推器和所述第三助推器对称设置，所述第二助推器和所述第四助推器对称设置；

俯仰控制由所述第一助推器的第一发动机和所述第三助推器的第三发动机同方向切向摆动控制实现；

偏航控制由所述第二助推器的第二发动机和所述第四助推器的第四发动机同方向切向摆动控制实现；

滚动控制由所述第二助推器的第二发动机和所述第四助推器的第四发动机反方向切向摆动控制实现。

更进一步地，所述芯级还包括与所述芯一级串联的芯二级。

更进一步地，所述芯级还包括与所述芯二级串联的芯三级。

更进一步地，所述助推器的发动机的摆动角小于等于10°。

有益效果：

在本发明的一体式助推和芯级的运载火箭姿态控制方法中，运载火箭的助推器和芯一级始终保持固定连接构成一体式结构，全箭采用摆动喷管姿态控制方式，芯一级采用固定喷管代替摆动喷管，通过不同助推器组合的同向或反向摆动实现运载火箭的俯仰、偏航和滚动控制，采用上述运载火箭姿态控制方法具有以下有益效果：

1、提高了火箭的经济性，由于芯一级采用固定喷管，取消了芯一级的发动机的摆动喷管，同时助推器和芯一级始终保持刚性连接，减少了因助推器和芯一级分离所需要的活动部件，还减少了芯一级发动机摆动的伺服机构；

2、增加滚动力矩，运载火箭的滚动控制由对称方位的一对助推器发动机反方向切向摆动控制，由于对称方位的两个助推器之间的距离大于芯一级发动机的安装距离，滚动控制力臂长度增加，可增加滚动力矩，从而可以减小在姿态控制中发动机的摆动角度。

附图说明

图1为一体式助推和芯级的运载火箭的结构示意图；

图2为一体式助推和芯级的运载火箭的姿态控制示意图。

其中，1-芯一级，2-芯二级，3-芯三级，4-第一助推器，5-第二助推器，6-第三助推器，7-第四助推器，8-第一发动机，9-第二发动机，10-第三发动机，11-第四发动机

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明实施例提供了一种一体式助推和芯级的运载火箭姿态控制方法，运载火箭包括芯级和偶数个助推器；芯级包括芯一级1，芯一级1的发动机采用固定喷管；助推器沿周向均匀分布地刚性连接于芯一级1的外周侧，并且在运载火箭总装、测试、加注以及发射的全过程中助推器均与芯一级1保持刚性连接；助推器和芯一级1的刚性连接是指从火箭总装、测试、加注、发射全过程均保持刚性连接，对于芯级包括两个或多个部段的运载火箭构型情况下，助推器和芯一级1作为一个刚性整体与芯二级2分离；如图1结构所示，运载火箭的芯级可以包括三个串联的部段和刚性连接于芯级的四个助推器，即，芯级包括串联的芯一级1、芯二级2和芯三级3；在芯一级1的外周侧沿其周向均匀分布有四个助推器，四个助推器分别为第一助推器4、第二助推器5、第三助推器6和第四助推器7，四个助推器在芯一级1的周围沿周向按90°角度均匀分布；

该姿态控制方法通过对称方位的一对助推器的发动机同方向摆动实现运载火箭的俯仰控制和偏航控制，并通过对称方位的一对助推器的发动机反方向切向摆动实现运载火箭的滚动控制；助推器的发动机的摆动角小于等于10°，如：3°、5°、6°、7°、8°、9°、10°。

上述运载火箭姿态控制方法中，芯一级1采用固定喷管，助推器采用摆动喷管，通过对称方位助推器的同向摆动或反方向摆动实现运载火箭的俯仰、偏航和滚动控制；由于助推器和芯一级1始终保持刚性连接，减少了因助推器和芯一级1分离所需要的活动部件，还减少了芯一级1发动机摆动的伺服机构，从而提高了运载火箭的经济性；同时，运载火箭的滚动控制由对称方位的一对助推器发动机的反方向切向摆动实现，由于两个助推器之间的距离大于芯一级1发动机的安装距离，滚动控制力臂长度增加，从而增加了滚动力矩，并可以减小在姿态控制中发动机的摆动角度。

一种具体的实施方式中，运载火箭可以包括两个助推器，两个助推器为第一助推器4和第二助推器5；俯仰控制由第一助推器4的第一发动机8和第二助推器5的第二发动机9同方向切向摆动实现；偏航控制由第一助推器4的第一发动机8和第二助推器5的第二发动机9同方向径向摆动实现；滚动控制由第一助推器4的第一发动机8和第二助推器5的第二发动机9反方向切向摆动实现。

如图1和图2结构所示，运载火箭包括四个助推器，四个助推器为第一助推器4、第二助推器5、第三助推器6和第四助推器7，其中：第一助推器4和第三助推器6对称设置，第二助推器5和第四助推器7对称设置；

俯仰控制由第一助推器4的第一发动机8和第三助推器6的第三发动机10同方向切向摆动实现；偏航控制由第二助推器5的第二发动机9和第四助推器7的第四发动机11同方向切向摆动实现；滚动控制由第一助推器4的第一发动机8和第三助推器6的第三发动机10反方向切向摆动实现；

或者，俯仰控制由第一助推器4的第一发动机8和第三助推器6的第三发动机10同方向切向摆动控制实现；偏航控制由第二助推器5的第二发动机9和第四助推器7的第四发动机11同方向切向摆动控制实现；滚动控制由第二助推器5的第二发动机9和第四助推器7的第四发动机11反方向切向摆动控制实现；

或者，俯仰控制由第二助推器5的第二发动机9和第四助推器7的第四发动机11同方向切向摆动控制实现；偏航控制由第一助推器4的第一发动机8和第三助推器6的第三发动机10同方向切向摆动控制实现；滚动控制由第二助推器5的第二发动机9和第四助推器7的第四发动机11反方向切向摆动控制实现；

或者，俯仰控制由第二助推器5的第二发动机9和第四助推器7的第四发动机11同方向切向摆动控制实现；偏航控制由第一助推器4的第一发动机8和第三助推器6的第三发动机10同方向切向摆动控制实现；滚动控制由第一助推器4的第一发动机8和第三助推器6的第三发动机10反方向切向摆动控制实现。

另外，当运载火箭包括六个、八个或更多个助推器时，运载火箭的姿态控制可以参考具有两个助推器或四个助推器的控制策略。

如图1结构所示，芯级还包括与芯一级1串联的芯二级2以及与芯二级2串联的芯三级3。对由一个芯级和助推器并联组成的运载火箭，通常称为一级半构型运载火箭；对由芯一级1和芯二级2串联组成的芯级、且芯一级1同时与助推器并联组成的运载火箭，通常称为二级半构型运载火箭；对由芯一级1、芯二级2以及芯三级3串联组成的芯级，且芯一级1同时与助推器并联组成的运载火箭，通常称为三级半构型运载火箭；芯级一般地由三个或以下的部段构成，但不限于三个以下部段。

在上述各种实施例中，同方向指的是两个助推器的发动机朝向相同的方向摆动；反方向指的是两个助推器的发动机朝向相反的方向摆动；切向指的是芯级的外周面的切向；径向指的是芯级的径向。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。