多级飞行器控制系统和方法和飞行器和导弹和火箭的制作方法
【专利摘要】本发明涉及多级飞行器姿态控制系统、多级飞行器控制方法、应用了该多级飞行器控制系统的多级飞行器、火箭和导弹，控制系统包括姿控设备，姿控设备包括设置于多级飞行器头部的末级姿控装置，还包括：姿态传感器，用于实时采集多级飞行器的俯仰角度，和/或，实时采集多级飞行器的偏航角度；飞行器姿态控制器，飞行器姿态控制器为集成式飞行器姿态控制器，集成式飞行器姿态控制器设置在多级飞行器头部，用于：实时接收俯仰角度和/或偏航角度；并根据俯仰角度和/或偏航角度，控制姿控设备的推力和/或姿控设备的开关。该装置可以降低多级飞行器的制造、发射成本，提高可靠性。
【专利说明】
多级飞行器控制系统和方法和飞行器和导弹和火箭
技术领域
[0001] 本发明属于多级飞行器的姿态控制技术领域，特别是设及多级飞行器控制系统、 多级飞行器控制方法、应用了该多级飞行器控制系统的多级飞行器、火箭和导弹。
【背景技术】
[0002] 通常的火箭或者弹道式战略/战术导弹设计，在每一级都需安装一套姿态控制设 备。在一级飞行时，使用一级的姿态控制系统进行控制;在二级飞行时，使用二级的姿态控 制系统进行控制;在Ξ级飞行时，采用Ξ级的姿态控制系统进行控制。运样设计的好处在于 系统设计简单，每一级的姿态控制系统都针对本级进行设计，设计实现都比较方便。
[0003] 运种传统设计方式也存在缺点。其主要在于火箭或者战略、战术导弹有多少级，就 需要多少套姿态控制系统。姿态控制系统数量的增加，也带来了较多的问题。
[0004] a)多套姿态控制系统，每一套都不能失效(任何一套失效都会导致飞行器失稳，从 而导致飞行任务失败），从可靠性的角度而言形成了飞行可靠性的串联环节，全系统的可靠 性比任一套的可靠性都低，降低了系统的可靠性。
[0005] b)姿态控制系统数量的增多，必然带来成本的大幅度增大，从成本的角度也非常 局印。
[0006] C)姿态控制系统数量的增多，必然带来结构安装、电气控制复杂度的提高，也会带 来成本与可靠性的问题。
[0007] d)对于飞行器而言，其重量是一个非常重要的参数;比如运载火箭的有效载荷，每 增加1kg，就相当增加1kg黄金的价格;对于飞行器而言，姿态控制系统设备的增多，必然带 来飞行器重量的增加。
【发明内容】
[000引本发明为克服现有技术中存在的技术问题而提供多级飞行器控制系统、多级飞行 器控制方法、应用了该多级飞行器控制系统的多级飞行器、火箭和导弹，该多级飞行器可W 降低制造、发射成本，提高可靠性。
[0009] -种多级飞行器姿态控制系统，多级飞行器包括第一级，其特征在于:包括姿控设 备和第一级，姿控设备包括设置于多级飞行器头部的末级姿控装置，还包括：
[0010] 姿态传感器，用于实时采集多级飞行器的俯仰角度，和/或，实时采集多级飞行器 的偏航角度；
[0011] 飞行器姿态控制器，飞行器姿态控制器为集成式飞行器姿态控制器，集成式飞行 器姿态控制器设置在多级飞行器头部，用于:实时接收俯仰角度，和/或，偏航角度;并根据 俯仰角度，和/或，偏航角度，控制姿控设备的推力和/或姿控设备的开关。
[0012] 通过将姿控装置设置在多级飞行器的头部和第一级，可W减少所需要控制的喷管 的数量。并且通过设置于头部的集成式飞行器姿态控制器来控制一级姿控装置和末级姿控 装置，可W减少姿态控制器的数量，降低多级飞行器的制造、发射成本，提高多级飞行器的 可靠性。
[0013] 优选的技术方案，其附加特征在于:集成式飞行器姿态控制器用于在多级飞行器 带有第一级的飞行时，控制末级姿控装置产生推力Pi，
[0014] Pi*b〉M需 1
[0015] 其中，Μ需1为多级飞行器在带有第一级的飞行时所需的俯仰力矩或偏航力矩，L2为 多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与末级姿控装置之间的垂直距离；
[0016] 在第一级从多级飞行器分离后，集成式飞行器姿态控制器控制末级姿控装置产生 推力Pi，
[0017] Pi 礼2〉M需 2
[0018] 其中，L2为第一级从多级飞行器分离后的多级飞行器的第二质屯、位置与末级姿控 装置之间的垂直距离，Μ需2为第一级多级飞行器分离后的多级飞行器所需的俯仰力矩或偏 航力矩。
[0019] 当多级飞行器在一级飞行的时候，由于末级姿控装置与此时飞行器的质屯、较远， 所W用不大的推力，即可W产生较大的偏航力矩或俯仰力矩，可W提高飞行器的控制性能。
[0020] 当第一级与多级飞行器分离之后，由末级姿控装置控制飞行器的剩余部分的飞行 姿态，对于Ξ级飞行器而言，可W省略掉二级姿控装置，降低了运一不必要的重量负担，也 提高了系统控制的可靠性。
[0021] 优选的技术方案，其附加特征在于:姿控设备还包括设置于多级飞行器的第一级 的一级姿控装置。
[0022] 由于一级姿控装置是要在第一级与多级飞行器分离的，所W设置一级姿控装置， 可W减少末级姿控装置在一级飞行时的负担，减少末级姿控装置的重量，提高多级飞行器 的最终载荷。
[0023] 进一步优选的技术方案，其附加特征在于:控制末级姿控装置产生推力Pi和/或一 级姿控装置产生推力P2需2，
[0024]
[0025] 其中，Μ需1为多级飞行器在带有第一级的飞行时所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li为 多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与末级姿控装置之间的垂直距离，L3为 多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与一级姿控装置之间的垂直距离；
[0026] 在第一级从多级飞行器分离后，集成式飞行器姿态控制器控制末级姿控装置产生 推力Pi，
[0027] Pi 礼2〉M需 2
[0028] 其中，L2为第一级从多级飞行器分离后的多级飞行器的第二质屯、位置与末级姿控 装置之间的垂直距离，Μ需2为第一级多级飞行器分离后的多级飞行器所需的俯仰力矩或偏 航力矩。
[0029] 在飞行器进行带有第一级飞行的时候，通过一级姿控装置和末级姿控装置共同提 供推力，可W降低一级姿控装置所需提供的推力，从而减少了一级姿控装置的重量，进而降 低了发射的成本。
[0030] 当第一级与多级飞行器分离之后，由末级姿控装置控制飞行器的剩余部分的飞行 姿态，对于Ξ级飞行器而言，可W省略掉二级姿控装置，降低了运一不必要的重量负担，也 提高了系统控制的可靠性。
[0031] -种多级飞行器姿态控制方法，包括：
[0032] 姿态传感器实时采集多级飞行器的俯仰角度，和/或，实时采集多级飞行器的偏航 角度；
[0033] 设置在多级飞行器的头部的集成式飞行器姿态控制器实时接收俯仰角度，和/或， 偏航角度；
[0034] 集成式飞行器姿态控制器并根据俯仰角度，和/或，偏航角度，在多级飞行器带有 第一级的飞行时和在第一级从多级飞行器分离后，控制姿控设备的推力和/或姿控设备的 开关。
[0035] 通过由集成式飞行器姿态控制器控制一级和末级姿控装置，可W减少在带有第一 级飞行的时候，一级姿控装置的推力，降低一级姿控装置的大小，减轻飞行器重量。而且还 消除中间级的姿控装置，减轻多级飞行器的重量。
[0036] 优选的技术方案，其附加特征在于:多级飞行器包括第一级，姿控设备包括设置在 多级飞行器的头部的末级姿控装置，多级飞行器在带有第一级的飞行时，集成式飞行器姿 态控制末级姿控装置产生推力Pi，
[0037] Pi*b〉M需 1
[0038] 其中，Li为多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与末级姿控装置之 间的垂直距离姿控装置；
[0039] 多级飞行器包括第一级，在第一级从多级飞行器分离后，集成式飞行器姿态控制 器控制末级姿控装置产生推力Pi，
[0040] Pi 礼2〉M需 2
[0041] 其中，L2为第一级从多级飞行器分离后的多级飞行器的第二质屯、位置与末级姿控 装置之间的垂直距离，Μ需2为第一级多级飞行器分离后的多级飞行器所需的俯仰力矩或偏 航力矩。
[0042] 当多级飞行器在一级飞行的时候，由于末级姿控装置与此时飞行器的质屯、较远， 所W用不大的推力，即可W产生较大的偏航力矩或俯仰力矩，可W提高飞行器的控制性能。
[0043] 当第一级与多级飞行器分离之后，由末级姿控装置控制飞行器的剩余部分的飞行 姿态，对于Ξ级飞行器而言，可W省略掉二级姿控装置，降低了运一不必要的重量负担，也 提高了系统控制的可靠性。
[0044] 优选的技术方案，其附加特征在于:多级飞行器包括第一级，姿控设备包括设置在 多级飞行器的头部的末级姿控装置和设置于第一级的一级姿控装置，集成式飞行器姿态控 制器控制末级姿控装置和/或一级姿控装置的推力和/或控制末级姿控装置和/或一级姿控 装置的开关；
[0045] 多级飞行器在带有第一级的飞行时，集成式飞行器姿态控制器控制末级姿控装置 产生推力Pi和/或一级姿控装置产生推力Ρ2需2，
[0046]
[0047] 其中，Μ需1为多级飞行器在带有第一级的飞行时所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li为 多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与末级姿控装置之间的垂直距离，L3为 多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与一级姿控装置之间的垂直距离；
[0048] 在第一级从多级飞行器分离后，集成式飞行器姿态控制器控制末级姿控装置产生 推力Pi，
[0049] Pi 礼2〉M需 2
[0050] 其中，L2为第一级从多级飞行器分离后的多级飞行器的第二质屯、位置与末级姿控 装置之间的垂直距离，Μ需2为第一级多级飞行器分离后的多级飞行器所需的俯仰力矩或偏 航力矩。
[0051] 在飞行器进行带有第一级飞行的时候，通过一级姿控装置和末级姿控装置共同提 供推力，可W降低一级姿控装置所需提供的推力，从而减少了一级姿控装置的重量，进而降 低了发射的成本。
[0052] 当第一级与多级飞行器分离之后，由末级姿控装置控制飞行器的剩余部分的飞行 姿态，对于Ξ级飞行器而言，可W省略掉二级姿控装置，降低了运一不必要的重量负担，也 提高了系统控制的可靠性。
[0053] 进一步优选的技术方案，其附加特征在于:多级飞行器的姿态角偏差为Δφ,Δφ为 由姿态传感器采集的俯仰角度或偏航角度与期望俯仰角度或期望偏航角度的差值；
[0054] Δι为Δφ的正偏差界限，Δ2为Δφ的下偏差界限，
[0055] 当Δφ〉Δι，使得姿控设备处于减少Δφ的状态；
[0056] 当Δφ<Δ2,使得姿控设备处于增加 Δφ的状态。
[0057] 由于为姿态角偏差设定了上极限和下极限，当姿态角略微产生偏差的时候，姿控 装置尚无需启动，运样不至于使得姿控装置的启动或停止过于频繁，可W减少姿控装置的 启停次数，从而降低对于姿控装置的启停可靠性要求，有利于降低飞行器的整体成本。
[0058] -种多级飞行器，设置有上述的集成式多级飞行器姿态控制系统。
[0059] 该飞行器可W在实现与现有技术的多级飞行器相同效果下，省略了至少一个姿态 控制器，降低了多级飞行器的重量和成本，同时也提高了飞行器的控制可靠性。
[0060] -种导弹，设置有上述的集成式多级飞行器姿态控制系统。
[0061] 该导弹可W在实现与现有技术的导弹相同效果下，省略了至少一个姿态控制器， 降低了导弹的重量和成本，节省下来的重量可W用来提高战斗部的重量W提高打击能力， 同时也提高了导弹飞行的控制可靠性。
[0062] -种火箭，设置有上述的集成式多级飞行器姿态控制系统。
[0063] 该火箭可W在实现与现有技术的火箭相同效果下，省略了至少一个姿态控制器， 降低了导弹的重量和成本，节省下来的重量可W用来提高有效载荷，同时也提高了火箭飞 行的控制可靠性。
【附图说明】
[0064] 图1是本发明实施例1的控制系统的结构示意图；
[0065] 图2是本发明实施例2的控制方法的流程示意图。
【具体实施方式】
[0066] 为能进一步了解本发明的
【发明内容】
、特点及功效，兹例举W下实施例，并详细说明 如下：
[0067] 实施例1:
[0068] 图1是本发明实施例1的结构示意图；图中，各个附图标记表示的含义如下：；1、第 一级;2、第二级；3、第Ξ级;4、一级姿控喷管;5、末级姿控喷管;6、第一质屯、位置;7、第二质 屯、位置。
[0069] -种多级飞行器姿态控制系统，包括设置于多级飞行器头部的末级姿控喷管5和 设置于多级飞行器的第一级1的一级姿控喷管4,还包括：
[0070] 姿态传感器，用于采集多级飞行器的俯仰角度；
[0071] 集成式飞行器姿态控制器，集成式飞行器姿态控制器设置在多级飞行器头部，集 成式飞行器姿态控制器并与末级姿控喷管5和一级姿控喷管4信号连接。集成式飞行器姿态 控制器，用于:接收姿态传感器采集的多级飞行器的俯仰角度;并根据俯仰角度，控制末级 姿控喷管5和一级姿控喷管4产生的推力。
[0072] 通过将姿控喷管设置在多级飞行器的头部（例如，在多级飞行器是Ξ级飞行器的 情况下，头部指的是飞行器的第Ξ级，在多级飞行器是四级飞行器的情况下，头部指的是飞 行器的第四级)和第一级1，可W减少所需要控制的喷管的数量。并且通过设置于头部的集 成式飞行器姿态控制器来控制一级姿控喷管4和末级姿控喷管5,可W减少姿态控制器的数 量，降低多级飞行器的制造、发射成本，提高多级飞行器的可靠性。
[0073] 具体说来，多级飞行器在带有第一级1的飞行时，集成式飞行器姿态控制器用于控 制一级姿控喷管4和末级姿控喷管5的开关，一级姿控喷管4所产生的推力为P2需2,末级姿控 喷管5所产生的推力为Pi，使得
[0074]
[0075] 其中Μ需1为多级飞行器在带有第一级1的飞行时所需的俯仰力矩，Li为多级飞行器 在带有第一级1的飞行时的第一质屯、位置6与末级姿控喷管5之间的垂直距离，L3为多级飞 行器在带有第一级1的飞行时的第一质屯、位置6与一级姿控喷管4之间的垂直距离。
[0076] 在现有技术中，采用传统的单独一级姿控喷管喷射W提供飞行器的俯仰力矩时， 对一级姿控喷管的推力P2需1的要求如下：
[0077]
[007引对比W上两个公式，可W看出，在提供相同的Μ需1的情况下，由于末级姿控喷管5也 在提供推力，而且末级姿控喷管5的推力相对于此时的飞行器质屯、，也有较大的力臂W构成 俯仰力矩中的重要一部分。所W在飞行器进行带有第一级1飞行的时候，通过一级姿控喷管 4和末级姿控喷管5共同提供推力，可W降低一级姿控喷管4所需提供的推力，从而减少了一 级姿控喷管4的重量，进而降低了发射的成本。
[0079] 具体说来，本实施例的多级飞行器由第一级1、第二级2和第Ξ级3构成，在第一级1 从多级飞行器分离后，集成式飞行器姿态控制器还用于控制此时的末级姿控喷管5的推力 Pi，使得
[0080]
[0081] 其中，L2为第一级1从多级飞行器分离后的多级飞行器的第二质屯、位置7与末级姿 控喷管5之间的垂直距离，Μ需2为第一级1多级飞行器分离后的多级飞行器所需的俯仰力矩。 由于此时的飞行器总质量已经较一级飞行的时候降低了不少，所W为了使二级飞行时的飞 行器的俯仰力矩也相应的会减少不少，为了比Ξ级飞行时的俯仰力矩Μ需3大一些的Μ需2提供 俯仰力矩，也不会明显的增加所需要的末级姿控喷管的推力，自然，也不会明显增加末级姿 控喷管的大小和重量。而且，由于L2也有可能大于现有技术中的在二级飞行时二级姿控喷 管与第二质屯、位置7时的距离，甚至还有可能使得末级姿控喷管的所需推力，小于现有技术 中的二级姿控喷管的推力。
[0082] 在Ξ级飞行时（即第二级与第Ξ级分离后），直接使用头部（即第Ξ级）的集成式姿 态控制系统即可完成控制。
[0083] 当第一级1与多级飞行器分离之后，由末级姿控喷管5控制飞行器的剩余部分的飞 行姿态，对于Ξ级飞行器而言，可W省略掉二级姿控喷管，降低了运一不必要的重量负担， 也提高了系统控制的可靠性。
[0084] 级火箭为例，火箭姿态控制系统如图1所示，在一级飞行过程中，一级火箭发 动机喷射，集成式飞行器姿态控制系统，控制一级姿控喷管4和末级姿控喷管5, W控制一级 飞行的姿态。在一级飞行控制过程中，如果控制参数解算需要对火箭质屯、产生15000Nm的俯 仰力矩，则该俯仰力矩由一级姿控喷管4和末级姿控喷管5产生。
[0085] 在一级飞行完成之后，第一级1从多级飞行器中分离，一级火箭发动机和一级姿控 装置抛弃，二级火箭发动机开始工作。同样，在二级飞行过程中，如果控制参数解算需要对 火箭质屯、产生7000Nm的俯仰力矩，则该俯仰力矩由末级姿控喷管产生。
[0086] 在二级飞行完成之后，火箭抛弃二级发动机，Ξ级火箭发动机开始工作，如果Ξ级 需要3000Nm的俯仰力矩，则运3000Nm的俯仰力矩均由末级姿控喷管产生。
[0087] 实施例2:
[0088] 图2是本发明实施例2的流程示意图；
[0089] -种多级飞行器姿态控制方法，包括：
[0090] 姿态传感器采集多级飞行器的俯仰角度；
[0091] 设置在多级飞行器头部的集成式飞行器姿态控制器接收姿态传感器采集的多级 飞行器的俯仰角度;在多级飞行器带有第一级1的飞行时，集成式飞行器姿态控制器向设置 于多级飞行器的第一级1的一级姿控喷管4和多级飞行器头部的末级姿控喷管发送控制信 号，W控制一级姿控喷管4和末级姿控喷管5的推力和/或推力的开关;在第一级1从多级飞 行器分离后，集成式飞行器姿态控制器向末级姿控喷管发送控制信号，W控制末级姿控喷 管5的推力和/或推力的开关。
[0092] 具体说来，一级姿控喷管4的推力为P2需2,末级姿控喷管5的推力为Pi，在多级飞行 器带有第一级1飞行时，P2需2和Pi满足W下关系：
[0093]
[0094] 其中Μ需1为多级飞行器在带有第一级1的飞行时所需的俯仰力矩，L1为多级飞行器 在带有第一级1的飞行时的第一质屯、位置6与末级姿控喷管5之间的垂直距离，L3为多级飞 行器在带有第一级1的飞行时的第一质屯、位置6与一级姿控喷管4之间的垂直距离。
[00%]通过设置于头部的集成式飞行器姿态控制器来控制一级姿控喷管4和末级姿控喷 管5,可W减少姿态控制器的数量，降低多级飞行器的制造、发射成本，提高多级飞行器的可 靠性。
[0096] 在飞行器进行带有第一级1飞行的时候，通过一级姿控喷管4和末级姿控喷管5共 同提供推力，可W降低一级姿控喷管4所需提供的推力，从而减少了一级姿控喷管4的重量， 进而降低了发射的成本。
[0097] 具体说来，多级飞行器由第一级1、第二级2和第Ξ级3构成，
[0098] 在第一级1与第二级2分离后，末级姿控喷管5的推力Pi，使得
[0099] Pi 礼2〉M需 2
[0100] 其中，L2为第一级1与第二级2分离后的多级飞行器的第二质屯、位置7与末级姿控 喷管5之间的垂直距离，Μ需2为第一级1多级飞行器分离后的多级飞行器所需的俯仰力矩。
[0101] 在Ξ级飞行时（即第二级与第Ξ级分离后），直接使用头部（即第Ξ级）的集成式姿 态控制系统即可完成控制。
[0102] 当第一级1与多级飞行器分离之后，由末级姿控喷管5控制飞行器的剩余部分的飞 行姿态，对于Ξ级飞行器而言，可W省略掉二级姿控喷管，降低了运一不必要的重量负担， 也提高了系统控制的可靠性。
[0103] 具体说来，对于俯仰通道，无论是末级姿控装置，还是一级姿控装置，都会设置两 个喷管，两个喷管中一个用来消除俯仰角度的正偏差，一个用来消除俯仰角度的负偏差。如 图1中所示，W末级姿控喷管为例，第一喷管向图示中的飞行器的左侧喷出，即多级飞行器 飞行时向飞行器的上方喷出，受到向下的反作用力Fi，使得多级飞行器低头，用来消除正偏 差，第二喷管向图示中的飞行器的右侧喷出，即多级飞行器飞行时向飞行器的下方喷出，受 到向上的反作用力，使得多级飞行器抬头，用来消除负偏差。
[0104] 可W设定多级飞行器的姿态角偏差为Δφ,Δφ为由姿态传感器采集的俯仰角度或 偏航角度与期望俯仰角度或期望偏航角度的差值；
[01化]Δι为Δφ的正偏差界限，Δ2为Δφ的下偏差界限，
[0106] 当Δφ〉Δι，使得姿控设备处于减少Δφ的状态；
[0107] 当Δφ<Δ2,使得姿控设备处于增加 Δφ的状态。
[010引举个例子，不妨设Δι = 0.5°，Δ2 = -0.5°。
[0109] 如果当前Δφ = 1°，则打开第一喷管，直到Δφ<0.5°或者其它关闭第一喷管的条 件。
[0110] 如果当前Δφ = -1°，则打开第二喷管，直到Δφ〉-0.5°或者其它关闭第二喷管的条 件。
[0111] 级火箭为例，火箭姿态控制系统如图1所示，在一级飞行过程中，一级火箭发 动机喷射，集成式飞行器姿态控制系统，控制一级姿控喷管4和末级姿控喷管5, W控制一级 飞行的姿态。在一级飞行控制过程中，如果控制参数解算需要对火箭质屯、产生15000Nm的俯 仰力矩，则该俯仰力矩完全由一级姿控喷管4和末级姿控喷管5产生。
[0112] 在一级飞行完成之后，第一级1从多级飞行器中分离，一级火箭发动机和一级姿控 系统抛弃，二级火箭发动机开始工作。同样，在二级飞行过程中，如果控制参数解算需要对 火箭质屯、产生7000Nm的俯仰力矩，则该俯仰力矩由末级姿控喷管产生。
[0113] 在二级飞行完成之后，火箭抛弃二级发动机，Ξ级火箭发动机开始工作，如果Ξ级 需要3000Nm的俯仰力矩，则运3000Nm的俯仰力矩均由末级姿控喷管产生。
[0114] 实施例3:
[0115] 本实施例与实施例的1的区别在于，不再设置一级姿控喷管，多级飞行器在一级飞 行的时候，飞行器的姿态也由末级姿控喷管来控制，
[0116] 集成式飞行器姿态控制器用于在多级飞行器一级整个飞行过程中，控制末级姿控 装置产生推力Pi，
[0117] Pi*b〉M需 1
[0118] 其中，Μ需1为多级飞行器在带有第一级的飞行时所需的俯仰力矩或偏航力矩，L2为 多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与末级姿控装置之间的垂直距离姿控 装置；
[0119] 当多级飞行器在一级飞行的时候，由于末级姿控装置与此时飞行器的质屯、较远， 所W用不大的推力，即可W产生较大的偏航力矩或俯仰力矩，可W提高飞行器的控制性能。
[0120] 实施例4:
[0121] 本实施例与实施例2的区别在于：
[0122] 多级飞行器在带有第一级的飞行时，集成式飞行器姿态控制器控制末级姿控装 置，使得末级姿控装置产生的推力满足：
[0123] Pi*b〉M需 1
[0124] 其中Pi为末级姿控装置产生的推力，Μ需1为多级飞行器在带有第一级的飞行时所需 的俯仰力矩或偏航力矩，Li为多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与末级姿 控装置之间的垂直距离；
[0125] 实施例5:
[0126] -种多级飞行器，设置有上述的集成式多级飞行器姿态控制系统。
[0127] 该飞行器可W在实现与现有技术的多级飞行器相同效果下，省略了至少一个姿态 控制器，降低了多级飞行器的重量和成本，同时也提高了飞行器的控制可靠性。
[012引实施例6:
[0129] -种导弹，设置有上述的集成式多级飞行器姿态控制系统。
[0130] 该导弹可W在实现与现有技术的导弹相同效果下，省略了至少一个姿态控制器， 降低了导弹的重量和成本，节省下来的重量可W用来提高战斗部的重量W提高打击能力， 同时也提高了导弹飞行的控制可靠性。
[0131] 实施例7:
[0132] -种火箭，设置有上述的集成式多级飞行器姿态控制系统。
[0133] 该火箭可W在实现与现有技术的火箭相同效果下，省略了至少一个姿态控制器， 降低了导弹的重量和成本，节省下来的重量可W用来提高有效载荷，同时也提高了火箭飞 行的控制可靠性。
[0134] 尽管上面结合附图对本发明的优选实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上 述的【具体实施方式】，上述的【具体实施方式】仅仅是示意性的，并不是限制性的，本领域的普通 技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可 W作出很多形式，例如:①实施例1和实施例2中，姿态传感器采集的是多级飞行器的俯仰角 度，控制俯仰角度，实际上该控制系统和控制方法还可w用来控制偏航角度;②当需要同时 控制俯仰角度和偏航角度的时候，可W在分别计算出偏航的推力和俯仰的推力之后，将运 两个推力做矢量求和，即可得到每个喷管所需要产生的实际推力;③上述实施例中，描述的 主要是Ξ级飞行器，实际上本控制系统还可W用于二级、四级W致更多级飞行器，例如四级 火箭，控制四级火箭的Ξ级飞行时的控制方法与实施例2中控制二级飞行的控制方法相同， 控制四级火箭的四级飞行时的控制方法与现有技术中的Ξ级火箭在Ξ级飞行时的控制方 法相同；④上述实施例中姿控装置是姿控喷管，实际上，一级姿控装置还可W采用空气舱和 燃气舱，末级姿控装置还可W采用空气舱或其他类型的姿控装置;⑤上述实施例中，列举的 是对姿控装置的开关进行控制的情况，但实际上对于喷管或空气舱、燃气舱等，还可W对其 推力大小进行控制，或同时控制推力大小和姿控装置的启动与关闭，W满足推力与力矩的 关系，从而对飞行器的姿态进行调整;⑥实施例2中所举的例子是末级姿控装置为喷管的情 形，实际上当末级姿控装置为空气舱、燃气舱的时候，本领域技术人员依据现有技术也可W 实现依照该算法，由空气舱或燃气舱来改变Δ Φ，W实现对飞行器姿态的控制;⑦实施例4 中，飞行器处于一级飞行时，集成式飞行器姿态控制系统是控制末级喷管W实现对飞行器 的姿态控制的，实际上在一级飞行时还可W通过是否打开一级喷管，实现对飞行器姿态的 控制，一级喷管的推力应该满足：
[0135] P2 礼3〉M需 1
[0136] 运些均属于本发明的保护范围之内。
【主权项】
1. 一种多级飞行器姿态控制系统，多级飞行器包括第一级，其特征在于：包括姿控设 备，所述姿控设备包括设置于多级飞行器头部的末级姿控装置，还包括： 姿态传感器，用于实时采集所述多级飞行器的俯仰角度，和/或，实时采集所述多级飞 行器的偏航角度； 飞行器姿态控制器，所述飞行器姿态控制器为集成式飞行器姿态控制器，所述集成式 飞行器姿态控制器设置在多级飞行器头部，用于:实时接收所述俯仰角度，和/或，所述偏航 角度;并根据所述俯仰角度，和/或，所述偏航角度，控制所述姿控设备的推力和/或所述姿 巧设备的开关。2. 根据权利要求1所述的多级飞行器姿态控制系统，其特征在于:集成式飞行器姿态控 制器用于在所述多级飞行器带有所述第一级的飞行时，控制所述末级姿控装置产生推力 Pi, Pi*l^i〉M需 1 其中Μ需1为所述多级飞行器在带有第一级的飞行时所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li为所 述多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与所述末级姿控装置之间的垂直距 离； 在所述第一级从所述多级飞行器分离后，所述集成式飞行器姿态控制器控制所述末级 姿控装置产生推力Pi， Pi礼2〉M需2 其中，L2为所述第一级从所述多级飞行器分离后的多级飞行器的第二质屯、位置与所述 末级姿控装置之间的垂直距离，Μ需2为所述第一级所述多级飞行器分离后的所述多级飞行 器所需的俯仰力矩或偏航力矩。3. 根据权利要求1所述的多级飞行器姿态控制系统，其特征在于:所述姿控设备还包括 设置于多级飞行器的第一级的一级姿控装置。4. 根据权利要求3所述的多级飞行器姿态控制系统，其特征在于： 所述多级飞行器在带有所述第一级的飞行时，集成式飞行器姿态控制器控制所述末级 姿控装置产生推力Pi和/或所述一级姿控装置产生推力Ρ2需2，其中，Μ需1为所述多级飞行器在带有第一级的飞行时所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li为 所述多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与所述末级姿控装置之间的垂直 距离，L3为所述多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与所述一级姿控装置之 间的垂直距离； 在所述第一级从所述多级飞行器分离后，所述集成式飞行器姿态控制器控制末级姿控 装置产生推力Pi， Pi礼2〉M需2 其中，L2为所述第一级从所述多级飞行器分离后的多级飞行器的第二质屯、位置与所述 末级姿控装置之间的垂直距离，Μ需2为所述第一级所述多级飞行器分离后的所述多级飞行 器所需的俯仰力矩或偏航力矩。5. -种多级飞行器姿态控制方法，其特征在于，包括： 姿态传感器实时采集多级飞行器的俯仰角度，和/或，实时采集所述多级飞行器的偏航 角度； 设置在所述多级飞行器的头部的集成式飞行器姿态控制器实时接收所述俯仰角度， 和/或，所述偏航角度； 所述集成式飞行器姿态控制器并根据所述俯仰角度，和/或，所述偏航角度，在所述多 级飞行器带有第一级的飞行时和在所述第一级从所述多级飞行器分离后，控制所述姿控设 备的推力和/或所述姿控设备的开关。6. 根据权利要求5所述的多级飞行器姿态控制方法，其特征在于:所述多级飞行器包括 第一级，所述姿控设备包括设置在所述多级飞行器的头部的末级姿控装置，所述多级飞行 器在带有所述第一级的飞行时，集成式飞行器姿态控制器控制所述末级姿控装置产生推力 Pi, Pi*l^i〉M需 1 其中，Μ需1为所述多级飞行器在带有第一级的飞行时所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li为 所述多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与所述末级姿控装置之间的垂直 距离姿控装置； 所述多级飞行器包括第一级，在所述第一级从所述多级飞行器分离后，所述集成式飞 行器姿态控制器控制所述末级姿控装置产生推力Pi， Pi礼2〉M需X 其中，L2为所述第一级从所述多级飞行器分离后的多级飞行器的第二质屯、位置与所述 末级姿控装置之间的垂直距离，Μ需2为所述第一级所述多级飞行器分离后的所述多级飞行 器所需的俯仰力矩或偏航力矩。7. 根据权利要求5所述的多级飞行器姿态控制方法，其特征在于:所述多级飞行器包括 第一级，所述姿控设备包括设置在所述多级飞行器的头部的末级姿控装置和设置于所述第 一级的一级姿控装置，所述集成式飞行器姿态控制器控制所述末级姿控装置和/或所述一 级姿控装置的推力和/或控制所述末级姿控装置和/或所述一级姿控装置的开关； 所述多级飞行器在带有第一级的飞行时，集成式飞行器姿态控制器控制所述末级姿控 装置产生推力Pi和/或所述一级姿控装置产生推力Ρ2需2，其中，Μ需1为所述多级飞行器在带有第一级的飞行时所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li为 所述多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与所述末级姿控装置之间的垂直 距离，L3为所述多级飞行器在带有第一级的飞行时的第一质屯、位置与所述一级姿控装置之 间的垂直距离； 在所述第一级从所述多级飞行器分离后，所述集成式飞行器姿态控制器控制所述末级 姿控装置产生推力Pi， Pi礼2〉M需2 其中，L2为所述第一级从所述多级飞行器分离后的多级飞行器的第二质屯、位置与所述 末级姿控装置之间的垂直距离，Μ需2为所述第一级所述多级飞行器分离后的所述多级飞行 器所需的俯仰力矩或偏航力矩。8. 根据权利要求6所述的多级飞行器姿态控制方法，其特征在于:所述多级飞行器的姿 态角偏差为Δφ,Δφ为由所述姿态传感器采集的所述俯仰角度或所述偏航角度与期望俯仰 角度或期望偏航角度的差值； Δι为ΔφΚ正偏差界限，Δ2为ΔφΚ下偏差界限， 当Δ Φ〉Δ1，使得姿控设备处于减少Δ Φ的状态； 当Δφ<Δ2,使得姿控设备处于增加 Δφ的状态。9. 一种多级飞行器，其特征在于:设置有权利要求1或2或3所述的集成式多级飞行器姿 态控制系统。10. -种导弹或火箭，其特征在于:设置有权利要求1或2或3所述的集成式多级飞行器 姿态控制系统。
【文档编号】B64G1/26GK105836161SQ201610282645
【公开日】2016年8月10日
【申请日】2016年4月29日
【发明人】陈小军, 舒畅, 陈江澜, 艾之恒, 赵新强
【申请人】北京零壹空间科技有限公司