[发明专利]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

说明书

本发明涉及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，方法包括步骤如下：步骤1、在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间t_{g_b}；步骤2、确定非线性调节时间t₁；步骤3、确定增益调整时间参数Δt₁；步骤4、计算主发动机关机后滚动通道增益；步骤5、飞行控制系统利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，实现大推力直接入轨高精度姿态控制。本发明的方法改进主发动机关机后姿控系统滚动通道增益系数调整方式，以提高载荷入轨分离时刻姿态精度。

技术领域

本发明涉及一种运载火箭大推力直接入轨姿态控制方法和系统。

背景技术

运载火箭主发动机关机后由于机架变形角干扰、涡轮泵停转干扰等影响，在箭体滚动通道会产生较大干扰力矩，由于关机后发动机后效推力急速下降，姿控系统控制能力相比关机前急剧减弱，极大增加了运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制难度，在大推力直接入轨时如果采用传统姿态控制方式，载荷分离时刻精度难以满足指标要求。

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，提出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，改进主发动机关机后姿控系统滚动通道增益系数调整方式，以提高载荷入轨分离时刻姿态精度。

本发明所采用的技术方案是：一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制方法，包括步骤如下：

步骤1、在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间t_{g_b}；

步骤2、确定非线性调节时间t₁；

其中，t₁＝t_{g_end}-t_{g_b}；

t_{g_end}为发动机的推力下降到额定推力的70％时对应时刻。

步骤3、确定增益调整时间参数Δt₁；Δt₁满足限制条件：

步骤4、计算主发动机关机后滚动通道增益；

主发动机关机后滚动通道增益包括：关机后效段滚动通道静态增益、关机后效段滚动通道动态增益；具体如下：

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其中：a_g0(t)为关机后效段滚动通道静态增益系数；a_g0表示主发动机关机时刻滚动通道静态增益系数，t表示时间；a_g1(t)为关机后效段滚动通道动态增益系数；a_g1表示主发动机关机时刻滚动通道动态增益系数。

步骤5、飞行控制系统利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，对运载火箭进行姿态控制。

基于上述控制方法的一种运载火箭大推力直接入轨高精度姿态控制系统，包括：第一模块、第二模块、飞行控制系统；

第一模块，用于在火箭主发动机关机时刻，通过制导系统发出的关机时间确定滚动通道增益系数动态调整起始时间t_{g_b}；确定非线性调节时间t₁和增益调整时间参数Δt₁；

第二模块，用于计算主发动机关机后滚动通道增益；主发动机关机后滚动通道增益包括：关机后效段滚动通道静态增益、关机后效段滚动通道动态增益；

飞行控制系统，利用求解出的主发动机关机后滚动通道增益，计算得到主发动机关机后效段姿态控制系统的控制指令，对运载火箭进行姿态控制。