[发明专利]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

权利要求书

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。