[发明专利]一种火箭姿态控制系统

说明书

本发明公开了一种火箭姿态控制系统，包括：栅格舵，分布在箭体一级尾段外壁上；第一推力姿控喷管，分布在垂直于箭体纵轴的第一安装面内，第一安装面靠近火箭子级的头部；第二推力姿控喷管，分布在垂直于箭体纵轴的第二安装面内，第二安装面靠近火箭子级的尾部；其中，第一推力姿控喷管的推力大于第二推力姿控喷管的推力。本发明通过在箭体一级尾段外壁配置栅格舵，在箭体最上面一级配置两种不同推力的姿控喷管，可以满足火箭在不同飞行阶段的控制力矩需求，实现火箭全程飞行的稳定控制，使得各级可以使用固定发动机，取消摆动喷管及其伺服机构，简化控制系统，降低运载火箭成本。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种火箭姿态控制系统。

背景技术

对于传统运载火箭，通常在各级配置摇摆发动机作为主要执行机构，并在末级配置喷管作为辅助执行机构，以实现火箭全程飞行的稳定控制。以四级火箭为例，控制方案中需使用多套摇摆发动机(及与其配套的伺服机构)和末级喷管。

近年来，随着商业航天领域的快速发展，成本与经济效益在运载火箭研制与生产决策中的重要性迅速增加。此时，如果继续使用传统控制方案，摇摆发动机及其配套伺服机构需求数量多，采购或自研费用高，控制系统复杂，制约了运载火箭的商业竞争力。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例提供了一种火箭姿态控制系统，以解决目前的火箭控制系统成本较高的问题。

根据第一方面，本发明实施例提供了一种火箭姿态控制系统，包括：

栅格舵，分布在箭体一级尾段外壁上；

第一推力姿控喷管，分布在垂直于箭体纵轴的第一安装面内，所述第一安装面靠近火箭子级的头部；

第二推力姿控喷管，分布在垂直于箭体纵轴的第二安装面内，所述第二安装面靠近火箭子级的尾部；

其中，所述第一推力姿控喷管的推力大于所述第二推力姿控喷管的推力。

本发明实施例提供的火箭姿态控制系统，通过在箭体一级尾段外壁配置栅格舵，在箭体最上面一级配置两种不同推力的姿控喷管，可以满足火箭在不同飞行阶段的控制力矩需求，实现火箭全程飞行的稳定控制，使得各级可以使用固定发动机，取消摆动喷管及其伺服机构，简化控制系统，降低运载火箭成本。

结合第一方面，在第一方面第一实施方式中，所述栅格舵的旋转轴与所述箭体对应的象限线重合。

结合第一方面或第一方面第一实施方式，在第一方面第二实施方式中，所述第一推力姿控喷管的推力线与所述箭体对应的象限线重合。

结合第一方面第二实施方式，在第一方面第三实施方式中，所述第二推力姿控喷管包括第一位置姿控喷管和第二位置姿控喷管，其中所述第一位置姿控喷管和所述第二位置姿控喷管的推力线均平行于所述箭体对应的象限线，且所述第一位置姿控喷管的推力线与所述第二位置姿控喷管的推力线成预设角度。

结合第一方面第三实施方式，在第一方面第四实施方式中，所述第二推力姿控喷管的数量为所述第一推力姿控喷管数量的两倍。

结合第一方面第四实施方式，在第一方面第五实施方式中，所述预设角度为90°。

结合第一方面第三实施方式，在第一方面第六实施方式中，多个所述栅格舵在所述箭体一级尾段外壁上均匀分布；或/和，多个所述第一推力姿控喷管在所述第一安装面内均匀分布；或/和，多个所述第二推力姿控喷管在所述第二安装面内均匀分布。

结合第一方面，在第一方面第七实施方式中，所述子级为所述火箭的最上面一级。

结合第一方面第七实施方式，在第一方面第八实施方式中，所述火箭的最上面一级为所述火箭的四子级。

附图说明