[发明专利]一种助推与芯级发动机联合推力矢量控制方法

说明书

本发明公开一种助推与芯级发动机联合推力矢量控制方法。所述方法包括：为火箭构型中三个助推发动机和一个芯级发动机均配置两个伺服作动器双向摆动，提供俯仰、偏航和滚动通道控制力矩；基于姿态角偏差信号计算单个伺服作动器对俯仰、偏航或滚动通道的控制力矩贡献，构建伺服机构安装矩阵和伺服机构分配矩阵，实现三通道的执行分配解耦；当某一个或两个助推发动机到达推力下降段时，设置控制策略；基于设置的控制策略，考虑系统结构干扰、气动干扰及三助推关机不同步干扰，进行控制能力分析。采用本发明技术方案，大幅提升运载效率，综合性能优越，实现对3固体助推+1固体芯级不对称布局的联合推力矢量控制。

技术领域

本发明涉及火箭推力控制领域，尤其涉及一种助推与芯级发动机联合推力矢量控制方法。

背景技术

重型运载火箭是未来载人登月、探索火星等空间科学和应用的基础。随着航天活动规模不断增大，对进入空间能力的需求日益提高。因火箭串联级数的增多将带来不可实现的工程风险，大型火箭多选择并联构型；芯级+多个助推器的重型捆绑火箭代表着目前一次性运载火箭技术的最高水平，世界各国均将其研制作为重点方向。

并联构型运载火箭在提升运载能力的同时，其干扰力矩也随之增大，传统仅芯级发动机摆动进行控制的方案难以满足稳定控制的要求。国际上先进的大型运载火箭都采用了联合摇摆控制，即助推发动机和芯级发动机联合控制策略。

助推发动机和芯级发动机联合控制的动作协调，参数选择合理，能够平稳联动，实现稳定飞行。该技术使运载火箭从单变量控制转变为多变量控制，从芯级单独控制转变为助推和芯级两类发动机联合控制，具有较强的通用性，对于助推发动机摆动参与控制的所有运载火箭普遍适用，为新一代航天运输系统和重型运载火箭研制提供了有益参考。

然而，多发动机、多伺服联合的摇摆布局方案，助推发动机摆动参与姿态控制，全箭气动及弹性特性复杂，弹性模态呈现空间分布的特点；存在助推发动机质量偏心问题，以及各台助推发动机开关机不同步问题，从而引入较大的结构干扰和控制干扰。因此，多发动机、多伺服联合的摇摆控制方案，在提高控制能力的同时，对火箭姿态控制提出了较大挑战。

虽然现有的液体捆绑运载火箭(液体芯级+液体助推或液体芯级+固体助推)的联合控制技术已经突破并得到应用验证，但对于全固体捆绑运载火箭(固体芯级+固体助推)仍存在尚未解决的控制分配问题，主要原因为固体火箭发动机的推力无法主动控制，固体装药设计与工艺实现难以保证多台发动机工作时的推力保持均匀、一致，且其工作推力大小与工作时长随储存环境温度而显著变化，使得固体捆绑方案存在干扰力矩、控制力矩量级和时段上的不确定性，需要提高控制分配方案的鲁棒性，并根据飞行状态适当进行动态分配。

发明内容

本发明提供了一种助推与芯级发动机联合推力矢量控制方法，包括：

为火箭构型中三个助推发动机和一个芯级发动机均配置两个伺服作动器双向摆动，提供俯仰、偏航和滚动通道控制力矩；

基于姿态角偏差信号计算单个伺服作动器对俯仰、偏航或滚动通道的控制力矩贡献，构建伺服机构安装矩阵，根据伺服机构安装矩阵确定伺服机构分配矩阵，基于伺服机构分配矩阵进行摆角指令分配，实现三通道的执行分配解耦；

当某一个或两个助推发动机到达推力下降段时，设置如下控制策略：对于尚未到达推力下降段助推，认为其控制力可操纵，使用尚未到达推力下降段的助推的推力矢量参与干扰力矩的配平；当助推即将进入后效段，认为其推力为不可用控制力，作为干扰力进行分析；

基于设置的控制策略，考虑系统结构干扰、气动干扰及三助推关机不同步干扰，进行控制能力分析。

如上所述的一种助推与芯级发动机联合推力矢量控制方法，其中，在火箭构型中三个助推发动机和一个芯级发动机的每个发动机柔性喷管各配置A、B两个伺服作动器双向摆动，提供俯仰、偏航和滚动通道控制力矩。