基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统。其中，该方法包括以下步骤：步骤一：确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；步骤二：通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态；步骤三：利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数。本发明专利技术解决了运载火箭一子级分离后不同飞行阶段的姿态控制问题，满足运载火箭子级垂直返回方案要求。

Sub level vertical return control method and system based on multiple actuators for launch vehicle

The invention discloses a substage vertical return control method and a system of a carrier rocket based on a plurality of actuators. Among them, the method includes the following steps: Step 1: determine the actuator used in the attitude control during the vertical return of a carrier rocket, step two: use the executive mechanism through the use principle of the attitude actuating mechanism, and then control the attitude of a subgrade arrow body; step three: using four yuan based on the region division. A number method is used to calculate the attitude parameters of a subgrade arrow. The invention solves the problem of attitude control at different flight stages after a sub stage separation of a launch vehicle, and meets the requirements of the vertical return of the launch vehicle sub stage.

【技术实现步骤摘要】
基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统
本专利技术属于飞行器控制领域，尤其涉及一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法。
技术介绍
运载火箭子级垂直返回是指火箭子级在完成飞行任务进行级间分离后，通过控制系统和动力装置，按照设定的轨迹自主飞回着陆场，并以垂直的箭体姿态稳定的降落到着陆场指定位置。在火箭子级分离后返回地面过程中，要经历姿态调整段、再入段、落点调整段、垂直着陆段等不同的飞行段，空域跨度大，飞行环境复杂。不同飞行段有不同的姿态控制需求，单靠一种执行机构很难满足运载火箭子级返回全程飞行姿态控制的要求。利用多执行机构联合控制能解决火箭子级返回过程各飞行段的姿态控制问题，也是实现火箭子级垂直返回的关键技术。根据国内外有关文献检索情况，国内外已公开发表的非专利文献和专利文献中，均未发现与本技术研究内容完全相同的文献报道。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法及系统，解决了运载火箭一子级分离后飞行过程的姿态控制问题。本专利技术的技术方案是：根据本专利技术的一个方面，提供了一种基于多执行机构的运本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤一：确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；步骤二：通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态；步骤三：利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数。

【技术特征摘要】
1.一种基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：步骤一：确定运载火箭一子级箭体垂直返回过程中姿态控制所使用的执行机构；步骤二：通过姿态执行机构的使用原则使用执行机构，进而控制一子级箭体姿态；步骤三：利用基于区域划分的四元数法计算一子级箭体姿态参数。2.根据权利要求1所述的基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于：在步骤一中，运载火箭一子级箭体上安装使用的执行机构包括：一子级主发动机、反作用推力器和栅格翼，其中，一子级主发动机设置于一子级箭体的尾部，反作用推力器设置于一子级箭体级间段位置，栅格翼设置于一子级箭体级间段位置。3.根据权利要求2所述的基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于：步骤二具体包括：(1)首先采用栅格翼作为运载火箭一子级箭体的控制执行机构，如果栅格翼产生的最大控制力矩小于将一子级箭体当前时刻所需的控制力矩即若则进入步骤(2)；如果转入步骤(4)；(2)开启主发动机产生最大控制力矩为如果则进入步骤(3)；如果则使用栅格翼和主发动机联合进行姿态控制，进入步骤(5)；(3)开启反作用推力器产生固定的正向控制力矩为Mr，如果且则使用栅格翼、主发动机和反作用推力器联合进行姿态控制，进入步骤(6)；(4)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf，其中，Mf为栅格翼在当前时刻实际产生的控制力矩；(5)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf+Mδ，Mδ为主发动机在当前时刻实际产生的控制力矩；(6)根据一子级箭体初始的姿态角和制导系统发出的的姿态角指令，依据控制律，计算当前时刻实际产生的控制力矩MC＝Mf+Mδ+yrMr，其中为yr为反作用推力器在当前时刻的开关指令，Mr为反作用推力器在当前时刻实际产生的控制力矩。4.根据权利要求3所述的基于多执行机构的运载火箭子级垂直返回控制方法，其特征在于：步骤三具体包括：(7)将当前时刻控制力矩MC、一子级箭体转动的初始角速度ω0带入箭体绕质心动力学方程组，求解后得到当前时刻一子级箭体转动的角速度ω；(8)使用四元数法表示姿态运动学方程，求解该方程得到四元数q；(9)根据姿态角、本体坐标系和发射坐标系，得到本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵A和四元数表示的本体坐标系到发射坐标系的转换矩阵B，将俯仰角变化区域划分为4部分，根据转换矩阵A和转换矩阵B，按照俯仰角数值所属的区...

【专利技术属性】
技术研发人员：张柳，吴胜宝，刘丙利，汪小卫，胡冬生，何朔，张烽，李扬，焉宁，童科伟，张雪梅，唐琼，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11