一种运载火箭及其姿态控制方法与流程

本发明涉及航空航天，具体涉及一种运载火箭及其姿态控制方法。

背景技术：

1、随着未来航天活动的扩展，在同等质量量级下，航天器的包络尺寸有大型化的发展趋势。

2、为此，通过适当增加运载火箭基础级长度和装药量、扩大整流罩尺寸，能够提升火箭的运力弹性，使得在同等运载能力下火箭可以适应更多航天器的发射任务。考虑到运输的方便和适配性，一般会考虑增加箭长。

3、但全箭长度的增加和整流罩尺寸的扩大，会导致火箭长细比过大、整体刚度和强度性能降低，难以承受运输和飞行过载；同时大尺寸整流罩导致全箭压心前移、气动干扰变大、稳定控制品质变差，火箭总体布局设计面临难以兼顾高运力包络和高控制品质的难题。

技术实现思路

1、针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种运载火箭及其姿态控制方法，能够解决现有技术中扩大整流罩包络和增加火箭长度，导致火箭整体刚度和强度性能降低、稳定控制品质变差的问题。

2、为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：

3、一方面，本发明提供一种运载火箭，包括：

4、整流罩，其包括整流罩前罩和整流罩后罩；

5、荷载，其设于所述整流罩后罩内；

6、n级发动机，其中第1至n-2级发动机正向设置，且依次与所述整流罩后罩连接，第n-1级发动机和第n级发动机倒装设置，并设于所述整流罩前罩内；

7、姿态控制机构，其设于所述整流罩前罩的周向外沿处，用于控制整个运载火箭的正向飞行姿态和所述整流罩后罩脱离后剩余部分180度反向。

8、在一些可选的方案中，所述姿态控制机构包括沿所述整流罩轴向方向间隔设置的第一姿态控制组件和第二姿态控制组件，所述第一姿态控制组件位于远离所述整流罩后罩一端，其中，所述第一姿态控制组件包括：位于所述整流罩第一圆截面上的四组第一发动机组，四组所述第一发动机组呈十字设置，且均位于所述整流罩外沿处，所述第二姿态控制组件包括：位于所述整流罩第二圆截面上的四组第二发动机组，四组所述第二发动机组呈x字设置，且均位于所述整流罩外沿处，所述第一圆截面和第二圆截面与整流罩轴向方向垂直，在所述第一圆截面和第二圆截面上建立相同朝向的坐标系，第一发动机组的喷管开口法线与坐标系轴线同向，四组所述第二发动机组分别位于坐标系的四个象限内，两两关于一坐标系轴线对称，且喷管开口法线均与该坐标系轴线呈度角。

9、在一些可选的方案中，所述整流罩前罩包括依次拼接不同锥度的第一扩张锥体和第二扩张锥体，所述第二扩张锥体靠近所述整流罩后罩一侧。

10、在一些可选的方案中，所述整流罩的外轮廓曲线满足冯卡门曲线方程。

11、在一些可选的方案中，所述整流罩前罩和整流罩后罩之间通过过渡舱段连接，所述第n级发动机的喷管位于所述第二扩张锥体内，所述第n-级发动机的喷管位于所述第一扩张锥体内，所述第n级发动机和荷载与所述过渡舱段连接，所述第n-级发动机通过连接结构与所述过渡舱段连接。

12、在一些可选的方案中，所述整流罩后罩包括依次连接的圆柱段和倒锥段，所述圆柱段与过渡连接段连接，所述倒锥段与圆柱段轴线方向的夹角为19°～21°。

13、另一方面，本发明还提供一种运载火箭姿态控制方法，用于控制上述任一项所述运载火箭的飞行姿态，包括以下步骤：

14、依次利用第1至n-2级发动机推动运载火箭飞行至设定高度或者飞行设定时间后脱离，并使整流罩后罩脱离；

15、利用姿态控制机构控制所述整流罩后罩脱离后剩余部分180度反向；

16、抛掉整流罩前罩，利用第n-1级发动机和第n级发动机继续推进荷载前进。

17、在一些可选的方案中，在控制整个运载火箭的飞行姿态，进行俯仰机动或者偏航机动时，通过第一姿态控制组件执行，将第二姿态控制组件作为备份，在进行滚转动作时，通过第二姿态控制组件控制。

18、在一些可选的方案中，在进行空气舵脱离前的飞行段姿态控制时：

19、俯仰方向的控制力矩为：

20、

21、其中，l1为第一发动机组推力线到箭体质心的轴向距离，f1为第一发动机组的推力，l2为第二发动机组推力线到箭体质心的轴向距离，f2为第二发动机组的推力，为空气舵提供的俯仰控制力矩；为舵偏角为时的火箭气动俯仰力矩系数，q为动压，s为气动参考面积，l为气动参考长度，为舵偏角为时的火箭气动俯仰力矩系数，u1～u8分别为t1至t8发动机组的开关机控制指令，为1或0，1为开启，0为关闭；

22、偏航通道的控制力矩为:

23、

24、其中，mψ0＝qslcn(δψ0)，为空气舵提供的偏航控制力矩；cn(δψ0)为舵偏角为时的火箭气动偏航力矩系数；

25、滚转通道的控制力矩为:

26、

27、其中，mγ0＝qslcl(δγ0)，为空气舵提供的滚转控制力矩，h1为第一发动机组(41)安装面到箭体纵轴的距离；cl(δγ0)为舵偏角为δγ0时的火箭气动滚转力矩系数；

28、在进行空气舵脱离后的飞行段姿态控制时：

29、俯仰方向的控制力矩为：

30、

31、偏航通道的控制力矩为：

32、

33、滚转通道的控制力矩为：

34、

35、在一些可选的方案中，所述的利用姿态控制机构控制所述整流罩后罩脱离后剩余部分180度反向，包括：利用第一姿态控制组件的四个第一发动机组控制整流罩后罩脱离后剩余部分180度反向，并通过第二姿态控制组件的四组第二发动机组进行姿态控制和备份。

36、与现有技术相比，本发明的优点在于：将第n-1级发动机和第n级发动机倒装在整流罩前罩内，在第1至n-2级发动机和整流罩后罩脱离后，利用整流罩前罩周向外沿处的姿态控制机构在整流罩后罩脱离后剩余部分180度反向，使第n-1级发动机和第n级发动机继续推进荷载前进。大幅提高整流罩头部的空间利用率，既缩短了全箭长度、得到了相对合理的长细比，又减轻了舱段结构的消极质量；提升运载系数，有效降低单位有效载荷发射成本。

技术特征：

1.一种运载火箭，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述姿态控制机构(4)包括沿所述整流罩(1)轴向方向间隔设置的第一姿态控制组件和第二姿态控制组件，所述第一姿态控制组件位于远离所述整流罩后罩(12)一端，其中，所述第一姿态控制组件包括：位于所述整流罩(1)第一圆截面上的四组第一发动机组(41)，四组所述第一发动机组(41)呈十字设置，且均位于所述整流罩(1)外沿处，所述第二姿态控制组件包括：位于所述整流罩(1)第二圆截面上的四组第二发动机组(42)，四组所述第二发动机组(42)呈x字设置，且均位于所述整流罩(1)外沿处，所述第一圆截面和第二圆截面与整流罩(1)轴向方向垂直，在所述第一圆截面和第二圆截面上建立相同朝向的坐标系，第一发动机组(41)的喷管开口法线与坐标系轴线同向，四组所述第二发动机组(42)分别位于坐标系的四个象限内，两两关于一坐标系轴线对称，且喷管开口法线均与该坐标系轴线呈45度角。

3.如权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述整流罩前罩(11)包括依次拼接不同锥度的第一扩张锥体(111)和第二扩张锥体(112)，所述第二扩张锥体(112)靠近所述整流罩后罩(12)一侧。

4.如权利要求3所述的运载火箭，其特征在于，所述整流罩(1)的外轮廓曲线满足冯卡门曲线方程。

5.如权利要求3所述的运载火箭，其特征在于，所述整流罩前罩(11)和整流罩后罩(12)之间通过过渡舱段(5)连接，所述第n级发动机(32)的喷管位于所述第二扩张锥体(112)内，所述第n-1级发动机(31)的喷管位于所述第一扩张锥体(111)内，所述第n级发动机(32)和荷载(2)与所述过渡舱段(5)连接，所述第n-1级发动机(31)通过连接结构(7)与所述过渡舱段(5)连接。

6.如权利要求5所述的运载火箭，其特征在于，所述整流罩后罩(12)包括依次连接的圆柱段(121)和倒锥段(122)，所述圆柱段(121)与过渡连接段(321)连接，所述倒锥段(122)与圆柱段(121)轴线方向的夹角为19°～21°。

7.一种运载火箭姿态控制方法，其特征在于，用于控制如权利要求1-6任一项所述运载火箭的飞行姿态，包括以下步骤：

8.如权利要求7所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，在控制整个运载火箭的飞行姿态，进行俯仰机动或者偏航机动时，通过第一姿态控制组件执行，将第二姿态控制组件作为备份，在进行滚转动作时，通过第二姿态控制组件控制。

9.如权利要求8所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，在进行空气舵(6)脱离前的飞行段姿态控制时：

10.如权利要求9所述的运载火箭姿态控制方法，其特征在于，所述的利用姿态控制机构控制所述整流罩后罩(12)脱离后剩余部分180度反向，包括：利用第一姿态控制组件的四个第一发动机组(41)控制整流罩后罩(12)脱离后剩余部分180度反向，并通过第二姿态控制组件的四组第二发动机组(42)进行姿态控制和备份。

技术总结本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种运载火箭及其姿态控制方法。该运载火箭包括：整流罩、荷载、N级发动机和姿态控制机构。其中，整流罩包括整流罩前罩和整流罩后罩；荷载设于整流罩后罩内；N级发动机中第1至N‑2级发动机正向设置，且依次与整流罩后罩连接，第N‑1级发动机和第N级发动机倒装设置，并设于整流罩前罩内；姿态控制机构设于整流罩前罩的周向外沿处，用于控制整个运载火箭的正向飞行姿态和整流罩后罩脱离后剩余部分180度反向。本方案能够解决现有技术中扩大整流罩包络和增加火箭长度，导致火箭整体刚度和强度性能降低、稳定控制品质变差的问题，兼顾高运力包络和高控制品质。技术研发人员：梁纪秋,胡长伟,杜林霏,张鹏飞,彭威,熊闯,陈腾芳,张健鹏,刘宪闯受保护的技术使用者：湖北航天技术研究院总体设计所技术研发日：技术公布日：2024/7/9