一种用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统及控制方法与流程

本申请涉及火箭发射推进，尤其涉及一种用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统及控制方法。

背景技术：

1、当前，以美国“星链”(star link)为代表的低轨星座发展迅速，成为世界经济和军事强国争夺空间战略资源的“新战场”。为抢占发展先机，我国也推出了多项低轨卫星星座计划，并已开始发射部署。未来10年，我国低轨卫星部署需求超过1万颗。目前，微小卫星主要发射方式有中大型火箭搭载发射以及小型火箭搭载发射。中大型火箭研制生产周期长，无法满足卫星星座大规模快速部署的需求。与此同时，小型火箭运载能力有限，卫星每公斤发射成本较高；据此提出地面电磁弹射的方式发射小型固体火箭，通过电磁力使火箭具有发射初速度，降低发射成本，缩短部署时间。然而，由于磁悬浮轨道具有发射倾角，并且考虑到成本问题，倾角设计不宜过大。在小倾角发射条件下，火箭脱离轨道后需要主推进器提供矢量推力，使火箭增大俯仰角，垂直向上飞行，但是会消耗更多的燃料，降低火箭的运载能力。

2、因此，目前亟需解决的技术问题是：为了不影响火箭的运载能力，需要提供一种用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统及控制方法，以提供火箭的俯仰力矩，实现箭体姿态和航向的控制，同时减少燃料消耗。

技术实现思路

1、本申请的目的在于提供一种用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统及控制方法，不仅可以向提供火箭的俯仰力矩来实现箭体姿态和航向的控制，同时也减少主推进器的燃料消耗，避免火箭的运载能力下降。

2、为达到上述目的，本申请提供一种用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，该转向推进系统安装在火箭的第一级火箭部段上，且靠近主推进器的位置，所述火箭安装在电磁推进承载车辆上，所述电磁推进承载车辆移动连接在磁悬浮轨道上，所述磁悬浮轨道具有倾角，该转向推进系统包括：控制系统和推力系统，所述控制系统安装在第一级火箭部段内部；所述控制系统通过指令控制所述推力系统，以控制火箭的姿态和航向。

3、如上所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其中，所述控制系统包括：控制器和激光传感器，所述激光传感器与所述控制器通信连接；所述激光传感器，用于判定火箭与电磁推进承载车辆是否分离，当所述激光传感器感知火箭与电磁推进承载车辆分离，所述激光传感器向所述控制器传递信息，所述控制器根据所述激光传感器传递的信息生成指令，通过指令控制所述推力系统，以控制火箭的姿态和航向。

4、如上所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其中，所述推力系统包括两个旋转推进器、一个转向推进器、加压气体瓶，两个所述旋转推进器和一个所述转向推进器均固定连接在所述火箭的外壁；所述加压气体瓶与所述旋转推进器和所述转向推进器连通，用于向所述旋转推进器和所述转向推进器提供加压气体；两个所述旋转推进器输入加压气体后，带动所述火箭沿其轴线方向旋转，以将所述转向推进器定位到期望位置；所述转向推进器定位到期望位置，向所述转向推进器输入加压气体后，提供用于火箭航向由倾斜转为垂直向上的期望推力。

5、如上所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其中，所述控制系统包括：控制器和姿态传感器，所述姿态传感器，用于感知火箭姿态信息，将火箭姿态信息反馈给控制器；控制器根据火箭姿态信息发送指令控制所述旋转推进器工作，使所述转向推进器保持在期望位置。

6、如上所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其中，所述推力系统还包括三向阀，所述三向阀具有一个输入端和三个输出端，所述三向阀的输入端通过所述控制系统的控制器与所述加压气体瓶连通，所述三向阀的三个输出端分别与两个旋转推进器和一个转向推进器连通；所述控制系统的控制器通过指令控制所述三向阀的启闭，以向所述旋转推进器或所述转向推进器输入加压气体。

7、如上所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其中，两个所述旋转推进器对称设置在火箭两侧，且所述转向推进器与所述旋转推进器间隔90度设置。

8、如上所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其中，所述期望位置为：两个所述旋转推进器所在直线与所述磁悬浮轨道所在平面平行，且所述转向推进器位于所述火箭远离所述磁悬浮轨道的一面，所述转向推进器位于所述火箭正上方。

9、如上所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其中，两个所述旋转推进器和一个所述转向推进器在所述火箭的同一径向圆面上，且远离所述火箭的质心处设置。

10、作为本申请的第二方面，本申请提供一种用于电磁弹射小型火箭的转向推进控制方法，应用于所述的转向推进控制系统，该转向推进控制方法包括如下步骤：激光传感器判定火箭与电磁推进承载车辆是否分离，若分离，则火箭点火飞行，否则，火箭禁止点火飞行；激光传感器向控制器传递信息，控制器通过指令控制三向阀开启，以向旋转推进器提供加压气体，旋转推进器沿火箭的圆周方向提供推力，使火箭沿轴线方向旋转，以将转向推进器定位到期望位置；控制器控制三向阀开启，向转向推进器提供加压气体，在转向推进器与主推进器的共同作用下使得火箭航向由倾斜状态转为垂直向上状态；火箭达到垂直向上状态时，控制器控制三向阀关闭。

11、如上所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进控制方法，其中，激光传感器判定火箭与电磁推进承载车辆是否分离的方法包括：检测火箭速度，根据火箭速度到达指定数据时，判定火箭与电磁推进车辆分离。

12、本申请实现的有益效果如下：

13、(1)、本申请采用加压气体可控的控制系统，通过加压气体控制旋转推进器与转向推进器工作，进而为火箭提供旋转推力和俯仰力矩，来实现箭体姿态和航向的控制，减少主推进器的能量消耗，降低成本，避免火箭的运载能力下降，从应用于电磁弹射小型火箭的姿态与航向控制的设计角度来看，具有低能耗、低成本的优势。

14、(2)、本申请将旋转推进器和转向推进器设置在同一径向圆面上，且远离火箭质心处，使火箭获得俯仰推力最大化。

技术特征：

1.一种用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其特征在于，该转向推进系统安装在火箭的第一级火箭部段上，且靠近主推进器的位置，所述火箭安装在电磁推进承载车辆上，所述电磁推进承载车辆移动连接在磁悬浮轨道上，所述磁悬浮轨道具有倾角，该转向推进系统包括：控制系统和推力系统，

2.根据权利要求1所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其特征在于，所述控制系统包括：控制器和激光传感器，

3.根据权利要求1所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其特征在于，所述推力系统包括两个旋转推进器、一个转向推进器、加压气体瓶，

4.根据权利要求3所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其特征在于，所述控制系统包括：控制器和姿态传感器，所述姿态传感器，用于感知火箭姿态信息，将火箭姿态信息反馈给控制器；控制器根据火箭姿态信息发送指令控制所述旋转推进器工作，使所述转向推进器保持在期望位置。

5.根据权利要求3所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其特征在于，所述推力系统还包括三向阀，所述三向阀具有一个输入端和三个输出端，所述三向阀的输入端通过所述控制系统的控制器与所述加压气体瓶连通，所述三向阀的三个输出端分别与两个旋转推进器和一个转向推进器连通；

6.根据权利要求3所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其特征在于，两个所述旋转推进器对称设置在火箭两侧，且所述转向推进器与所述旋转推进器间隔90度设置。

7.根据权利要求3所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其特征在于，所述期望位置为：两个所述旋转推进器所在直线与所述磁悬浮轨道所在平面平行，且所述转向推进器位于所述火箭远离所述磁悬浮轨道的一面，所述转向推进器位于所述火箭正上方。

8.根据权利要求3所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统，其特征在于，两个所述旋转推进器和一个所述转向推进器在所述火箭的同一径向圆面上，且远离所述火箭的质心处设置。

9.一种用于电磁弹射小型火箭的转向推进控制方法，其特征在于，应用于权利要求1-8之一所述的转向推进控制系统，该转向推进控制方法包括如下步骤：

10.根据权利要求9所述的用于电磁弹射小型火箭的转向推进控制方法，其特征在于，激光传感器判定火箭与电磁推进承载车辆是否分离的方法包括：检测火箭速度，根据火箭速度到达指定数据时，判定火箭与电磁推进车辆分离。

技术总结本申请提供一种用于电磁弹射小型火箭的转向推进系统及控制方法，涉及火箭发射推进技术领域，该转向推进系统安装在火箭的第一级火箭部段上，且靠近主推进器的位置，所述火箭安装在电磁推进承载车辆上，所述电磁推进承载车辆移动连接在磁悬浮轨道上，所述磁悬浮轨道具有倾角，该转向推进系统包括：控制系统和推力系统，所述控制系统安装在第一级火箭部段内部；所述控制系统通过指令控制所述推力系统，以控制火箭的姿态和航向。本申请不仅可以向提供火箭的俯仰力矩来实现箭体姿态和航向的控制，同时也减少主推进器的燃料消耗，避免火箭的运载能力下降。技术研发人员：孙毅,王英诚受保护的技术使用者：北京中科宇航技术有限公司技术研发日：技术公布日：2024/5/29