多級飛行器控制系統和方法和飛行器和導彈和火箭的制作方法

多級飛行器控制系統和方法和飛行器和導彈和火箭的制作方法
【專利摘要】本發明涉及多級飛行器姿態控制系統、多級飛行器控制方法、應用了該多級飛行器控制系統的多級飛行器、火箭和導彈，控制系統包括姿控設備，姿控設備包括設置于多級飛行器頭部的末級姿控裝置，還包括：姿態傳感器，用于實時采集多級飛行器的俯仰角度，和/或，實時采集多級飛行器的偏航角度；飛行器姿態控制器，飛行器姿態控制器為集成式飛行器姿態控制器，集成式飛行器姿態控制器設置在多級飛行器頭部，用于：實時接收俯仰角度和/或偏航角度；并根據俯仰角度和/或偏航角度，控制姿控設備的推力和/或姿控設備的開關。該裝置可以降低多級飛行器的制造、發射成本，提高可靠性。
【專利說明】
多級飛行器控制系統和方法和飛行器和導彈和火箭
技術領域
[0001] 本發明屬于多級飛行器的姿態控制技術領域，特別是設及多級飛行器控制系統、 多級飛行器控制方法、應用了該多級飛行器控制系統的多級飛行器、火箭和導彈。
【背景技術】
[0002] 通常的火箭或者彈道式戰略/戰術導彈設計，在每一級都需安裝一套姿態控制設 備。在一級飛行時，使用一級的姿態控制系統進行控制;在二級飛行時，使用二級的姿態控 制系統進行控制;在Ξ級飛行時，采用Ξ級的姿態控制系統進行控制。運樣設計的好處在于 系統設計簡單，每一級的姿態控制系統都針對本級進行設計，設計實現都比較方便。
[0003] 運種傳統設計方式也存在缺點。其主要在于火箭或者戰略、戰術導彈有多少級，就 需要多少套姿態控制系統。姿態控制系統數量的增加，也帶來了較多的問題。
[0004] a)多套姿態控制系統，每一套都不能失效(任何一套失效都會導致飛行器失穩，從 而導致飛行任務失敗），從可靠性的角度而言形成了飛行可靠性的串聯環節，全系統的可靠 性比任一套的可靠性都低，降低了系統的可靠性。
[0005] b)姿態控制系統數量的增多，必然帶來成本的大幅度增大，從成本的角度也非常 局印。
[0006] C)姿態控制系統數量的增多，必然帶來結構安裝、電氣控制復雜度的提高，也會帶 來成本與可靠性的問題。
[0007] d)對于飛行器而言，其重量是一個非常重要的參數;比如運載火箭的有效載荷，每 增加1kg，就相當增加1kg黃金的價格;對于飛行器而言，姿態控制系統設備的增多，必然帶 來飛行器重量的增加。

【發明內容】

[000引本發明為克服現有技術中存在的技術問題而提供多級飛行器控制系統、多級飛行 器控制方法、應用了該多級飛行器控制系統的多級飛行器、火箭和導彈，該多級飛行器可W 降低制造、發射成本，提高可靠性。
[0009] -種多級飛行器姿態控制系統，多級飛行器包括第一級，其特征在于:包括姿控設 備和第一級，姿控設備包括設置于多級飛行器頭部的末級姿控裝置，還包括：
[0010] 姿態傳感器，用于實時采集多級飛行器的俯仰角度，和/或，實時采集多級飛行器 的偏航角度；
[0011] 飛行器姿態控制器，飛行器姿態控制器為集成式飛行器姿態控制器，集成式飛行 器姿態控制器設置在多級飛行器頭部，用于:實時接收俯仰角度，和/或，偏航角度;并根據 俯仰角度，和/或，偏航角度，控制姿控設備的推力和/或姿控設備的開關。
[0012] 通過將姿控裝置設置在多級飛行器的頭部和第一級，可W減少所需要控制的噴管 的數量。并且通過設置于頭部的集成式飛行器姿態控制器來控制一級姿控裝置和末級姿控 裝置，可W減少姿態控制器的數量，降低多級飛行器的制造、發射成本，提高多級飛行器的 可靠性。
[0013] 優選的技術方案，其附加特征在于:集成式飛行器姿態控制器用于在多級飛行器 帶有第一級的飛行時，控制末級姿控裝置產生推力Pi，
[0014] Pi*b〉M需 1
[0015] 其中，Μ需1為多級飛行器在帶有第一級的飛行時所需的俯仰力矩或偏航力矩，L2為 多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與末級姿控裝置之間的垂直距離；
[0016] 在第一級從多級飛行器分離后，集成式飛行器姿態控制器控制末級姿控裝置產生 推力Pi，
[0017] Pi 禮2〉M需 2
[0018] 其中，L2為第一級從多級飛行器分離后的多級飛行器的第二質屯、位置與末級姿控 裝置之間的垂直距離，Μ需2為第一級多級飛行器分離后的多級飛行器所需的俯仰力矩或偏 航力矩。
[0019] 當多級飛行器在一級飛行的時候，由于末級姿控裝置與此時飛行器的質屯、較遠， 所W用不大的推力，即可W產生較大的偏航力矩或俯仰力矩，可W提高飛行器的控制性能。
[0020] 當第一級與多級飛行器分離之后，由末級姿控裝置控制飛行器的剩余部分的飛行 姿態，對于Ξ級飛行器而言，可W省略掉二級姿控裝置，降低了運一不必要的重量負擔，也 提高了系統控制的可靠性。
[0021] 優選的技術方案，其附加特征在于:姿控設備還包括設置于多級飛行器的第一級 的一級姿控裝置。
[0022] 由于一級姿控裝置是要在第一級與多級飛行器分離的，所W設置一級姿控裝置， 可W減少末級姿控裝置在一級飛行時的負擔，減少末級姿控裝置的重量，提高多級飛行器 的最終載荷。
[0023] 進一步優選的技術方案，其附加特征在于:控制末級姿控裝置產生推力Pi和/或一 級姿控裝置產生推力P2需2，
[0024]
[0025] 其中，Μ需1為多級飛行器在帶有第一級的飛行時所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li為 多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與末級姿控裝置之間的垂直距離，L3為 多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與一級姿控裝置之間的垂直距離；
[0026] 在第一級從多級飛行器分離后，集成式飛行器姿態控制器控制末級姿控裝置產生 推力Pi，
[0027] Pi 禮2〉M需 2
[0028] 其中，L2為第一級從多級飛行器分離后的多級飛行器的第二質屯、位置與末級姿控 裝置之間的垂直距離，Μ需2為第一級多級飛行器分離后的多級飛行器所需的俯仰力矩或偏 航力矩。
[0029] 在飛行器進行帶有第一級飛行的時候，通過一級姿控裝置和末級姿控裝置共同提 供推力，可W降低一級姿控裝置所需提供的推力，從而減少了一級姿控裝置的重量，進而降 低了發射的成本。
[0030] 當第一級與多級飛行器分離之后，由末級姿控裝置控制飛行器的剩余部分的飛行 姿態，對于Ξ級飛行器而言，可W省略掉二級姿控裝置，降低了運一不必要的重量負擔，也 提高了系統控制的可靠性。
[0031] -種多級飛行器姿態控制方法，包括：
[0032] 姿態傳感器實時采集多級飛行器的俯仰角度，和/或，實時采集多級飛行器的偏航 角度；
[0033] 設置在多級飛行器的頭部的集成式飛行器姿態控制器實時接收俯仰角度，和/或， 偏航角度；
[0034] 集成式飛行器姿態控制器并根據俯仰角度，和/或，偏航角度，在多級飛行器帶有 第一級的飛行時和在第一級從多級飛行器分離后，控制姿控設備的推力和/或姿控設備的 開關。
[0035] 通過由集成式飛行器姿態控制器控制一級和末級姿控裝置，可W減少在帶有第一 級飛行的時候，一級姿控裝置的推力，降低一級姿控裝置的大小，減輕飛行器重量。而且還 消除中間級的姿控裝置，減輕多級飛行器的重量。
[0036] 優選的技術方案，其附加特征在于:多級飛行器包括第一級，姿控設備包括設置在 多級飛行器的頭部的末級姿控裝置，多級飛行器在帶有第一級的飛行時，集成式飛行器姿 態控制末級姿控裝置產生推力Pi，
[0037] Pi*b〉M需 1
[0038] 其中，Li為多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與末級姿控裝置之 間的垂直距離姿控裝置；
[0039] 多級飛行器包括第一級，在第一級從多級飛行器分離后，集成式飛行器姿態控制 器控制末級姿控裝置產生推力Pi，
[0040] Pi 禮2〉M需 2
[0041] 其中，L2為第一級從多級飛行器分離后的多級飛行器的第二質屯、位置與末級姿控 裝置之間的垂直距離，Μ需2為第一級多級飛行器分離后的多級飛行器所需的俯仰力矩或偏 航力矩。
[0042] 當多級飛行器在一級飛行的時候，由于末級姿控裝置與此時飛行器的質屯、較遠， 所W用不大的推力，即可W產生較大的偏航力矩或俯仰力矩，可W提高飛行器的控制性能。
[0043] 當第一級與多級飛行器分離之后，由末級姿控裝置控制飛行器的剩余部分的飛行 姿態，對于Ξ級飛行器而言，可W省略掉二級姿控裝置，降低了運一不必要的重量負擔，也 提高了系統控制的可靠性。
[0044] 優選的技術方案，其附加特征在于:多級飛行器包括第一級，姿控設備包括設置在 多級飛行器的頭部的末級姿控裝置和設置于第一級的一級姿控裝置，集成式飛行器姿態控 制器控制末級姿控裝置和/或一級姿控裝置的推力和/或控制末級姿控裝置和/或一級姿控 裝置的開關；
[0045] 多級飛行器在帶有第一級的飛行時，集成式飛行器姿態控制器控制末級姿控裝置 產生推力Pi和/或一級姿控裝置產生推力Ρ2需2，
[0046]
[0047] 其中，Μ需1為多級飛行器在帶有第一級的飛行時所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li為 多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與末級姿控裝置之間的垂直距離，L3為 多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與一級姿控裝置之間的垂直距離；
[0048] 在第一級從多級飛行器分離后，集成式飛行器姿態控制器控制末級姿控裝置產生 推力Pi，
[0049] Pi 禮2〉M需 2
[0050] 其中，L2為第一級從多級飛行器分離后的多級飛行器的第二質屯、位置與末級姿控 裝置之間的垂直距離，Μ需2為第一級多級飛行器分離后的多級飛行器所需的俯仰力矩或偏 航力矩。
[0051] 在飛行器進行帶有第一級飛行的時候，通過一級姿控裝置和末級姿控裝置共同提 供推力，可W降低一級姿控裝置所需提供的推力，從而減少了一級姿控裝置的重量，進而降 低了發射的成本。
[0052] 當第一級與多級飛行器分離之后，由末級姿控裝置控制飛行器的剩余部分的飛行 姿態，對于Ξ級飛行器而言，可W省略掉二級姿控裝置，降低了運一不必要的重量負擔，也 提高了系統控制的可靠性。
[0053] 進一步優選的技術方案，其附加特征在于:多級飛行器的姿態角偏差為Δφ,Δφ為 由姿態傳感器采集的俯仰角度或偏航角度與期望俯仰角度或期望偏航角度的差值；
[0054] Δι為Δφ的正偏差界限，Δ2為Δφ的下偏差界限，
[0055] 當Δφ〉Δι，使得姿控設備處于減少Δφ的狀態；
[0056] 當Δφ<Δ2,使得姿控設備處于增加 Δφ的狀態。
[0057] 由于為姿態角偏差設定了上極限和下極限，當姿態角略微產生偏差的時候，姿控 裝置尚無需啟動，運樣不至于使得姿控裝置的啟動或停止過于頻繁，可W減少姿控裝置的 啟停次數，從而降低對于姿控裝置的啟停可靠性要求，有利于降低飛行器的整體成本。
[0058] -種多級飛行器，設置有上述的集成式多級飛行器姿態控制系統。
[0059] 該飛行器可W在實現與現有技術的多級飛行器相同效果下，省略了至少一個姿態 控制器，降低了多級飛行器的重量和成本，同時也提高了飛行器的控制可靠性。
[0060] -種導彈，設置有上述的集成式多級飛行器姿態控制系統。
[0061] 該導彈可W在實現與現有技術的導彈相同效果下，省略了至少一個姿態控制器， 降低了導彈的重量和成本，節省下來的重量可W用來提高戰斗部的重量W提高打擊能力， 同時也提高了導彈飛行的控制可靠性。
[0062] -種火箭，設置有上述的集成式多級飛行器姿態控制系統。
[0063] 該火箭可W在實現與現有技術的火箭相同效果下，省略了至少一個姿態控制器， 降低了導彈的重量和成本，節省下來的重量可W用來提高有效載荷，同時也提高了火箭飛 行的控制可靠性。
【附圖說明】
[0064] 圖1是本發明實施例1的控制系統的結構示意圖；
[0065] 圖2是本發明實施例2的控制方法的流程示意圖。
【具體實施方式】
[0066] 為能進一步了解本發明的
【發明內容】
、特點及功效，茲例舉W下實施例，并詳細說明 如下：
[0067] 實施例1:
[0068] 圖1是本發明實施例1的結構示意圖；圖中，各個附圖標記表示的含義如下：；1、第 一級;2、第二級；3、第Ξ級;4、一級姿控噴管;5、末級姿控噴管;6、第一質屯、位置;7、第二質 屯、位置。
[0069] -種多級飛行器姿態控制系統，包括設置于多級飛行器頭部的末級姿控噴管5和 設置于多級飛行器的第一級1的一級姿控噴管4,還包括：
[0070] 姿態傳感器，用于采集多級飛行器的俯仰角度；
[0071] 集成式飛行器姿態控制器，集成式飛行器姿態控制器設置在多級飛行器頭部，集 成式飛行器姿態控制器并與末級姿控噴管5和一級姿控噴管4信號連接。集成式飛行器姿態 控制器，用于:接收姿態傳感器采集的多級飛行器的俯仰角度;并根據俯仰角度，控制末級 姿控噴管5和一級姿控噴管4產生的推力。
[0072] 通過將姿控噴管設置在多級飛行器的頭部（例如，在多級飛行器是Ξ級飛行器的 情況下，頭部指的是飛行器的第Ξ級，在多級飛行器是四級飛行器的情況下，頭部指的是飛 行器的第四級)和第一級1，可W減少所需要控制的噴管的數量。并且通過設置于頭部的集 成式飛行器姿態控制器來控制一級姿控噴管4和末級姿控噴管5,可W減少姿態控制器的數 量，降低多級飛行器的制造、發射成本，提高多級飛行器的可靠性。
[0073] 具體說來，多級飛行器在帶有第一級1的飛行時，集成式飛行器姿態控制器用于控 制一級姿控噴管4和末級姿控噴管5的開關，一級姿控噴管4所產生的推力為P2需2,末級姿控 噴管5所產生的推力為Pi，使得
[0074]
[0075] 其中Μ需1為多級飛行器在帶有第一級1的飛行時所需的俯仰力矩，Li為多級飛行器 在帶有第一級1的飛行時的第一質屯、位置6與末級姿控噴管5之間的垂直距離，L3為多級飛 行器在帶有第一級1的飛行時的第一質屯、位置6與一級姿控噴管4之間的垂直距離。
[0076] 在現有技術中，采用傳統的單獨一級姿控噴管噴射W提供飛行器的俯仰力矩時， 對一級姿控噴管的推力P2需1的要求如下：
[0077]
[007引對比W上兩個公式，可W看出，在提供相同的Μ需1的情況下，由于末級姿控噴管5也 在提供推力，而且末級姿控噴管5的推力相對于此時的飛行器質屯、，也有較大的力臂W構成 俯仰力矩中的重要一部分。所W在飛行器進行帶有第一級1飛行的時候，通過一級姿控噴管 4和末級姿控噴管5共同提供推力，可W降低一級姿控噴管4所需提供的推力，從而減少了一 級姿控噴管4的重量，進而降低了發射的成本。
[0079] 具體說來，本實施例的多級飛行器由第一級1、第二級2和第Ξ級3構成，在第一級1 從多級飛行器分離后，集成式飛行器姿態控制器還用于控制此時的末級姿控噴管5的推力 Pi，使得
[0080]
[0081] 其中，L2為第一級1從多級飛行器分離后的多級飛行器的第二質屯、位置7與末級姿 控噴管5之間的垂直距離，Μ需2為第一級1多級飛行器分離后的多級飛行器所需的俯仰力矩。 由于此時的飛行器總質量已經較一級飛行的時候降低了不少，所W為了使二級飛行時的飛 行器的俯仰力矩也相應的會減少不少，為了比Ξ級飛行時的俯仰力矩Μ需3大一些的Μ需2提供 俯仰力矩，也不會明顯的增加所需要的末級姿控噴管的推力，自然，也不會明顯增加末級姿 控噴管的大小和重量。而且，由于L2也有可能大于現有技術中的在二級飛行時二級姿控噴 管與第二質屯、位置7時的距離，甚至還有可能使得末級姿控噴管的所需推力，小于現有技術 中的二級姿控噴管的推力。
[0082] 在Ξ級飛行時（即第二級與第Ξ級分離后），直接使用頭部（即第Ξ級）的集成式姿 態控制系統即可完成控制。
[0083] 當第一級1與多級飛行器分離之后，由末級姿控噴管5控制飛行器的剩余部分的飛 行姿態，對于Ξ級飛行器而言，可W省略掉二級姿控噴管，降低了運一不必要的重量負擔， 也提高了系統控制的可靠性。
[0084] 級火箭為例，火箭姿態控制系統如圖1所示，在一級飛行過程中，一級火箭發 動機噴射，集成式飛行器姿態控制系統，控制一級姿控噴管4和末級姿控噴管5, W控制一級 飛行的姿態。在一級飛行控制過程中，如果控制參數解算需要對火箭質屯、產生15000Nm的俯 仰力矩，則該俯仰力矩由一級姿控噴管4和末級姿控噴管5產生。
[0085] 在一級飛行完成之后，第一級1從多級飛行器中分離，一級火箭發動機和一級姿控 裝置拋棄，二級火箭發動機開始工作。同樣，在二級飛行過程中，如果控制參數解算需要對 火箭質屯、產生7000Nm的俯仰力矩，則該俯仰力矩由末級姿控噴管產生。
[0086] 在二級飛行完成之后，火箭拋棄二級發動機，Ξ級火箭發動機開始工作，如果Ξ級 需要3000Nm的俯仰力矩，則運3000Nm的俯仰力矩均由末級姿控噴管產生。
[0087] 實施例2:
[0088] 圖2是本發明實施例2的流程示意圖；
[0089] -種多級飛行器姿態控制方法，包括：
[0090] 姿態傳感器采集多級飛行器的俯仰角度；
[0091] 設置在多級飛行器頭部的集成式飛行器姿態控制器接收姿態傳感器采集的多級 飛行器的俯仰角度;在多級飛行器帶有第一級1的飛行時，集成式飛行器姿態控制器向設置 于多級飛行器的第一級1的一級姿控噴管4和多級飛行器頭部的末級姿控噴管發送控制信 號，W控制一級姿控噴管4和末級姿控噴管5的推力和/或推力的開關;在第一級1從多級飛 行器分離后，集成式飛行器姿態控制器向末級姿控噴管發送控制信號，W控制末級姿控噴 管5的推力和/或推力的開關。
[0092] 具體說來，一級姿控噴管4的推力為P2需2,末級姿控噴管5的推力為Pi，在多級飛行 器帶有第一級1飛行時，P2需2和Pi滿足W下關系：
[0093]
[0094] 其中Μ需1為多級飛行器在帶有第一級1的飛行時所需的俯仰力矩，L1為多級飛行器 在帶有第一級1的飛行時的第一質屯、位置6與末級姿控噴管5之間的垂直距離，L3為多級飛 行器在帶有第一級1的飛行時的第一質屯、位置6與一級姿控噴管4之間的垂直距離。
[00%]通過設置于頭部的集成式飛行器姿態控制器來控制一級姿控噴管4和末級姿控噴 管5,可W減少姿態控制器的數量，降低多級飛行器的制造、發射成本，提高多級飛行器的可 靠性。
[0096] 在飛行器進行帶有第一級1飛行的時候，通過一級姿控噴管4和末級姿控噴管5共 同提供推力，可W降低一級姿控噴管4所需提供的推力，從而減少了一級姿控噴管4的重量， 進而降低了發射的成本。
[0097] 具體說來，多級飛行器由第一級1、第二級2和第Ξ級3構成，
[0098] 在第一級1與第二級2分離后，末級姿控噴管5的推力Pi，使得
[0099] Pi 禮2〉M需 2
[0100] 其中，L2為第一級1與第二級2分離后的多級飛行器的第二質屯、位置7與末級姿控 噴管5之間的垂直距離，Μ需2為第一級1多級飛行器分離后的多級飛行器所需的俯仰力矩。
[0101] 在Ξ級飛行時（即第二級與第Ξ級分離后），直接使用頭部（即第Ξ級）的集成式姿 態控制系統即可完成控制。
[0102] 當第一級1與多級飛行器分離之后，由末級姿控噴管5控制飛行器的剩余部分的飛 行姿態，對于Ξ級飛行器而言，可W省略掉二級姿控噴管，降低了運一不必要的重量負擔， 也提高了系統控制的可靠性。
[0103] 具體說來，對于俯仰通道，無論是末級姿控裝置，還是一級姿控裝置，都會設置兩 個噴管，兩個噴管中一個用來消除俯仰角度的正偏差，一個用來消除俯仰角度的負偏差。如 圖1中所示，W末級姿控噴管為例，第一噴管向圖示中的飛行器的左側噴出，即多級飛行器 飛行時向飛行器的上方噴出，受到向下的反作用力Fi，使得多級飛行器低頭，用來消除正偏 差，第二噴管向圖示中的飛行器的右側噴出，即多級飛行器飛行時向飛行器的下方噴出，受 到向上的反作用力，使得多級飛行器抬頭，用來消除負偏差。
[0104] 可W設定多級飛行器的姿態角偏差為Δφ,Δφ為由姿態傳感器采集的俯仰角度或 偏航角度與期望俯仰角度或期望偏航角度的差值；
[01化]Δι為Δφ的正偏差界限，Δ2為Δφ的下偏差界限，
[0106] 當Δφ〉Δι，使得姿控設備處于減少Δφ的狀態；
[0107] 當Δφ<Δ2,使得姿控設備處于增加 Δφ的狀態。
[010引舉個例子，不妨設Δι = 0.5°，Δ2 = -0.5°。
[0109] 如果當前Δφ = 1°，則打開第一噴管，直到Δφ<0.5°或者其它關閉第一噴管的條 件。
[0110] 如果當前Δφ = -1°，則打開第二噴管，直到Δφ〉-0.5°或者其它關閉第二噴管的條 件。
[0111] 級火箭為例，火箭姿態控制系統如圖1所示，在一級飛行過程中，一級火箭發 動機噴射，集成式飛行器姿態控制系統，控制一級姿控噴管4和末級姿控噴管5, W控制一級 飛行的姿態。在一級飛行控制過程中，如果控制參數解算需要對火箭質屯、產生15000Nm的俯 仰力矩，則該俯仰力矩完全由一級姿控噴管4和末級姿控噴管5產生。
[0112] 在一級飛行完成之后，第一級1從多級飛行器中分離，一級火箭發動機和一級姿控 系統拋棄，二級火箭發動機開始工作。同樣，在二級飛行過程中，如果控制參數解算需要對 火箭質屯、產生7000Nm的俯仰力矩，則該俯仰力矩由末級姿控噴管產生。
[0113] 在二級飛行完成之后，火箭拋棄二級發動機，Ξ級火箭發動機開始工作，如果Ξ級 需要3000Nm的俯仰力矩，則運3000Nm的俯仰力矩均由末級姿控噴管產生。
[0114] 實施例3:
[0115] 本實施例與實施例的1的區別在于，不再設置一級姿控噴管，多級飛行器在一級飛 行的時候，飛行器的姿態也由末級姿控噴管來控制，
[0116] 集成式飛行器姿態控制器用于在多級飛行器一級整個飛行過程中，控制末級姿控 裝置產生推力Pi，
[0117] Pi*b〉M需 1
[0118] 其中，Μ需1為多級飛行器在帶有第一級的飛行時所需的俯仰力矩或偏航力矩，L2為 多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與末級姿控裝置之間的垂直距離姿控 裝置；
[0119] 當多級飛行器在一級飛行的時候，由于末級姿控裝置與此時飛行器的質屯、較遠， 所W用不大的推力，即可W產生較大的偏航力矩或俯仰力矩，可W提高飛行器的控制性能。
[0120] 實施例4:
[0121] 本實施例與實施例2的區別在于：
[0122] 多級飛行器在帶有第一級的飛行時，集成式飛行器姿態控制器控制末級姿控裝 置，使得末級姿控裝置產生的推力滿足：
[0123] Pi*b〉M需 1
[0124] 其中Pi為末級姿控裝置產生的推力，Μ需1為多級飛行器在帶有第一級的飛行時所需 的俯仰力矩或偏航力矩，Li為多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與末級姿 控裝置之間的垂直距離；
[0125] 實施例5:
[0126] -種多級飛行器，設置有上述的集成式多級飛行器姿態控制系統。
[0127] 該飛行器可W在實現與現有技術的多級飛行器相同效果下，省略了至少一個姿態 控制器，降低了多級飛行器的重量和成本，同時也提高了飛行器的控制可靠性。
[012引實施例6:
[0129] -種導彈，設置有上述的集成式多級飛行器姿態控制系統。
[0130] 該導彈可W在實現與現有技術的導彈相同效果下，省略了至少一個姿態控制器， 降低了導彈的重量和成本，節省下來的重量可W用來提高戰斗部的重量W提高打擊能力， 同時也提高了導彈飛行的控制可靠性。
[0131] 實施例7:
[0132] -種火箭，設置有上述的集成式多級飛行器姿態控制系統。
[0133] 該火箭可W在實現與現有技術的火箭相同效果下，省略了至少一個姿態控制器， 降低了導彈的重量和成本，節省下來的重量可W用來提高有效載荷，同時也提高了火箭飛 行的控制可靠性。
[0134] 盡管上面結合附圖對本發明的優選實施例進行了描述，但是本發明并不局限于上 述的【具體實施方式】，上述的【具體實施方式】僅僅是示意性的，并不是限制性的，本領域的普通 技術人員在本發明的啟示下，在不脫離本發明宗旨和權利要求所保護的范圍情況下，還可 W作出很多形式，例如:①實施例1和實施例2中，姿態傳感器采集的是多級飛行器的俯仰角 度，控制俯仰角度，實際上該控制系統和控制方法還可w用來控制偏航角度;②當需要同時 控制俯仰角度和偏航角度的時候，可W在分別計算出偏航的推力和俯仰的推力之后，將運 兩個推力做矢量求和，即可得到每個噴管所需要產生的實際推力;③上述實施例中，描述的 主要是Ξ級飛行器，實際上本控制系統還可W用于二級、四級W致更多級飛行器，例如四級 火箭，控制四級火箭的Ξ級飛行時的控制方法與實施例2中控制二級飛行的控制方法相同， 控制四級火箭的四級飛行時的控制方法與現有技術中的Ξ級火箭在Ξ級飛行時的控制方 法相同；④上述實施例中姿控裝置是姿控噴管，實際上，一級姿控裝置還可W采用空氣艙和 燃氣艙，末級姿控裝置還可W采用空氣艙或其他類型的姿控裝置;⑤上述實施例中，列舉的 是對姿控裝置的開關進行控制的情況，但實際上對于噴管或空氣艙、燃氣艙等，還可W對其 推力大小進行控制，或同時控制推力大小和姿控裝置的啟動與關閉，W滿足推力與力矩的 關系，從而對飛行器的姿態進行調整;⑥實施例2中所舉的例子是末級姿控裝置為噴管的情 形，實際上當末級姿控裝置為空氣艙、燃氣艙的時候，本領域技術人員依據現有技術也可W 實現依照該算法，由空氣艙或燃氣艙來改變Δ Φ，W實現對飛行器姿態的控制;⑦實施例4 中，飛行器處于一級飛行時，集成式飛行器姿態控制系統是控制末級噴管W實現對飛行器 的姿態控制的，實際上在一級飛行時還可W通過是否打開一級噴管，實現對飛行器姿態的 控制，一級噴管的推力應該滿足：
[0135] P2 禮3〉M需 1
[0136] 運些均屬于本發明的保護范圍之內。
【主權項】
1. 一種多級飛行器姿態控制系統，多級飛行器包括第一級，其特征在于：包括姿控設 備，所述姿控設備包括設置于多級飛行器頭部的末級姿控裝置，還包括： 姿態傳感器，用于實時采集所述多級飛行器的俯仰角度，和/或，實時采集所述多級飛 行器的偏航角度； 飛行器姿態控制器，所述飛行器姿態控制器為集成式飛行器姿態控制器，所述集成式 飛行器姿態控制器設置在多級飛行器頭部，用于:實時接收所述俯仰角度，和/或，所述偏航 角度;并根據所述俯仰角度，和/或，所述偏航角度，控制所述姿控設備的推力和/或所述姿 巧設備的開關。2. 根據權利要求1所述的多級飛行器姿態控制系統，其特征在于:集成式飛行器姿態控 制器用于在所述多級飛行器帶有所述第一級的飛行時，控制所述末級姿控裝置產生推力 Pi, Pi*l^i〉M需 1 其中Μ需1為所述多級飛行器在帶有第一級的飛行時所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li為所 述多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與所述末級姿控裝置之間的垂直距 離； 在所述第一級從所述多級飛行器分離后，所述集成式飛行器姿態控制器控制所述末級 姿控裝置產生推力Pi， Pi禮2〉M需2 其中，L2為所述第一級從所述多級飛行器分離后的多級飛行器的第二質屯、位置與所述 末級姿控裝置之間的垂直距離，Μ需2為所述第一級所述多級飛行器分離后的所述多級飛行 器所需的俯仰力矩或偏航力矩。3. 根據權利要求1所述的多級飛行器姿態控制系統，其特征在于:所述姿控設備還包括 設置于多級飛行器的第一級的一級姿控裝置。4. 根據權利要求3所述的多級飛行器姿態控制系統，其特征在于： 所述多級飛行器在帶有所述第一級的飛行時，集成式飛行器姿態控制器控制所述末級 姿控裝置產生推力Pi和/或所述一級姿控裝置產生推力Ρ2需2，其中，Μ需1為所述多級飛行器在帶有第一級的飛行時所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li為 所述多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與所述末級姿控裝置之間的垂直 距離，L3為所述多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與所述一級姿控裝置之 間的垂直距離； 在所述第一級從所述多級飛行器分離后，所述集成式飛行器姿態控制器控制末級姿控 裝置產生推力Pi， Pi禮2〉M需2 其中，L2為所述第一級從所述多級飛行器分離后的多級飛行器的第二質屯、位置與所述 末級姿控裝置之間的垂直距離，Μ需2為所述第一級所述多級飛行器分離后的所述多級飛行 器所需的俯仰力矩或偏航力矩。5. -種多級飛行器姿態控制方法，其特征在于，包括： 姿態傳感器實時采集多級飛行器的俯仰角度，和/或，實時采集所述多級飛行器的偏航 角度； 設置在所述多級飛行器的頭部的集成式飛行器姿態控制器實時接收所述俯仰角度， 和/或，所述偏航角度； 所述集成式飛行器姿態控制器并根據所述俯仰角度，和/或，所述偏航角度，在所述多 級飛行器帶有第一級的飛行時和在所述第一級從所述多級飛行器分離后，控制所述姿控設 備的推力和/或所述姿控設備的開關。6. 根據權利要求5所述的多級飛行器姿態控制方法，其特征在于:所述多級飛行器包括 第一級，所述姿控設備包括設置在所述多級飛行器的頭部的末級姿控裝置，所述多級飛行 器在帶有所述第一級的飛行時，集成式飛行器姿態控制器控制所述末級姿控裝置產生推力 Pi, Pi*l^i〉M需 1 其中，Μ需1為所述多級飛行器在帶有第一級的飛行時所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li為 所述多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與所述末級姿控裝置之間的垂直 距離姿控裝置； 所述多級飛行器包括第一級，在所述第一級從所述多級飛行器分離后，所述集成式飛 行器姿態控制器控制所述末級姿控裝置產生推力Pi， Pi禮2〉M需X 其中，L2為所述第一級從所述多級飛行器分離后的多級飛行器的第二質屯、位置與所述 末級姿控裝置之間的垂直距離，Μ需2為所述第一級所述多級飛行器分離后的所述多級飛行 器所需的俯仰力矩或偏航力矩。7. 根據權利要求5所述的多級飛行器姿態控制方法，其特征在于:所述多級飛行器包括 第一級，所述姿控設備包括設置在所述多級飛行器的頭部的末級姿控裝置和設置于所述第 一級的一級姿控裝置，所述集成式飛行器姿態控制器控制所述末級姿控裝置和/或所述一 級姿控裝置的推力和/或控制所述末級姿控裝置和/或所述一級姿控裝置的開關； 所述多級飛行器在帶有第一級的飛行時，集成式飛行器姿態控制器控制所述末級姿控 裝置產生推力Pi和/或所述一級姿控裝置產生推力Ρ2需2，其中，Μ需1為所述多級飛行器在帶有第一級的飛行時所需的俯仰力矩或偏航力矩，Li為 所述多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與所述末級姿控裝置之間的垂直 距離，L3為所述多級飛行器在帶有第一級的飛行時的第一質屯、位置與所述一級姿控裝置之 間的垂直距離； 在所述第一級從所述多級飛行器分離后，所述集成式飛行器姿態控制器控制所述末級 姿控裝置產生推力Pi， Pi禮2〉M需2 其中，L2為所述第一級從所述多級飛行器分離后的多級飛行器的第二質屯、位置與所述 末級姿控裝置之間的垂直距離，Μ需2為所述第一級所述多級飛行器分離后的所述多級飛行 器所需的俯仰力矩或偏航力矩。8. 根據權利要求6所述的多級飛行器姿態控制方法，其特征在于:所述多級飛行器的姿 態角偏差為Δφ,Δφ為由所述姿態傳感器采集的所述俯仰角度或所述偏航角度與期望俯仰 角度或期望偏航角度的差值； Δι為ΔφΚ正偏差界限，Δ2為ΔφΚ下偏差界限， 當Δ Φ〉Δ1，使得姿控設備處于減少Δ Φ的狀態； 當Δφ<Δ2,使得姿控設備處于增加 Δφ的狀態。9. 一種多級飛行器，其特征在于:設置有權利要求1或2或3所述的集成式多級飛行器姿 態控制系統。10. -種導彈或火箭，其特征在于:設置有權利要求1或2或3所述的集成式多級飛行器 姿態控制系統。
【文檔編號】B64G1/26GK105836161SQ201610282645
【公開日】2016年8月10日
【申請日】2016年4月29日
【發明人】陳小軍, 舒暢, 陳江瀾, 艾之恒, 趙新強
【申請人】北京零壹空間科技有限公司