JPH07277295A - Rocket control device - Google Patents
Rocket control deviceInfo
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- JPH07277295A JPH07277295A JP6074524A JP7452494A JPH07277295A JP H07277295 A JPH07277295 A JP H07277295A JP 6074524 A JP6074524 A JP 6074524A JP 7452494 A JP7452494 A JP 7452494A JP H07277295 A JPH07277295 A JP H07277295A
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、２段式ロケットエンジ
ンを初回燃焼と再着火燃焼の２回に分けて燃焼させる燃
焼方式を用いたロケットにおいて、初回燃焼後、機体姿
勢の異常の有無を判断して再着火制御を行なうロケット
制御装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a rocket using a combustion system in which a two-stage rocket engine is burned in two times, first combustion and reignition combustion. The present invention relates to a rocket control device that determines and performs re-ignition control.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来、ロケットの２段式ミッション（１
段＋２段＋衛星（ペイロード））では、２段エンジンを
初回燃焼と再着火燃焼の２回に分けて燃焼させることに
よって衛星を所望の軌道に投入するようにしている。こ
のように２段ロケットエンジンを２回に分けて燃焼させ
る理由は、ロケットの打上げ能力（所望の軌道に投入し
得る衛星の重量が標定となる）を向上させ得るからであ
る。例えば高度５００Ｋｍの円軌道に衛星を投入する場
合、再着火なしでは２段エンジンの初回燃焼終了時に高
度５００Ｋｍに達していなければならず、速度と共に必
要な高度を得るためにエネルギが必要となる。一方、再
着火方式を採用すれば、遠地点高度５００Ｋｍの楕円軌
道に一旦投入した後、遠地点で再着火することにより円
軌道に投入できるので、トータルエネルギが同じであれ
ば初回燃焼終了時の高度が低い分だけ重い衛星を打上げ
ることができる。2. Description of the Related Art Conventionally, two-stage rocket missions (1
In the stage +2 stage + satellite (payload), the satellite is put into a desired orbit by burning the 2-stage engine in two times, the first combustion and the re-ignition combustion. The reason why the two-stage rocket engine is burned in two times in this way is that the launch capability of the rocket (the weight of the satellite that can be put into a desired orbit becomes the standard) can be improved. For example, when the satellite is thrown into a circular orbit at an altitude of 500 km, the altitude must reach 500 km at the end of the first combustion of the two-stage engine without re-ignition, and energy is required to obtain the required altitude along with the speed. On the other hand, if the re-ignition method is adopted, it can be put into an elliptical orbit at an apogee altitude of 500 Km and then re-ignited at an apogee to be put into a circular orbit. It is possible to launch satellites that are heavier by a lower amount.
【０００３】しかして、上記のように２段エンジンを初
回燃焼と再着火燃焼の２回に分けて燃焼させることによ
り衛星を所望の軌道に投入する方式において、再着火燃
焼前の機体姿勢に異常が生じた場合、そのまま着火する
と本来増速すべきところを減速してしまい、ロケットが
地上へ落下する可能性がある。However, in the system in which the satellite is put into a desired orbit by burning the two-stage engine in two times, the first combustion and the re-ignition combustion as described above, the attitude of the body before the re-ignition combustion is abnormal. If it occurs, if it is ignited as it is, it will decelerate where it should be accelerated, and the rocket may fall to the ground.
【０００４】このため従来では、飛行経路作成時に極
力、地上落下区域の範囲が広がらないように工夫するこ
と、姿勢異常発生の要因となる搭載機器の故障発生確率
を見直すことで解決するようにしている。For this reason, conventionally, the problem has been solved by devising a method of preventing the range of the ground drop area from expanding as much as possible when creating a flight route, and by reviewing the failure occurrence probability of the onboard equipment that causes the attitude abnormality. There is.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】上記従来の方法では、
地上落下の発生確率を下げることに限界があり、地上落
下そのものを防止する対策が必要となる。本発明は上記
実情に鑑みてなされたもので、２段ロケットエンジンを
初回燃焼と再着火燃焼の２回に分けて燃焼させる方式を
用いて衛星を所望の軌道に投入する場合において、搭載
機器の故障等により異常姿勢を発生した際の再着火燃焼
によるロケットの地上落下を確実に防止し得るロケット
制御装置を提供することを目的とする。SUMMARY OF THE INVENTION In the above conventional method,
There is a limit to reducing the probability of a ground drop, and it is necessary to take measures to prevent the ground drop itself. The present invention has been made in view of the above circumstances, and when a satellite is thrown into a desired orbit by using a method of burning a two-stage rocket engine in two times, first combustion and reignition combustion, An object of the present invention is to provide a rocket control device that can reliably prevent a rocket from falling to the ground due to re-ignition combustion when an abnormal attitude occurs due to a failure or the like.
【０００６】[0006]
【課題を解決するための手段】本発明は、２段式ロケッ
トエンジンを初回燃焼と再着火燃焼の２回に分けて燃焼
させる方式を用いて衛星を所望の軌道に投入するロケッ
ト制御装置において、エンジン再着火前の慣性飛行中、
レート・ジャイロ出力信号及び姿勢センサ出力信号に基
づいて姿勢異常の有無を検出し、姿勢異常が検出されな
かった場合は所定のシーケンスに従ってエンジン点火信
号を出力し、姿勢異常信号が検出された場合は上記エン
ジン点火信号の出力を中止するようにしたものである。DISCLOSURE OF THE INVENTION The present invention relates to a rocket control device for launching a satellite into a desired orbit by using a system in which a two-stage rocket engine is burnt in two times, namely, first combustion and reignition combustion. During inertial flight before engine reignition,
The presence / absence of a posture abnormality is detected based on the rate / gyro output signal and the posture sensor output signal.When no posture abnormality is detected, an engine ignition signal is output according to a predetermined sequence. When a posture abnormality signal is detected, The output of the engine ignition signal is stopped.
【０００７】[0007]
【作用】２段式エンジンのロケットが打ち上げられ、初
回燃焼を終了すると、ロケットは楕円軌道に投入され
る。このエンジン再着火前の慣性飛行中において、レー
ト・ジャイロ出力信号及び姿勢センサ出力信号に基づい
て姿勢異常の有無が検出される。姿勢異常が検出された
場合は、エンジン点火信号の出力が禁止され、エンジン
の再着火は行なわれない。ロケットが楕円軌道に投入さ
れている状態で、再着火を中止した場合は、ロケットは
姿勢が異常であってもその軌道上を飛行し続けることに
なり、地上への落下が防止される。従って、この楕円軌
道上において、再着火後に計画されている衛星分離等の
シーケンスを実行することができる。When the rocket of the two-stage engine is launched and the initial combustion is completed, the rocket is thrown into an elliptical orbit. During inertial flight before re-ignition of the engine, presence or absence of attitude abnormality is detected based on the rate gyro output signal and the attitude sensor output signal. When the posture abnormality is detected, the output of the engine ignition signal is prohibited and the engine is not re-ignited. If the rocket is placed in an elliptical orbit and re-ignition is stopped, the rocket will continue to fly in its orbit even if the attitude is abnormal, and it will be prevented from falling to the ground. Therefore, on this elliptical orbit, it is possible to execute a sequence such as satellite separation planned after re-ignition.
【０００８】[0008]
【実施例】以下、図面を参照して本発明の一実施例を説
明する。図１は慣性誘導計算機（ＩＧＰ）による姿勢異
常検出と再着火中止処理に関連する機能インタフェース
部分のみを示したものである。図１において、１１はロ
ケットの機体／エンジン部で、この機体／エンジン部１
１の機体姿勢は、慣性センサ・ユニット（Ｉnertial Ｍ
easurement Ｕnit ）１２により検出される。この慣性
センサ・ユニット１２は、姿勢検出用センサ（ジャイ
ロ）と加速度計が組み込まれており、ロケットの姿勢検
出及び航法計算（現在位置と速度の算出）に必要な情報
を搭載計算機、即ち、慣性誘導計算機（ＩＧＰ）１３に
出力する。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS An embodiment of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 shows only the functional interface portion related to the attitude abnormality detection and re-ignition stop processing by the inertial guidance computer (IGP). In FIG. 1, reference numeral 11 denotes a rocket body / engine portion, and this body / engine portion 1
The attitude of Unit 1 is the inertial sensor unit (Inertial M
detection unit 12). This inertial sensor unit 12 has a built-in attitude detection sensor (gyro) and accelerometer, and is equipped with information necessary for attitude detection and navigation calculation (calculation of the current position and speed) of the rocket, that is, inertial sensor. Output to the guidance computer (IGP) 13.
【０００９】また、上記機体／エンジン部１１の機体角
速度は、レート・ジャイロ１４により検出され、レート
・ジャイロ信号としてデータ・インタフェース・ユニッ
ト１５に送られる。このデータ・インタフェース・ユニ
ット１５は、Ａ／Ｄ（アナログ／ディジタル）変換及び
Ｄ／Ａ（ディジタル／アナログ）変換機能を備え、上記
レート・ジャイロ１４からのレート・ジャイロ信号をデ
ジタル信号に変換して慣性誘導計算機１３に出力する。
この慣性誘導計算機１３は、初回燃焼終了後、慣性セン
サ・ユニット１２からの姿勢情報及びデータ・インタフ
ェース・ユニット１５からのレート・ジャイロ信号に基
づいて姿勢異常の有無を検出し、異常が無ければ所定の
シーケンスに従ってエンジン点火信号をデータ・インタ
フェース・ユニット１５に出力する。このデータ・イン
タフェース・ユニット１５は、慣性誘導計算機１３から
のエンジン点火信号をアナログ信号に変換して機体／エ
ンジン部１１に出力する。また、上記慣性誘導計算機１
３は、姿勢情報及びレート・ジャイロ信号から姿勢異常
を検出すると、エンジン点火信号の出力を中止する。こ
の再着火中止処理を行なった場合、再着火後に計画され
ているシーケンス例えば衛星分離は実行される。The body angular velocity of the body / engine section 11 is detected by the rate gyro 14 and sent to the data interface unit 15 as a rate gyro signal. The data interface unit 15 has an A / D (analog / digital) conversion function and a D / A (digital / analog) conversion function, and converts the rate gyro signal from the rate gyro 14 into a digital signal. Output to the inertial guidance computer 13.
This inertial guidance computer 13 detects the presence or absence of an attitude abnormality based on the attitude information from the inertial sensor unit 12 and the rate gyro signal from the data interface unit 15 after the completion of the first combustion. The engine ignition signal is output to the data interface unit 15 according to the sequence of. The data interface unit 15 converts the engine ignition signal from the inertial guidance computer 13 into an analog signal and outputs it to the fuselage / engine section 11. In addition, the inertial guidance calculator 1
3 detects the attitude abnormality from the attitude information and the rate gyro signal, and stops the output of the engine ignition signal. When this re-ignition stop processing is performed, the planned sequence such as satellite separation is executed after the re-ignition.
【００１０】次に上記実施例の動作を説明する。２段式
エンジンのロケットが打ち上げられ、初回燃焼を終了す
ると、ロケット即ち図２に示す機体１１ａは、楕円軌道
に投入される。このとき慣性センサ・ユニット１２によ
り機体姿勢が検出され、その姿勢情報が慣性誘導計算機
１３へ送られる。また、レート・ジャイロ１４により機
体角速度が検出され、レート・ジャイロ信号がデータ・
インタフェース・ユニット１５によりデジタル信号に変
換されて慣性誘導計算機１３へ送られる。この慣性誘導
計算機１３は、上記姿勢情報及びレート・ジャイロ信号
に基づいて図３のフローチャートに示す処理を実行す
る。Next, the operation of the above embodiment will be described. When the two-stage engine rocket is launched and the initial combustion is completed, the rocket, that is, the vehicle body 11a shown in FIG. 2 is thrown into an elliptical orbit. At this time, the inertial sensor unit 12 detects the attitude of the machine body, and the attitude information is sent to the inertial guidance computer 13. In addition, the rate gyro 14 detects the aircraft angular velocity, and the rate gyro signal is converted into data.
It is converted into a digital signal by the interface unit 15 and sent to the inertial guidance computer 13. The inertial guidance computer 13 executes the process shown in the flowchart of FIG. 3 based on the attitude information and the rate gyro signal.
【００１１】慣性誘導計算機１３は、ステップＡ1 に示
すように上記姿勢情報及びレート・ジャイロ信号を取り
込み、ステップＡ2 において次に示す姿勢異常の検出を
行なう。即ち、 ．慣性センサ・ユニット１２からの姿勢情報のリミッ
ト・チェック ．慣性センサ・ユニット１２からの姿勢情報とレート
・ジャイロ１４からのレート・ジャイロ信号との相対比
較を行ない、図２に示すように姿勢基準に対する機体姿
勢との角度θB 、及び目標姿勢との角度θG を求め、正
常範囲内か否かのチェック ．姿勢角誤差計算結果のリミット・チェックを行な
う。そして、上記ステップＡ3 において、上記〜の
何れかの方法で異常が検出されたか否かを判定し、異常
がない場合には所定のシーケンスに従ってエンジン点火
信号をデータ・インタフェース・ユニット１５に出力す
る。このデータ・インタフェース・ユニット１５は、慣
性誘導計算機１３からのエンジン点火信号をアナログ信
号に変換して機体／エンジン部１１に出力する。The inertial guidance computer 13 fetches the attitude information and the rate gyro signal as shown in step A1, and detects the following attitude abnormality in step A2. That is ,. Limit check of attitude information from inertial sensor unit 12. The attitude information from the inertial sensor unit 12 and the rate gyro signal from the rate gyro 14 are relatively compared, and as shown in FIG. 2, the angle θB with respect to the attitude reference with respect to the attitude reference and the angle θG with the target attitude. And check if it is within the normal range. Performs a limit check of the attitude angle error calculation result. Then, in step A3, it is determined whether or not an abnormality is detected by any of the above methods, and if there is no abnormality, an engine ignition signal is output to the data interface unit 15 according to a predetermined sequence. The data interface unit 15 converts the engine ignition signal from the inertial guidance computer 13 into an analog signal and outputs it to the fuselage / engine section 11.
【００１２】また、上記ステップＡ3 で異常有りと判定
された場合は、ステップＡ4 に示すようにデータ・イン
タフェース・ユニット１５へのエンジン点火信号の出力
を中止する。ロケットが楕円軌道に投入されている状態
で、エンジンの再着火を中止した場合、ロケットはその
軌道上を飛行し続ける。そして、上記再着火中止処置を
行なった場合、ロケットが楕円軌道上を飛行している状
態で、再着火後に計画されている例えば衛星分離等のシ
ーケンスが実行される。When it is determined that there is an abnormality in step A3, the output of the engine ignition signal to the data interface unit 15 is stopped as shown in step A4. If the engine is stopped in the elliptical orbit and the engine is reignited, the rocket will continue to fly in that orbit. When the re-ignition stop procedure is performed, a sequence such as satellite separation, which is planned after the re-ignition, is executed while the rocket is flying in an elliptical orbit.
【００１３】[0013]
【発明の効果】以上詳記したように本発明によれば、２
段式ロケットエンジンを初回燃焼と再着火燃焼の２回に
分けて燃焼させる方式を用いて衛星を所望の軌道に投入
する場合、再着火前の慣性飛行中、レート・ジャイロ信
号及び姿勢情報に基づいて姿勢異常の有無を検出し、姿
勢異常が検出された場合にエンジン再着火信号の出力を
禁止するようにしたので、搭載機器の故障等により姿勢
異常が発生した際の再着火燃焼によるロケットの地上落
下の発生確率を大幅に下げることができる。As described in detail above, according to the present invention, 2
When launching a satellite into a desired orbit by using the method of burning a two-stage rocket engine in two times, first combustion and re-ignition combustion, based on rate gyro signals and attitude information during inertial flight before re-ignition The presence or absence of attitude abnormalities is detected by the system and the output of the engine re-ignition signal is prohibited when the attitude abnormalities are detected. The probability of a ground drop can be greatly reduced.
【００１４】また、ロケット自身で異常故障診断及び処
置を行なうので、地上側からのロケットに対する指令等
は一切不要であり、運用上の影響が生じないという利点
もある。Further, since the rocket itself performs abnormal fault diagnosis and treatment, there is no need for any command to the rocket from the ground side, and there is an advantage that no operational influence occurs.
【図１】本発明の一実施例に係るロケット制御装置の構
成を示すブロック図。FIG. 1 is a block diagram showing a configuration of a rocket controller according to an embodiment of the present invention.
【図２】同実施例におけるロケットの姿勢状態を示す
図。FIG. 2 is a view showing the attitude state of the rocket in the same embodiment.
【図３】同実施例の動作を説明するフローチャート。FIG. 3 is a flowchart illustrating the operation of the embodiment.
１１ 機体／エンジン部 １２ 慣性センサ・ユニット １３ 慣性誘導計算機 １４ レート・ジャイロ １５ データ・インタフェース・ユニット 11 Airframe / Engine Section 12 Inertial Sensor Unit 13 Inertial Guidance Calculator 14 Rate Gyro 15 Data Interface Unit
Claims (1)
着火燃焼の２回に分けて燃焼させる方式を用いて衛星を
所望の軌道に投入するロケット制御装置において、エン
ジン再着火前の慣性飛行中、レート・ジャイロ出力信号
及び姿勢センサ出力信号に基づいて姿勢異常の有無を検
出する姿勢異常検出手段と、この手段により姿勢異常が
検出されなかった場合は所定のシーケンスに従ってエン
ジン点火信号を出力し、姿勢異常信号が検出された場合
は上記エンジン点火信号の出力を中止する制御手段とを
具備したことを特徴とするロケット制御装置。1. A rocket control device for injecting a satellite into a desired orbit by using a method in which a two-stage rocket engine is burned in two steps, namely, initial combustion and reignition combustion, in an inertial flight before engine reignition. , An attitude abnormality detection means for detecting the presence or absence of attitude abnormality based on the rate / gyro output signal and the attitude sensor output signal, and when no attitude abnormality is detected by this means, an engine ignition signal is output according to a predetermined sequence, A rocket control device comprising: a control means for stopping the output of the engine ignition signal when an attitude abnormality signal is detected.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP07452494A JP3524576B2 (en) | 1994-04-13 | 1994-04-13 | Rocket control device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP07452494A JP3524576B2 (en) | 1994-04-13 | 1994-04-13 | Rocket control device |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07277295A true JPH07277295A (en) | 1995-10-24 |
| JP3524576B2 JP3524576B2 (en) | 2004-05-10 |
Family
ID=13549798
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP07452494A Expired - Fee Related JP3524576B2 (en) | 1994-04-13 | 1994-04-13 | Rocket control device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3524576B2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114035422A (en) * | 2021-10-09 | 2022-02-11 | 北京控制工程研究所 | Heterogeneous gyroscope fault positioning and processing method based on multi-source information |
| WO2022116652A1 (en) * | 2020-12-02 | 2022-06-09 | 西安航天动力研究所 | Method for predicting structural response of liquid-propellant rocket engine to impact load |
-
1994
- 1994-04-13 JP JP07452494A patent/JP3524576B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2022116652A1 (en) * | 2020-12-02 | 2022-06-09 | 西安航天动力研究所 | Method for predicting structural response of liquid-propellant rocket engine to impact load |
| CN114035422A (en) * | 2021-10-09 | 2022-02-11 | 北京控制工程研究所 | Heterogeneous gyroscope fault positioning and processing method based on multi-source information |
| CN114035422B (en) * | 2021-10-09 | 2023-07-28 | 北京控制工程研究所 | Heterogeneous gyroscope fault positioning and processing method based on multi-source information |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3524576B2 (en) | 2004-05-10 |
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