一种运载火箭垂直返回弹道设计方法技术

本发明专利技术提出了一种运载火箭一子级垂直返回弹道设计方法，根据运载火箭一子级飞行特点确定垂直返回发射点或者垂直返回预定目标位置的各子飞行段，采用一子级垂直返回过程在地球圆球模型的三自由度动力学模型，生成垂直返回弹道轨迹，所述各子飞行段从一子级分离开始至一子级着陆依次包括调姿段、减速转弯段、滑行段、动力减速段、气动减速段、垂直下降段或滑行调姿段、动力减速段、气动减速段和垂直下降段，所述动力学模型由飞行速度、弹道倾角、弹道偏角、发射坐标系下的速度和位置分量、攻角、侧滑角、变推力因子确定。本发明专利技术还提出了运载火箭助推级和运载火箭垂直返回弹道设计方法。本发明专利技术提出的垂直返回弹道设计方法操作简单，易于工程实现，所得的各子飞行段的轨迹指标满足热流峰值、动压、飞行过载及终端位置等约束要求。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种运载火箭垂直返回弹道设计方法，属于弹道设计领域。
技术介绍
垂直返回是为解决运载火箭重复使用而提出的一种子级回收技术。垂直返回技术是指火箭子级在完成任务分离后，通过自身携带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缓慢稳定的降落到着陆场指定位置。垂直返回弹道设计技术是为了确保运载火箭子级在分离后能够安全返回发射场进行回收。根据返回段飞行任务的特点，在充分考虑发射场垂直回收的特殊要求的基础上，将整个飞行过程分成不同的飞行段，梳理出每个飞行段的约束参数及约束条件，为后续各系统的方案设计及优化提供参考及输入，从总体思路上保证子级垂直回收方案的可行性。垂直返回弹道设计较一般再入飞行器返回段弹道设计有较大不同，一般再入飞行器一般采用较大升阻比的气动外形，整个返回段依靠气动力进行减速(包括伞降减速)，仅在着陆时采用反推发动机进行减速，且返回段弹道设计与上升段弹道设计两者之间是解耦的。一般再入飞行器返回段弹道设计方法不适用于具有较大长细比的圆柱形气动外形、返回过程中采用发动机主推力与气动力相结合减速方案的火箭一子级垂直返回弹道设计，垂直返回弹道设计与上升段弹道设计两者之间通过推进剂消耗量耦合在一起，在设计时不仅需要考虑返回段的性能和约束条件外，还需满足上升段的性能指标要求，且垂直返回弹道设计不仅需满足返回段过载、动压、热流等约束外，还需满足较为苛刻的姿态精度要求，以满足垂直着陆的要求。因此垂直返回弹道设计与一般再入飞行器返回段弹道设计有较大不同。美国蓝源(Blue Origin)公司虽然公布了一种运载火箭子级海上回收的系统和方法，专利号为US8678321，但并没有公布具体的返回段弹道设计方法，且仅公布一种返回预定目标位置的返回段弹道任务剖面。
技术实现思路
本专利技术提出了一种运载火箭垂直返回弹道设计方法，该方法能够使运载火箭在动压约束、飞行过载约束和热流峰值约束等多项复杂约束的情况下，实现火箭定点垂直着陆。一种运载火箭一子级垂直返回弹道设计方法，根据运载火箭一子级飞行特点确定垂直返回发射点或者垂直返回预定目标位置的各子飞行段，采用一子级垂直返回过程在地球圆球模型的三自由度动力学模型，生成垂直返回弹道轨迹，所述各子飞行段从一子级分离开始至一子级着陆依次包括调姿段、减速转弯段、滑行段、动力减速段、气动减速段、垂直下降段或
滑行调姿段、动力减速段、气动减速段和垂直下降段，所述动力学模型由飞行速度、弹道倾角、弹道偏角、发射坐标系下的速度和位置分量、攻角、侧滑角、变推力因子确定。所述一子级垂直返回过程在地球圆球模型的三自由度动力学模型为式中：t为一子级垂直返回飞行时间；V为飞行速度；Vx,Vy,Vz、x,y,z分别为发射坐标系下的速度和位置分量；g为重力加速度；θ为弹道倾角；Θ为当地弹道倾角；R0x、R0y、R0z为发射点地心位置矢量在发射坐标系下的位置分量，ωx、ωy、ωz为地球自转角速度在发射坐标系下的分量；为地球平均半径；f为航程角；L为一子级的航程；σ为弹道偏角；α为攻角；β为侧滑角；为俯仰程序角；ψc为偏航程序角；P为发动机总推力；εn为返回段第n次有动力飞行段的变推力因子，0≤εn≤1；X,Y,Z为速度坐标系下的气动力分量；r为地心位置矢量；m0为一子级分离时刻的初始质量；m为一子级的质量；mc为发动机的额定秒流量。所述一子级垂直返回过程中考虑飞行过载约束、动压及热流峰值约束、终端约束。进一步的，所述终端约束包括返回着陆时刻的速度、位置和弹道倾角，分为返回发射点的终端约束和返回预定目标位置的终端约束。所述运载火箭一子级以尾部朝地面方向垂直降落至发射点或预定目标位置。一种运载火箭助推级垂直返回弹道设计方法，根据运载火箭助推级飞行特点确定垂直返回发射点或者垂直返回预定目标位置的各子飞行段，采用三自由度动力学模型，生成垂直返
回弹道轨迹，所述各子飞行段包括调姿段、减速转弯段、滑行段、动力减速段、气动减速段、垂直下降段或滑行调姿段、动力减速段、气动减速段和垂直下降段，所述动力学模型由飞行速度、弹道倾角、弹道偏角、发射坐标系下的速度和位置分量、攻角、侧滑角、变推力因子确定。一种运载火箭垂直返回弹道设计方法，根据未入轨运载火箭子级的飞行特点确定垂直返回发射点或者垂直返回预定目标位置的各子飞行段，采用三自由度动力学模型，生成垂直返回弹道轨迹，所述各子飞行段包括调姿段、减速转弯段、滑行段、动力减速段、气动减速段、垂直下降段或滑行调姿段、动力减速段、气动减速段和垂直下降段，所述动力学模型由飞行速度、弹道倾角、弹道偏角、发射坐标系下的速度和位置分量、攻角、侧滑角、变推力因子确定。本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：(1)本专利技术提出的垂直返回弹道设计方法操作简单，易于工程实现；(2)本专利技术提出的垂直返回弹道设计方法所得的各子飞行段的轨迹指标满足热流峰值、动压、飞行过载及终端位置等约束要求。附图说明图1是垂直返回发射点的轨迹任务剖面图；图2是垂直返回预定目标位置的轨迹任务剖面图；具体实施方式以火箭一子级为例，结合附图和具体实施方式对本专利技术的技术方案做进一步详细说明。显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术要求保护的范围。1、建立火箭一子级垂直返回动力学模型及考虑约束处理引入变推力因子后，一子级垂直返回过程在地球圆球模型的三自由度动力学模型可由下列运动方程描述：式中：V为飞行速度；Vx,Vy,Vz、x,y,z分别为发射坐标系下的速度和位置分量；θ为弹道倾角；Θ为当地弹道倾角；R0x、R0y、R0z为发射点地心矢在发射坐标系下的位置分量，ωx、ωy、ωz为地球自转角速度在发射坐标系下的分量；为地球平均半径；f为航程角；L为一子级的航程；σ为弹道偏角；α为攻角；β为侧滑角；为俯仰程序角；ψc为偏航程序角；P为发动机总推力；εn为返回段第n次有动力飞行段的变推力因子，0≤εn≤1；X,Y,Z为速度坐标系下的气动力分量；m为一子级的质量；mc为发动机的额定秒流量。返回段优化目标变量为着陆时一子级推进剂剩余质量△Mcut，优化目标是寻找其最大值，具体表达式为：△Mcut＝mf-mc (2)式中：mf为一子级着陆时的质量；mc为一子级的箭体结构质量。一子级返回段的约束主要包括过程约束和终端约束两部分。过程约束为：(a)飞行过载过载的上限主要取决于一子级的结构强度和设备的承受范围：n≤nmax (3)式中：为发动机推力在速度系下的分量；nmax为箭体所能承受的最大过载。(b)动压及热流峰值约束为保证一子级返回段飞行的安全及飞行稳定，需要对飞行过程中飞行器所受动压以及热流峰值进行限制。动压极限值主要取决于热防护材料强度与气动控制铰链矩： q = 1 2 ρV 2 ≤ q m a x - - - ( 4 )本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种运载火箭一子级垂直返回弹道设计方法，根据运载火箭一子级飞行特点确定垂直返回发射点或者垂直返回预定目标位置的各子飞行段，采用一子级垂直返回过程在地球圆球模型的三自由度动力学模型，生成垂直返回弹道轨迹，其特征在于，所述各子飞行段从一子级分离开始至一子级着陆依次包括调姿段、减速转弯段、滑行段、动力减速段、气动减速段、垂直下降段或滑行调姿段、动力减速段、气动减速段和垂直下降段，所述动力学模型由飞行速度、弹道倾角、弹道偏角、发射坐标系下的速度和位置分量、攻角、侧滑角、变推力因子确定。

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭一子级垂直返回弹道设计方法，根据运载火箭一子级飞行特点确定垂直返回发射点或者垂直返回预定目标位置的各子飞行段，采用一子级垂直返回过程在地球圆球模型的三自由度动力学模型，生成垂直返回弹道轨迹，其特征在于，所述各子飞行段从一子级分离开始至一子级着陆依次包括调姿段、减速转弯段、滑行段、动力减速段、气动减速段、垂直下降段或滑行调姿段、动力减速段、气动减速段和垂直下降段，所述动力学模型由飞行速度、弹道倾角、弹道偏角、发射坐标系下的速度和位置分量、攻角、侧滑角、变推力因子确定。2.根据权利要求1所述的一种运载火箭垂直返回弹道设计方法，其特征在于，所述一子级垂直返回过程在地球圆球模型的三自由度动力学模型为式中：t为一子级垂直返回飞行时间；V为飞行速度；Vx,Vy,Vz、x,y,z分别为发射坐标系下的速度和位置分量；g为重力加速度；θ为弹道倾角；Θ为当地弹道倾角；R0x、R0y、R0z为发射点地心位置矢量在发射坐标系下的位置分量，ωx、ωy、ωz为地球自转角速度在发射坐标系下的分量；为地球平均半径；f为航程角；L为一子级的航程；σ为弹道偏角；α为攻角；β为侧滑角；为俯仰程序角；ψc为偏航程序角；P为发动机总推力；εn为返回段第n次有动力飞行段的变推力因子，0≤εn≤1；X,Y,Z为速度坐标系下的气动力分量；r为地心位置矢量；m0为一子级分离时刻的初始质量；m为一子级的质量；mc为发动机的额定秒流量。3.根据权利要求1所述的一种运载火箭垂...

【专利技术属性】
技术研发人员：张普卓，胡冬生，吴胜宝，汪小卫，申麟，王俊峰，张雪梅，闫指江，
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