运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法技术方案

本发明专利技术公开了一种运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，该控制系统包括：栅格舵及栅格舵控制系统，栅格舵控制系统用于控制栅格舵的再入飞行姿态，进而控制运载火箭一子级的再入飞行姿态。该控制方法采用该控制系统实现。该仿真系统包括：轨迹优化单元、制导解算单元、气动仿真数据单元、控制单元、再入运动力学模型单元、再入运动学模型单元及导航解算单元。该仿真方法采用该仿真系统实现仿真。本发明专利技术的载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，采用栅格舵控制，使一子级落区散步半径大幅减小并实现落区修正的目的，且使得一子级解体的概率大大降低，解决了落区安全及一子级残骸搜寻问题。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及运载火箭一子级再入知道控制
，特别涉及一种运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法。
技术介绍
运载火箭一般采用多级构型完成飞行任务，一子级完成工作后会被抛掉以减去多余的结构重量。现役运载火箭一子级与上面级分离后作无控飞行，滑行一段时间后再入大气层。落点分布范围较广，一般为航区中心线上长50km宽30km的区域内随机分布。航区中心线经过城镇等有人居住的地区，会产生安全性问题，并且，一子级落点散落范围大导致搜寻和处理的难度大。若通过在发射轨道设计中改变主动段的弹道以满足理论落区的要求，会损失火箭的运载能力，给卫星发射任务带来不利影响。分析一子级的再入特性可知，一子级再入过程中飞行高度变化大，滑行最高点高度可达200km，并于100km高度再次进入大气层，高度快速降低。一子级坠落速度大，再入大气层之前速度可达6-8马赫，再入大气后坠落速度变化大，从8马赫骤降到亚音速，具有飞行环境变化剧烈，轴向过载大的特点。高速的再入带来热流问题，速度、高度的变化导致飞行模型的参数变化剧烈，使得再入控制问题具有非线性强耦合的特点。并且，实际飞行中火箭一子级残骸容易解体，造成安全隐患，并使搜寻回收的难度更大。为解决现实问题，需要寻求一种简单高效的方法，充分利用高速飞行状态下的大气气动力，对一子级进行制导控制以减小落区范围。
技术实现思路
本专利技术针对上述现有技术中存在的问题，提出一种运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，为基于栅格舵的一子级控制，使一子级落区散步半径大幅减小并实现落区修正的目的；并且栅格舵具有气动阻力大的特点，展开时对于运载火箭一子级再入中的减速作用使得一子级解体的概率大大降低，解决了落区安全及一子级残骸搜寻问题。为解决上述技术问题，本专利技术是通过如下技术方案实现的：本专利技术提供一种运载火箭一子级再入控制系统，其设置在运载火箭一子级上，包括：栅格舵以及栅格舵控制系统，所述栅格舵控制系统用于控制所述栅格舵的再入飞行姿态，进而控制所述运载火箭一子级的再入飞行姿态。较佳地，所述栅格舵控制系统包括：导航系统、轨迹生成系统、稳定控制系统以及轨迹跟踪系统，其中，所述导航系统分别与所述栅格舵、所述稳定控制系统以及轨迹生成系统相连，所述导航系统用于获得所述栅格舵的实时飞行参数，并将所述实时飞行参数传输到所述轨迹生成系统以及稳定控制系统；所述轨迹生成系统分别与所述导航系统以及所述稳定控制系统相连，所述轨迹生成系统用于根据所述导航系统传输来的所述实时飞行参数结合所述运载火箭一子级再入飞行过程中的约束条件生成再入轨迹；所述稳定控制系统分别与所述导航系统以及所述稳定控制系统相连，所述稳定控制系统用于根据所述轨迹生成系统生成的再入轨迹的程序角以及所述导航系统传输来的实时飞行参数获得所述栅格舵的内环快回路舵控制量；所述轨迹跟踪系统分别与所述稳定控制系统以及所述栅格舵相连，所述轨迹跟踪系统用于根据其自身根据制导指令生成的外环慢回路舵控制量以及所述稳定控制系统生成的内环回路舵控制量联合控制所述栅格舵的再入飞行姿态。较佳地，所述稳定控制系统包括：线性控制器以及非线性反馈控制器；所述非线性反馈控制器用于根据所述线性控制器将所述运载火箭一子级的非线性的再入飞行控制问题转化为线性。本专利技术还提供一种运载火箭一子级再入控制方法，其包括以下步骤：S11:栅格舵控制系统产生控制栅格舵的再入飞行姿态的飞行参数；S12：所述栅格舵产生气动力，根据所述飞行参数提供再入飞行过程中的稳定控制力，带动所述运载火箭一子级的再入飞行。较佳地，所述步骤S11具体包括：S111：导航系统测得所述栅格舵的实时飞行参数，并将所述实时飞行参数传输到轨迹生成系统以及稳定控制系统；S112:所述轨迹生成系统接收所述导航系统测得的所述实时飞行参数，结合运载火箭一子级再入过程中的约束条件生成再入轨迹；S113:所述稳定控制系统根据所述轨迹生成系统获得的再入轨迹的程序角以及所述导航系统测得的所述实时飞行参数，解算出保持姿态稳定情况下的内环快回路舵控制量；S114：轨迹跟踪系统根据其自身根据制导指令解算出的外环慢回路舵控制量以及所述稳定控制系统生成的内环回路舵控制量联合控制所述栅格舵的再入飞行姿态。较佳地，所述步骤S113具体包括：所述稳定控制系统将所述运载火箭一子级的非线性的再入飞行控制问题转化为线性，然后根据轨迹生成系统获得的再入轨迹的程序角以及所述导航系统测得的所述实时飞行参数，解算出保持姿态稳定情况下的内环快回路舵控制量。本专利技术还提供一种运载火箭一子级再入仿真系统，其包括：轨迹优化单元、制导解算单元、气动仿真数据单元、控制单元、再入运动力学模型单元、再入运动学模型单元以及导航解算单元，其中，所述轨迹优化单元与所述制导解算单元相连，所述轨迹优化单元用于通过弹道优化为所述制导解算单元提供再入轨迹；所述气动仿真数据单元分别与所述制导解算单元、所述控制系统以及所述再入运动力学模型单元相连，所述气动仿真数据单元用于为制导解算单元、所述控制系统以及所述再入运动力学模型单元提供气动数据；所述制导解算单元与所述控制系统相连，所述制导解算单元用于根据所述再入轨迹以及所述气动数据解算出外环慢回路舵控制量，并将其传输到控制系统；所述控制单元与所述再入运动力学模型单元相连，所述控制单元用于将所述制导解算单元的外环慢回路舵控制量以及其自身根据所述气动数据解算出的内环快回路控制量输入到再入运动力学模型单元中；所述再入运动学模型单元与所述再入运动力学模型单元相连，所述再入运动学模型单元用于结合再入运动力学模型单元实现运载火箭一子级的飞行过程的积分解算；所述导航解算单元与所述再入运动学模型单元相连，所述导航解算单元用于接收所述再入运动学模型单元获得的飞行参数；所述制导解算单元与所述导航解算单元相连，所述制导解算单元用于接收所述导航解算单元传输来的飞行参数，以进行下一时刻的仿真。较佳地，所述再入运动力学单元中的运动参数中加入了扰动及噪声，用于模拟实际飞行中的风扰及硬件误差。本专利技术还提供一种运载火箭一子级再入仿真方法，其包括以下步骤：S21：轨迹优化单元通过弹道优化为制导解算单元提供再入轨迹；S22：气动仿真单元为制导解算单元、控制单元以及再入运动力学模型单元提供气动数据；S23：所述制导解算单元用于根据所述再入轨迹以及所述气动数据解算出外环慢回路舵控制量，并将其传输到控制系统；S24：控制系统将所述制导解算单元的外环慢回路舵控制量以及其自身根据所述气动数据解算出的内环快回路控制量输入到再入运动力学模型单元中；S25：所述运动学模型单元对所述运动力学模型中的飞行参数进行积分解算；S26：将所述运动学模型单元解算出的飞行参数输入到所述导航解算单元中，以模拟实际飞行中的飞行参数；S27：所述导航解算单元将所述飞行参数传输到所述制导解算单元中，以实现下一时刻的仿真，实现真个仿真系统的闭环。较佳地，所述步骤S25中的飞行参数中加入了噪声及扰动以模型实际飞行中的风扰及硬件误差。相较于现有技术，本专利技术具有以下优点：(1)本专利技术提供的运载火箭一子级再入控制系统及方法、仿真系统及方法，设计了一种安装于运载火箭一子级上的栅格舵控制系统，栅格舵控制系统具有良好的高速再入性能，配合制导系统，可以实现一本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种运载火箭一子级再入控制系统，其特征在于，设置在运载火箭一子级上，包括：栅格舵以及栅格舵控制系统，所述栅格舵控制系统用于控制所述栅格舵的再入飞行姿态，进而控制所述运载火箭一子级的再入飞行姿态。

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭一子级再入控制系统，其特征在于，设置在运载火箭一子级上，包括：栅格舵以及栅格舵控制系统，所述栅格舵控制系统用于控制所述栅格舵的再入飞行姿态，进而控制所述运载火箭一子级的再入飞行姿态。2.根据权利要求1所述的运载火箭一子级再入控制系统，其特征在于，所述栅格舵控制系统包括：导航系统、轨迹生成系统、稳定控制系统以及轨迹跟踪系统，其中，所述导航系统分别与所述栅格舵、所述稳定控制系统以及轨迹生成系统相连，所述导航系统用于获得所述栅格舵的实时飞行参数，并将所述实时飞行参数传输到所述轨迹生成系统以及稳定控制系统；所述轨迹生成系统分别与所述导航系统以及所述稳定控制系统相连，所述轨迹生成系统用于根据所述导航系统传输来的所述实时飞行参数结合所述运载火箭一子级再入飞行过程中的约束条件生成再入轨迹；所述稳定控制系统分别与所述导航系统以及所述稳定控制系统相连，所述稳定控制系统用于根据所述轨迹生成系统生成的再入轨迹的程序角以及所述导航系统传输来的实时飞行参数获得所述栅格舵的内环快回路舵控制量；所述轨迹跟踪系统分别与所述稳定控制系统以及所述栅格舵相连，所述轨迹跟踪系统用于根据其自身根据制导指令生成的外环慢回路舵控制量以及所述稳定控制系统生成的内环回路舵控制量联合控制所述栅格舵的再入飞行姿态。3.根据权利要求1所述的运载火箭一子级再入控制系统，其特征在于，所述稳定控制系统包括：线性控制器以及非线性反馈控制器；所述非线性反馈控制器用于根据所述线性控制器将所述运载火箭一子级的非线性的再入飞行控制问题转化为线性。4.一种运载火箭一子级再入控制方法，其特征在于，包括以下步骤：S11:栅格舵控制系统产生控制栅格舵的再入飞行姿态的飞行参数；S12：所述栅格舵产生气动力，根据所述飞行参数提供再入飞行过程中的稳定控制力，带动所述运载火箭一子级的再入飞行。5.根据权利要求4所述的运载火箭一子级再入控制方法，其特征在于，所述步骤S11具体包括：S111：导航系统测得所述栅格舵的实时飞行参数，并将所述实时飞行参数传输到轨迹生成系统以及稳定控制系统；S112：所述轨迹生成系统接收所述导航系统测得的所述实时飞行参数，结合运载火箭一子级再入过程中的约束条件生成再入轨迹；S113：所述稳定控制系统根据所述轨迹生成系统获得的再入轨迹的程序角以及所述导航系统测得的所述实时飞行参数，解算出保持姿态稳定情况下的内环快回路舵控制量；S114：轨迹跟踪系统根据其自身根据制导指令解算出的外环慢回路舵控制量以及所述稳定控制系统生成的内环回路舵控制量联合控制所述栅格舵的再入飞行姿态。6.根据权利要求5所述的运载火箭一子级再入控制方法，其特征在于，所述步骤S113具体包括：所述稳定控制系统将所述运载火箭一子级的非线性的再入飞行控制问题转化为...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘冬雪，徐大富，林剑锋，吴佳林，盛英华，陈雪巍，刘玉玺，李鑫，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31