一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭及验证方法技术

本发明专利技术涉及一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭及验证方法。包括：主舱体，动力系统，吹除系统，控制系统，辅助动力系统，固定回收支腿系统；其中，控制软件中写入的飞行弹道按以下方法设计：S1、确定约束量要求及精度要求；S2、确定待迭代的各控制量；S3、给控制量赋初值；S4、根据约束量与控制量之间的关系，确定修正系数；S5、根据修正系数，计算修正量，进行弹道迭代计算；S6、获得满足精度要求的弹道。本方法降低了产品研制周期与生产成本；降低了后续进行大型可回收液体运载火箭研制风险；可在火箭上安装整流罩与栅格舵，能适应更高的飞行速度，可作为亚轨道探空火箭。可作为亚轨道探空火箭。可作为亚轨道探空火箭。

【技术实现步骤摘要】
一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭及验证方法


[0001]本申请涉及运载火箭
，尤其涉及一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭及验证方法。

技术介绍

[0002]采用垂直起降技术的可重复使用火箭与传统一次性火箭相比，最大的区别在于能否回收火箭一子级。随着商业航天发展，市场对低成本火箭的需求十分迫切，使用高可靠、低成本、可重复使用的火箭实现商业发射任务已成为未来发展趋势。SpaceX公司成功使用猎鹰9火箭多次完成卫星发射任务，并采用垂直起降技术成功回收火箭一子级，大幅降低了火箭发射成本；蓝色起源公司新谢波德飞行器已成功完成亚轨道垂直回收试验，验证了制导、发动机变推、着陆缓冲支腿等一系列关键技术，为后续大型重复使用火箭新格伦的研制奠定了基础。可重复使用火箭出现使得国内火箭发射服务原有的价格优势不复存在，但国内在这方面起步较晚。然而直接开展可重复使用火箭研制技术难度大、风险高，需先开展垂直起降关键技术攻关与技术验证。
[0003]垂直起降技术中返回时可采用伞降回收、垂直带支腿回收、带翼飞回等多种方式，但是伞降回收落点精度低，对箭本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭，其特征在于包括：主舱体，动力系统，吹除系统，控制系统，辅助动力系统，固定回收支腿系统；其中，主舱体为一圆柱体壳体，长细比接近大型运载火箭，确保在起吊、运输、竖立、发射、回收过程中维持飞行所需的气动外形；动力系统设置于主舱体的内部，为火箭提供加速或者减速的动力；控制系统设置于主舱体的内部，包括设有控制软件的中心计算机、摄像头、多个传感器、惯组、GPS定位装置及对应天线，所有电器部件通过电缆线在内部连接；控制系统用于实时解算箭体当前的姿态、速度、位置，确保火箭沿目标弹道飞行，按设计时序进行起飞、降落；辅助动力系统设置于主舱体的内部，用于向外喷射气体，为火箭控制提供俯仰、滚转、偏航力矩；在主舱体内部的动力系统附近，设有吹除系统，确保舱内各单机工作稳定正常；在主舱体尾部安装固定回收支腿系统，在火箭回收时提供缓冲作用，主要通过支腿内部缓冲器减小着陆缓冲，确保火箭安全着陆，同时支腿上需包裹防热材料，使其能够承受返回时发动机尾焰灼烧。2.根据权利要求1所述的用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭，其特征在于，所述动力系统包括低温液体甲烷箱与低温液氧箱、喷管、低温液体发动机、可控制喷管摆动的伺服机构，液氧与甲烷从箱体流出后混合进入主舱体尾部的喷管内燃烧，燃料储箱和氧化剂储箱均与发动机连接，发动机与喷管连接，喷管设置于主舱体的尾端，并且喷管的燃气出口通向主舱体的外部。3.根据权利要求1所述的用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭，其特征在于，所述控制软件中写入的飞行弹道按以下方法设计：本发明的用于验证垂直起降技术的火箭弹道迭代计算法，包括以下步骤：步骤S1、确定约束量要求及精度要求；所述步骤S1的具体内容为：所述约束要求包括着陆点高度、速度、射程、落点方位角的要求，其中，末端高度约束要求为0m，精度要求为0.001m
‑
0.1m，优选为0.01m；末端速度要求为0m/s，精度要求为0.001m/s
‑
0.1m/s，优选为0.01m/s；射程精度要求为0.01m
‑
1m，优选为0.1m；落点方位角精度要求为0.01
°‑1°
，优选为0.1
°
；步骤S2、确定待迭代的各控制量；所述步骤S2的具体内容为：确定待迭代的控制量，首先将弹道分为加速上升段、第一调推段、减速上升段、加速下降段、第二调推段、减速下降段，其中减速返回段结束高度HH为控制量之一，HH用于控制落点高度使其满足落点高度精度要求；随后对弹道全程的姿态角进行设计，其中表征俯仰角的特征量为控制量之一，用于控制落点射程使其满足射程精度要求；射向角A0为第三个控制变量，A0用于控制落点方位角使其满足落点方位角精度要求，射向角定义为发射瞄准方向与发射点正北方向的夹角，落点方位角定义落点相对发射点的方向与发射点正北方向的夹角；
步骤S3、给控制量赋初值；所述步骤S3的具体内容为：给控制变量赋初值，所述初值可以使弹道迭代计算快速收敛；步骤S4、根据约束量与控制量之间的关系，确定修正系数；所述步骤S4的具体内容为：确定修正系数时，射向角与落点方位角、减速返回段结束高度与着陆高度单位相同且有较为明显的单调关系，修正系数定为1；射程与的修正系数按照如下方式计算：每算完一条弹道，记录射程L与值，则修正系数为步骤S5、根据修正系数，计算修正量，进行弹道迭代计算；具体地，所述步骤S5中进行弹道迭代计算时确定待迭代的各控制量时，不用各飞行段的时间作为控制量，而是分成六段飞行段分别用不同的更方便计算的物理量来做为控制量的：加速上升段、第一调推段、减速上升段、加速下降段、第二调推段、减速下降段，这六个段中的各个段推力不同，各个段的俯仰角不同，在初始时就确定了AO射向角但在整个过程中进行坐标系变...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡智珲，罗庶，马道远，李钧，姜航，赵学光，杨跃，刘浩，梁家伟，朱佩婕，陈辰，尹仕卿，冯刚，刘访，刘重洋，曹晋，侯晓鹏，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：