一种火箭返回制导方法、装置、设备和介质制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种火箭返回制导方法、装置、设备和介质，确定火箭当前所处位置与目标点所在位置之间的矢径差量，以及火箭当前的飞行速度；根据矢径差量、火箭当前的飞行速度和时间的非整数次幂，确定火箭的目标天向加速度；根据目标天向加速度和火箭的预测质量，确定火箭发动机的目标推力；采用多项式制导算法求解目标北向加速度和目标东向加速度，结合目标推力确定火箭的程序姿态角，以供火箭的姿态控制系统根据程序姿态角对火箭进行返回制导。本申请通过非整数次幂式确定天向加速度，与传统的二次多项式确定加速度的方式相比，本申请能够将推力比约束在一定范围内，使得推力调节范围小，也就提高了发动机工作可靠性，降低了发动机的研发难度。发动机的研发难度。发动机的研发难度。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭返回制导方法、装置、设备和介质


[0001]本专利技术涉及火箭
，尤其涉及一种火箭返回制导方法、装置、设备和介质。

技术介绍

[0002]可回收液体火箭飞行环境高动态变化，着陆过程中制导律给出推力矢量方向、推力大小和发动机工作时间，使火箭抑制扰动偏差影响，并精确垂直软着陆于预定位置，这种依赖矢量推力反推并考虑位置、速度和姿态约束的垂直着陆制导问题，即为动力下降制导问题。
[0003]相关技术中，通常采用多项式制导方法实现飞行器垂直软着陆。然而，传统多项式制导需要的发动机推力调节范围比较大。推力调节范围越大，就会要求发动机推力深度节流，通常会出现燃烧效率降低、结构振动加剧等问题，严重时可能发生不稳定燃烧、传热恶化、低频耦合振动等故障，影响火箭飞行安全，降低发动机工作可靠性。因此，多项式制导方法存在无法约束推力大小的上下界，增大发动机研制难度的缺陷。

技术实现思路

[0004]本申请实施例通过提供一种火箭返回制导方法、装置、设备和介质，解决了现有技术中使用传统多项式制导导致发动机推力调节范围比较大，进而导致发动本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火箭返回制导方法，其特征在于，所述方法包括：确定火箭当前所处位置与目标点所在位置之间的矢径差量，以及所述火箭当前的飞行速度；根据所述矢径差量、所述火箭当前的飞行速度和时间的非整数次幂，确定所述火箭的目标天向加速度；根据所述目标天向加速度和所述火箭的预测质量，确定所述火箭的发动机的目标推力；采用多项式制导算法求解目标北向加速度和目标东向加速度，根据所述目标北向加速度、所述目标东向加速度和所述目标推力，确定所述火箭的程序姿态角，以供所述火箭的姿态控制系统根据所述程序姿态角对所述火箭进行返回制导。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定火箭当前所处位置与目标点所在位置之间的矢径差量，包括：获取所述火箭当前所处位置的第一地心矢径，以及所述火箭的目标点所在位置的第二地心矢径；将所述第一地心矢径和所述第二地心矢径投影至目标点的北天东坐标系中，确定所述火箭当前所处位置与目标点所在位置之间的所述矢径差量。3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述火箭当前的飞行速度，包括：确定所述火箭当前在目标点的北天东坐标系中的飞行速度。4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述目标天向加速度为：其中，所述a1(t)为天向加速度，C0和C1为待定常矢量，t为时间。5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述采用多项式制导算法求解目标北向加速度和目标东向加速度，根据所述目标北向加速度、所述目标东向加速度和所述目标推力，确定所述火箭的程序姿态角，包括：采用所述多项式制导算法确定所述火箭在目标点的北天东坐标系中的所述目标北向加速度和所述目标东向加速度；根据所述目标推力、所述目标北向加速度和所述目标东向加速度，确定所...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘克龙，黎桪，左湛，周鑫，王志军，岳小飞，汪潋，李晓苏，邹延兵，张昌涌，龚习，杨跃，韩明晶，夏龙，王迎春，王震，
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：