一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法和装置制造方法及图纸

本申请涉及制导控制技术领域，尤其涉及一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法和装置。所述制导方法包括，基于获取的当前时刻所述火箭的初始参数值和初始控制变量，获得所述火箭的初始着陆速度和初始着陆坐标；当所述初始着陆速度和所述初始着陆坐标超出预设的阈值范围,修正所述初始控制变量，以获得满足着陆精度条件的修正控制变量；其中，所述着陆精度条件包括，基于所述修正控制变量，获得的修正着陆速度和修正着陆坐标，落入预设对应的阈值范围；基于所述修正控制变量,缩小所述火箭的推力范围。从而将发动机推力约束在一个小的调节范围内，提高发动机工作的可靠性和火箭飞行安全性。全性。全性。

【技术实现步骤摘要】
一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法和装置


[0001]本申请涉及制导控制
，尤其涉及一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法和装置。

技术介绍

[0002]在火箭运行的垂直返回过程中，为实现火箭精准软着陆，传统多项式制导方法是一种可行的制导方法。然而使用传统多项式制导方法要求火箭的发动机具有较大的推力调节范围，而发动机要获得较大的推力调节范围，就要求发动机必须进行深度节流，导致发动机产生能源燃烧效率降低、内部结构振动加剧等问题。当问题严重时，可能引发发动机内部能源燃烧不稳定、传热恶化、低频耦合振动等故障，降低发动机工作的可靠性，影响火箭的飞行安全。

技术实现思路

[0003]本申请提供了一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法和装置，解决了在火箭运行的垂直返回过程中，由于使用多项式制导方法需要提供一个较大的发动机推力调节范围，而导致的发动机可靠性降低的技术问题；实现了在火箭精准软着陆过程中，将发动机推力约束在一定的调节范围内，从而提高发动机的可靠性和火箭飞行的安全性的技术效果。
[0004]第一方面，本申请提供了一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法，所述制导方法包括，
[0005]基于获取的当前时刻所述火箭的初始参数值和初始控制变量，获得所述火箭的初始着陆速度和初始着陆坐标；
[0006]当所述初始着陆速度和所述初始着陆坐标超出预设的阈值范围,修正所述初始控制变量，以获得满足着陆精度条件的修正控制变量；
[0007]其中，所述着陆精度条件包括，基于所述修正控制变量，获得的修正着陆速度和修正着陆坐标，落入预设对应的阈值范围；
[0008]基于所述修正控制变量,缩小所述火箭的推力范围。
[0009]进一步，基于所述初始参数值和所述初始控制变量，通过三自由度质点弹道计算方法，获取所述初始着陆速度和所述初始着陆坐标。
[0010]进一步，所述修正所述初始控制变量包括，
[0011]采用偏导数法，计算所述初始着陆速度和所述初始着陆坐标相对于所述初始控制变量的偏导数，以获得所述修正控制变量。
[0012]进一步，在所述获得修正控制变量后还包括，
[0013]基于所述修正控制变量和所述初始参数值，通过所述三自由度质点弹道计算方法，获取所述修正着陆速度和所述修正着陆坐标；
[0014]判断所述修正着陆速度和所述修正着陆坐标是否落入预设对应的阈值范围；
[0015]当判断结果为否，重复执行获得所述修正控制变量的方法，直至判断结果为是。
[0016]进一步，所述方法还包括，基于所述修正控制变量，生成姿态指令；所述姿态指令包括推力指令、俯仰角指令、偏航角指令。
[0017]进一步，所述生成姿态指令后还包括，当火箭高度小于等于预设的高度阈值，保持所述姿态指令不变。
[0018]进一步，当火箭高度大于预设的高度阈值，每100ms重复执行所述制导方法一次。
[0019]第二方面，本申请提供了一种液体运载火箭垂直返回段的制导装置，所述制导装置包括，
[0020]获取模块，基于获取的当前时刻所述火箭的初始参数值和初始控制变量，获得所述火箭的初始着陆速度和初始着陆坐标；
[0021]修正模块，用于当所述初始着陆速度和所述初始着陆坐标超出预设的阈值范围,修正所述初始控制变量，以获得满足着陆精度条件的修正控制变量；
[0022]其中，所述着陆精度条件包括，基于所述修正控制变量，获得的修正着陆速度和修正着陆坐标，落入预设对应的阈值范围；
[0023]执行模块，用于基于所述修正控制变量,缩小所述火箭的推力范围。
[0024]第三方面，本申请提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如第一方面任一所述的方法步骤。
[0025]第四方面，本申请提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现如第一方面中任一所述的方法步骤。
[0026]本专利技术实施例中的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
[0027]在本专利技术实施例中，首先基于获取的当前时刻所述火箭的初始参数值和初始控制变量，获得所述火箭的初始着陆速度和初始着陆坐标；接着判断当所述初始着陆速度和所述初始着陆坐标超出预设的阈值范围,修正所述初始控制变量，以获得满足着陆精度条件的修正控制变量；其中，所述着陆精度条件包括，基于所述修正控制变量，获得的修正着陆速度和修正着陆坐标，落入预设对应的阈值范围；因此，对于满足条件的所述修正控制变量对应的火箭推力范围，满足火箭对着陆精度的要求；在此基础上，基于所述修正控制变量,缩小所述火箭的推力范围。从而在保证火箭着陆精度的同时，通过将发动机推力约束在一个小的调节范围内，随之带来提高发动机工作的可靠性和火箭飞行安全性的技术效果。
附图说明
[0028]通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本专利技术的限制。而且在整个附图中，用相同的参考图形表示相同的部件。
[0029]在附图中：
[0030]图1、图2示出了本专利技术实施例一中液体运载火箭垂直返回段的制导方法步骤流程示意图；
[0031]图3示出了本专利技术实施例二中液体运载火箭垂直返回段的制导装置结构示意图；
[0032]图4是本申请实施例三中电子结构设备示意图。
具体实施方式
[0033]下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
[0034]实施例一
[0035]本申请实施例一通过提供一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法，解决在火箭运行的垂直返回过程中，由于使用多项式制导方法需要提供一个较大的发动机推力调节范围，而导致的发动机可靠性降低的技术问题；
[0036]为了解决上述问题，本专利技术第一实施例提供了一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法，如图1所示，总体思路如下：
[0037]基于获取的当前时刻所述火箭的初始参数值和初始控制变量，获得所述火箭的初始着陆速度和初始着陆坐标；当所述初始着陆速度和所述初始着陆坐标超出预设的阈值范围,修正所述初始控制变量，以获得满足着陆精度条件的修正控制变量；其中，所述着陆精度条件包括，基于所述修正控制变量，获得的修正着陆速度和修正着陆坐标，落入预设对应的阈值范围；基于所述修正控制变量,缩小所述火箭的推力范围。
[0038]本申请通过在火箭精准软着陆过程中，获取满足着陆精度条件的修正控制变量，缩小所述火箭的推力范围,从而将发动机推力约束在一定的调节范围内，提高发动机的可靠性和火箭飞行的安全。
[0039]为了本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法，其特征在于，所述制导方法包括，基于获取的当前时刻所述火箭的初始参数值和初始控制变量，获得所述火箭的初始着陆速度和初始着陆坐标；当所述初始着陆速度和所述初始着陆坐标超出预设的阈值范围,修正所述初始控制变量，以获得满足着陆精度条件的修正控制变量；其中，所述着陆精度条件包括，基于所述修正控制变量，获得的修正着陆速度和修正着陆坐标，落入预设对应的阈值范围；基于所述修正控制变量,缩小所述火箭的推力范围。2.如权利要求1所述的一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法，其特征在于，基于所述初始参数值和所述初始控制变量，通过三自由度质点弹道计算方法，获取所述初始着陆速度和所述初始着陆坐标。3.如权利要求1所述的一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法，其特征在于，所述修正所述初始控制变量包括，采用偏导数法，计算所述初始着陆速度和所述初始着陆坐标相对于所述初始控制变量的偏导数，以获得所述修正控制变量。4.如权利要求1所述的一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法，其特征在于，在所述获得修正控制变量后还包括，基于所述修正控制变量和所述初始参数值，通过所述三自由度质点弹道计算方法，获取所述修正着陆速度和所述修正着陆坐标；判断所述修正着陆速度和所述修正着陆坐标是否落入预设对应的阈值范围；当判断结果为否，重复执行获得所述修正控制变量的方法，直至判断结果为是。5.如权利要求1所述的一种液体运载火箭垂直返回段的制导方法，其特征在...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘克龙，黎桪，左湛，周鑫，王志军，张昌涌，汪潋，李晓苏，邹延兵，
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：