CN110160407A - 一种运载火箭子级落区范围控制系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种运载火箭子级落区范围控制系统，包括栅格舵结构系统、栅格舵控制系统、栅格舵遥测系统和地面信息接收系统。在控制单元对姿态、位置、速度等测量信息的解算下，通过发送指令控制伺服机构偏转舵面，实现运载火箭子级姿态稳定，并导引其向目标落区飞行着陆；通过遥测系统和地面信息接收系统对子级再入飞行信息的进行测量和接收，实时监测子级状态信息。所述系统综合本发明公开的飞行控制时序和流程，使其具备对运载火箭改动量少、对运载能力损失小、不影响运载火箭主任务飞行安全、可大幅缩小运载火箭子级落区范围、实时监测子级返回信息等优点。
Description
技术领域
本发明涉及一种运载火箭子级落区范围控制系统。
背景技术
我国运载火箭子级落区散布范围一般宽30公里，长50～70公里，当前每年执行20～30余次的高密度航天发射任务，每次均需疏散数万群众，子级残骸砸毁房屋、高压线、农田、高速公路等民用设施，污染水源，给落区群众的生命财产安全带来严重危害，频繁大规模的疏散，已经严重扰乱了落区人民正常生活生产秩序，严重影响了中国航天的正面形象。
随着落区经济的发展，人口密度不断加大，子级残骸散布不确定性引发落区安全状况日益加剧，由于无定位装置，残骸搜索和失控时间较长，给当地政府和军分区带来极大处置难度，迫切需要从技术上快速高效解决落区安全问题。我国当前尚不具备运载火箭子级落区控制能力。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种运载火箭子级落区范围控制系统，以现役运载火箭为基础，对运载火箭子级较少改动的同时完成子级残骸的落区范围控制。
本发明的技术方案是：一种运载火箭子级落区范围控制系统，包括栅格舵结构系统、栅格舵控制系统、栅格舵遥测系统和地面信号接收系统；
栅格舵结构系统安装于运载火箭子级级间段上，在运载火箭主动上升飞行段，栅格舵处于收拢状态，即贴合箭体；在运载火箭子级返回段，栅格舵处于展开状态；所述栅格舵结构系统用于提供在子级箭体再入返回时的气动操纵力矩，改变子级箭体姿态；
栅格舵控制系统主要单机安装于运载火箭子级箱间段内，用于实时探测运载火箭子级状态信息，并不断发送控制指令，依据控制指令，栅格舵在伺服机构的作用下进行偏转，导引子级箭体朝目标落区飞行；
栅格舵遥测系统安装于运载火箭子级箱间段内，用于实时将运载火箭子级的探测信息发送至地面信息接收系统；
地面信号接收系统布置在地面落区安全区域，用于接收子级遥测数据，预报子级实时位置。
所述栅格舵结构系统包括四个栅格舵舵面、四个栅格舵解锁机构、四个栅格舵展开机构和四个栅格舵传动机构，每个成90°周向均布安装在子级级间段上；
所述栅格舵舵面，整体结构外形依据气动特性进行设计为弧面，贴合箭体安装，并采用具备能抵抗再入气动力和热的材料进行制造；
所述栅格舵解锁机构，安装于子级级间段上，与栅格舵舵面顶端相连，用于运载火箭上升段锁止舵面和返回段解锁舵面；
所述栅格舵展开机构，与栅格舵舵面根部相连，用于在海拔高度大于110公里时，展开90°并锁定栅格舵舵面；
所述栅格舵传动机构，安装于子级级间段上，与展开机构相连，利用伺服机构装置驱动栅格舵舵面偏转；
所述的栅格舵控制系统包括控制单元、时序控制器、伺服机构和电池：
所述的控制单元，对运载火箭子级的实时速度、位置和姿态进行实时探测，并计算控制量和舵偏角，输出控制指令，控制运载火箭子级姿态稳定，导引运载火箭子级向预定落点飞行；
所述的时序控制器，通过分离信号进行启动，实施对运载火箭子级返回段的飞行时序进行控制；
所述的伺服机构，通过接受控制舵偏角指令，提供控制力矩，驱动栅格舵传动机构，从而操作舵面偏转；
所述的电池，为控制单元、时序控制器、伺服机构进行供电。
所述控制运载火箭子级返回段的飞行时序的具体过程为：
1)运载火箭一二级分离信号发出后，时序控制器启动开始工作，以一二级分离时刻为时序控制的0s时刻；
2)以0s为起点，20s后，时序控制器发出指令，启动栅格舵遥测系统中的遥测单元，遥测单元开机并实时发送遥测数据至地面信息接收系统；
3)以0s为起点，在90s后，时序控制器发送指令解锁收拢状态的栅格舵，展开机构驱动舵面旋转90°并锁定；
4)舵面展开锁定10s后，时序控制器发送指令，加电并启动伺服机构；
5)以0s为起点，在500s后，子级箭体再入大气，控制单元依据探测信息，实施计算控制量，发送姿态控制指令，栅格舵在伺服机构的驱动下偏转，进行子级箭体增稳控制；子级箭体姿态稳定达到要求后，控制单元开始发送制导指令，偏转舵面，导引子级箭体向目标落区着陆；
6)依据地面信息接收系统接收到的遥测数据，实时监测子级箭体空中位置，待子级箭体着陆后，利用接收到的精确位置信息，对子级箭体残骸进行快速搜寻和处理。
5、根据权利要求2所述的一种运载火箭子级落区范围控制系统，其特征在于：所述栅格舵舵面若干栅格壁板组成的蜂窝状，栅格数量为4排5列共20个，壁厚为2毫米～6毫米；栅格舵舵面中间贯穿两根主承力梁，栅格舵舵面整体采用内凹弧面设计，使其可贴合3.35米直径箭体的安装；栅格舵舵面材料采用钛合金进行制造，栅格舵舵面表面进行防热处理。
所述栅格舵解锁机构由结构支架、解锁装置和整流罩组成，安装于子级级间段上，与栅格舵舵面顶端相连，用于运载火箭上升段锁止舵面和返回段解锁舵面；所述解锁装置选用爆炸螺栓或者拔销器火工品。
所述栅格舵展开机构与栅格舵舵面根部相连，用于在海拔高度大于110公里时，展开90°并锁定栅格舵舵面；栅格舵展开机构的动力源采用平面蜗卷弹簧为舵面展开提供转动力矩。
所述栅格舵传动机构安装于子级级间段上，与栅格舵展开机构通过法兰盘相连，利用轴承与子级舱体相连，利用伺服机构装置驱动传动机构舵轴转动，从而操作舵面偏转；整个传动链条中，采用键槽设计；舵轴优选钛合金材料。
所述控制运载火箭子级返回段的飞行时序的步骤5)中，制导与控制的过程分为两个阶段，具体为：
第一阶段：姿态稳定段——进入海拔高度70千米后，即进入稀薄大气层后；该阶段开始进行姿态稳定控制，俯仰通道和偏航通道加入阻尼环，增大箭体角运动阻尼，加入增稳环以稳定箭体姿态，以便控制攻角继续衰减；滚转通道增大子级滚转角速度阻尼，稳定滚转姿态，进而为下一阶段的制导控制做准备；此时，制导回路未进入，纵向和侧向均采用零过载指令，即nyc＝0,nzc＝0；
第二阶段：末制导段——运载火箭子级飞行至预定落点目标上空，引导运载火箭子级落到目标点的这一段末段弹道；制导回路进行比例导引，采用带有落角约束条件并变增益系数的方法，其中距落点1km时，锁舵。
所述第二阶段的制导控制方法具体如下：
末制导段，纵向控制第二阶段开始加入制导回路，计算过载指令；纵向过载指令采用带有虚拟目标点的改进比例导引方法；启控30s后，制导开始并以真实目标落点位置为坐标原点建立目标系，真实目标落点坐标记为(xT,yT,zT)，此目标点依据无控拉偏仿真试验结果得出；同时以真实目标落点为基准，建立虚拟坐标系，即在目标系的x轴方向延伸一段距离Δx，构建虚拟目标点(xT+Δx,yT,zT)；在制导开始的前20s内令子级按虚拟目标点飞行，以使子级尽可能在攻角分离阶段按正攻角飞行，20s结束后在3s内切换至真实目标落点；同样采用目标系描述，侧向平面内始终以虚拟目标点进行比例导引；
上述末制导段过载指令的计算方法如下：
计算导引方程：
纵向导引方程；
虚拟目标导引下的视线高低角速率为
真实目标导引下的视线高低角速率为
侧向导引方程；
目标导引下的视线方位角速率为
其中，为目标系下视线高低角的变化率；为目标系下视线方位角的变化率；xt、yt和zt分别为目标系下的位置分量，Δx为虚拟目标点在目标系下相对真实目标点的前置距离，vxt、vyt和vzt分别为目标系下的速度分量；
前置距离和虚拟导引时间的选择都是力争使箭体在攻角分离阶段进入上攻角状态；前置距离和虚拟导引时间的选取原则：尽可能使箭体在攻角区分离阶段保持某一种攻角状态飞行的前提下，力争减小虚拟导引时间，使箭体以真实目标导引；
计算弹体系指令过载：
其中，kth、ksi为别为纵向和侧向比例导引的比例系数；vg为发射系下箭体的总飞行速度，g0为海平面重力加速度，θ为弹道倾角；
如果箭体距目标系x轴向距离小于3km,将纵向和侧向过载指令均限幅在[-0.4，0.4]范围内；箭体距目标系x轴向距离小于2km,纵向过载指令为0；箭体距目标系x轴向距离小于1km，侧向过载指令为0。
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明所述的大幅缩小运载火箭子级落区范围的系统，是基于栅格舵结构系统、栅格舵控制系统、栅格舵遥测系统和地面信息接收系统，实现运载火箭子级返回飞行控制和测量，完成对运载火箭子级残骸落区范围的大幅缩小，缩小面积超过原有面积的85％，与现有技术相比，本发明为落区安全问题提出了新的解决途径，栅格舵结构系统充分适应运载火箭子级结构，结构改动量少，重量增加小，对运载能力损失少，并通过合理可靠的飞行时序设计，进一步确保了运载火箭主任务的飞行安全的同时，提高了落区控制系统的可靠性和精度。
其次，安装了栅格舵落区控制系统的子级箭体，减小了再入飞行攻角，极大消除了子级箭体空中发生解体可能，避免对落区带来面杀伤危险。同时，实时监测子级返回信息，预报子级残骸落点位置，为落区指挥中心进行快速搜寻和处理残骸带来极大便利，降低因残骸坠地带来的次生危害。极大改善子级残骸落区安全环境，造福落区人民，提升中国航天强国正面形象。
再次，本发明所述的落区控制系统可大规模推广应用到我国3.35米直径箭体的子级落区控制上，亦可改进应用到其它直径箭体子级上，同时对垂直起降运载火箭栅格舵精确返回控制提供重要技术支撑，应用前景广泛。
附图说明
图1(a)是本发明实施例中一种安装了栅格舵系统的运载火箭子级示意图；
图1(b)是本发明实施例中一种安装了栅格舵结构系统的子级级间段示意图；
图1(c)是本发明实施例中一种安装了栅格舵控制系统和遥测系统单机的子级箱间段示意图；
图2(a)是本发明实施例中一种运载火箭子级栅格舵展开过程示意图；
图2(b)是本发明实施例中一种运载火箭子级栅格舵展开后结构布局示意图；
图3是本发明实施例中一种运载火箭子级落区控制系统的飞行剖面图；
图4是本发明实施例中一种运载火箭子级落区控制方法的步骤流程图；
图5是本发明实施例中一种运载火箭子级纵向控制系统结构图；
图6是本发明实施例中一种运载火箭子级侧向控制系统结构图；
图7是本发明实施例中一种运载火箭子级滚动控制系统结构图。
具体实施方式
为更加清楚的详细描述本发明，下面将结合附图对本发明作进一步说明。
图1和图2示出了运载火箭子级箭体的主要结构和栅格舵结构系统。如图1(a)所示，一级级间段101位于子级箭体顶端，箱间段102位于子级箭体中部，发动机103位于子级箭体尾部。栅格舵控制系统中的控制单元300、时序控制器301、电池302和栅格舵遥测系统中的遥测单元400安装在子级箱间段102内，如图1(c)所示。级间段101上安装有栅格舵结构系统和伺服机构303，图1(b)中栅格舵舵面处于收拢状态，图2(a)中栅格舵舵面处于展开状态。其中运载火箭子级的含义可以是火箭一子级或助推器。
栅格舵结构系统包括，栅格舵解锁机构201、栅格舵舵面202、栅格舵展开机构203和栅格舵传动机构204，数量均为4个，成90度周向均布安装在子级级间段上：
在本发明的一优选实施例中，栅格舵舵面202，如图2(b)所示，依据气动特性进行外形设计，为若干栅格壁板组成的蜂窝状，针对运载火箭3.35米直径子级箭体，优选栅格舵舵面尺寸为长×宽×高＝1.3米×1.0米×0.11米，栅格数量为4×5，壁厚为2毫米～6毫米之间，为保证更好的刚度和强度，舵面中间贯穿两根主承力梁，舵面整体采用内凹弧面设计，使其可贴合3.35米直径箭体的安装，保证运载火箭上升段飞行时，气动阻力增加尽可能小。为抵抗再入飞行时严酷的气动力和气动热，满足气动载荷设计和重量限制需要，栅格舵舵面材料采用钛合金进行制造，舵表面需考虑增加额外的防热措施，优选采用防热涂层。
优选地，栅格舵解锁机构201，如图1(b)所示，由结构支架、解锁装置和整流罩组成，安装于子级级间段101上，与栅格舵舵面202顶端相连，用于运载火箭上升段锁止舵面和返回段解锁舵面。解锁装置一般选用承载能力强、高可靠、低冲击量级的爆炸螺栓或者拔销器火工品，通过控制系统中的时序控制器301发送指令，起爆火工品，实现收拢的舵面进行解锁；
优选地，栅格舵展开机构203，如图2(b)所示，与栅格舵舵面202根部相连，用于在海拔高度大于110公里时，展开90度并锁定栅格舵舵面202，为保证上升段和返回段飞行的结构承力可靠性，舵面展开方向为返回时的迎风方向。收拢的栅格舵舵面202通过解锁机构201解锁后，展开机构203对舵面实施展开和锁定。优选采用简单可靠的平面蜗卷弹簧为舵面展开提供转动力矩动力源，舵面展开锁定方式优选采用机械限位实现正面锁定，采用锁定杆与锁定轨迹面实现反向锁定，从而达到驱动收拢的舵面展开并锁定的目的；
优选地，栅格舵传动机构204，如图2(b)所示，安装于子级级间段101上，与展开机构203通过法兰盘相连，利用轴承与子级舱体101相连，利用伺服机构303驱动传动机构204中的舵轴转动，从而操作展开机构与舵面组合体偏转，如图2(b)，最大舵偏转角度设定为±20度。为保证整体传动间隙小于0.1°，整个传动链条中，均采用了键槽限位设计。传动机构204中的舵轴优选采用钛合金制造，以满足所需的刚度、强度和重量要求。
图3示出了运载火箭子级落区控制系统的飞行剖面示意图，图4示出了栅格舵系统工作流程。
栅格舵系统随运载火箭起飞，从图3中的501至502时刻点，此时栅格舵控制系统中的控制单元300不发出指令，仅对子级飞行信息进行实时探测；
在503时刻点后，运载火箭一二级分离，栅格舵控制系统中的时序控制器301接收子级分离的信号，由于惯性，子级进行无动力飞行，飞行高度继续抬升，并进入高空平抛段；
以一二级分离点502为栅格舵控制系统0s点，为避免栅格舵遥测系统对主任务飞行产生电磁干扰，栅格舵遥测系统中遥测单元400在20s后才开机发送遥测数据至地面信息接收系统700；
以0s为起点，在90s(时间可以更改，子级海拔高度大于110公里即可)，即图3中503时刻点，此时空间环境下空气稀薄，时序控制器301发送指令，控制栅格舵解锁机构201进行解锁，栅格舵舵面202解锁后，在展开机构203中平面蜗卷弹簧的驱动下旋转90度展开并锁定；
栅格舵舵面展开10s后，控制系统中的时序控制器301发送指令控制伺服机构303加电启动；
当子级进入距地面70千米高度后，即图3中504时刻点，子级进入大气层，伺服机构303开始接收控制单元300发送的控制指令，开始操作舵面进行姿态稳定控制；
子级箭体姿态稳定达到要求后，即图3中505时刻点，控制单元300开始计算控制量，发送制导指令，伺服机构303依据指令驱动舵面，导引子级箭体向目标落区着陆；
地面信息接收系统700依据接收到的遥测数据，实时监测子级箭体空中位置，待子级箭体着陆后，利用接收到的精确经纬度位置信息，对子级箭体残骸进行快速搜寻和处理。
在本发明实施例中，对子级进入70千米海拔高度后，栅格舵制导与控制的实施步骤和方法作进一步详细描述，按栅格舵控制系统纵向弹道可分为两个阶段：
1)第一阶段：姿态稳定段——进入海拔高度70千米后，即进入稀薄大气层后；该阶段开始进行姿态稳定控制，俯仰通道和偏航通道加入阻尼环，增大箭体角运动阻尼，加入增稳环以稳定箭体姿态，以便控制攻角继续衰减。滚转通道增大子级滚转角速度阻尼，稳定滚转姿态，进而为下一阶段的制导控制做准备。此时，制导回路未进入，纵向和侧向均采用零过载指令，即nyc＝0,nzc＝0。
2)第二阶段：末制导段——运载火箭子级飞行至预定落点目标上空，引导运载火箭子级落到目标点的这一段末段弹道；制导回路进行比例导引，采用带有落角约束条件并变增益系数的方法，其中距落点1千米时，锁舵。
第二阶段的制导控制详细方法如下：
该阶段纵向控制开始加入制导回路，计算过载指令。末制导开始以真实目标落点位置为坐标原点建立目标系，真实目标落点坐标记为(xT,yT,zT)，此目标点依据无控拉偏仿真试验结果得出。末制导刚开始段，纵向过载指令采用带有虚拟目标点的改进比例导引方法，即在目标系的x轴方向延伸一段距离Δx，构建虚拟目标点(xT+Δx,yT,zT)。末制导开始一段时间后，纵向过载指令采用目标点的改进比例导引方法。同样采用目标系描述，侧向平面内始终以目标点进行比例导引。
上述末制导段过载指令的计算方法如下：
计算导引方程：
纵向导引方程；
虚拟目标导引下的视线高低角速率为
真实目标导引下的视线高低角速率为
侧向导引方程；
目标导引下的视线方位角速率为
其中，为目标系下视线高低角的变化率；为目标系下视线方位角的变化率；xt、yt和zt分别为目标系下的位置分量，Δx为虚拟目标点在目标系下相对真实目标点的前置距离，vxt、vyt和vzt分别为目标系下的速度分量。
前置距离和虚拟导引时间的选择都是力争使箭体在攻角分离阶段进入上攻角状态。前置距离和虚拟导引时间的选取原则：尽可能使箭体在攻角区分离阶段保持某一种攻角状态飞行的前提下，力争减小虚拟导引时间，使箭体以真实目标导引。
计算弹体系指令过载：
其中，kth、ksi为别为纵向和侧向比例导引的比例系数；vg为发射系下箭体的总飞行速度，g0为海平面重力加速度，θ为弹道倾角。
着陆前导引处理方法：
如果箭体距目标系x轴向距离小于3千米,将纵向和侧向过载指令均限幅在[-0.4，0.4]范围内。箭体距目标系x轴向距离小于2千米,纵向过载指令为0。箭体距目标系x轴向距离小于1千米，侧向过载指令为0。
在本发明实施例中，子级进入70千米海拔高度后，对子级的俯仰、偏航和滚转三通道进行分别控制，控制系统采用三通道解耦控制，各通道控制方法如下：
纵向控制系统方法
运载火箭子级俯仰回路控制子系统的作用是增加弹体角运动的阻尼，提高控制系统的稳定性，以准确地跟踪制导系统按导引规律制定的法向过载指令，控制运载火箭子级稳定地飞行，直至降落飞行至目标点。本系统采用了带加速度计的俯仰控制子系统(过载自动驾驶仪)方案，相对于姿态自动驾驶仪，过载自动驾驶仪的响应速度较快，这对于在有限的末制导时间内实现制导精度的要求是非常重要的。所以运载火箭子级俯仰控制回路选择了过载自动驾驶仪的结构。
纵向控制系统结构图如图5所示，带加速度计的俯仰控制子系统由速率陀螺构成阻尼内回路，由加速度计构成外回路。
侧向控制系统方法
侧向控制系统与纵向控制系统具有相同的结构，其系统结构图如图6所示：
滚转控制系统方法
滚动回路使弹体消除由于外界干扰力矩而导致的滚动角和滚动角速度，保证箭体的横轴一直平行于发射系的x轴，滚动通道为二阶系统，且箭体的转动惯量较小。滚转控制系统的主要作用是稳定子级的滚转角位置、阻尼箭体滚转角速度，为俯仰、偏航和滚转三通道的解耦控制提供实现的基础。滚动控制系统结构图如图7所示。
综上所示，本发明所述的大幅缩小运载火箭子级落区范围的系统，是基于栅格舵结构系统、栅格舵控制系统、栅格舵遥测系统和地面信息接收系统，实现运载火箭子级返回飞行控制和测量，完成对运载火箭子级残骸落区范围的大幅缩小，缩小面积超过原有面积的85％，与现有技术相比，本发明为落区安全问题提出了新的解决途径，栅格舵结构系统充分适应运载火箭子级结构，结构改动量少，重量增加小，对运载能力损失少，并通过合理可靠的飞行时序设计，进一步确保了运载火箭主任务的飞行安全的同时，提高了落区控制系统的可靠性和精度。
其次，安装了栅格舵落区控制系统的子级箭体，减小了再入飞行攻角，极大消除了子级箭体空中发生解体可能，避免对落区带来面杀伤危险。同时，实时监测子级返回信息，预报子级残骸落点位置，为落区指挥中心进行快速搜寻和处理残骸带来极大便利，降低因残骸坠地带来的次生危害。面对我国高密度航天发射任务，本发明将极大改善子级残骸落区安全环境，造福落区人民，提升中国航天强国正面形象。
再次，本发明所述的落区控制系统可大规模推广应用到我国3.35米直径箭体的子级落区控制上，亦可改进应用到其它直径箭体子级上，同时对垂直起降运载火箭栅格舵精确返回控制提供重要技术支撑，应用前景广泛。
以上所述，仅为本发明的最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换都应在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
Claims (10)
1.一种运载火箭子级落区范围控制系统，其特征在于：包括栅格舵结构系统、栅格舵控制系统、栅格舵遥测系统和地面信号接收系统；
栅格舵结构系统安装于运载火箭子级级间段上，在运载火箭主动上升飞行段，栅格舵处于收拢状态，即贴合箭体；在运载火箭子级返回段，栅格舵处于展开状态；所述栅格舵结构系统用于提供在子级箭体再入返回时的气动操纵力矩，改变子级箭体姿态；
栅格舵控制系统主要单机安装于运载火箭子级箱间段内，用于实时探测运载火箭子级状态信息，并不断发送控制指令，依据控制指令，栅格舵在伺服机构的作用下进行偏转，导引子级箭体朝目标落区飞行；
栅格舵遥测系统安装于运载火箭子级箱间段内，用于实时将运载火箭子级的探测信息发送至地面信息接收系统；
地面信号接收系统布置在地面落区安全区域，用于接收子级遥测数据，预报子级实时位置。
2.根据权利要求1所述的一种运载火箭子级落区范围控制系统，其特征在于：所述栅格舵结构系统包括四个栅格舵舵面、四个栅格舵解锁机构、四个栅格舵展开机构和四个栅格舵传动机构，每个成90°周向均布安装在子级级间段上；
所述栅格舵舵面，整体结构外形依据气动特性进行设计为弧面，贴合箭体安装，并采用具备能抵抗再入气动力和热的材料进行制造；
所述栅格舵解锁机构，安装于子级级间段上，与栅格舵舵面顶端相连，用于运载火箭上升段锁止舵面和返回段解锁舵面；
所述栅格舵展开机构，与栅格舵舵面根部相连，用于在海拔高度大于110公里时，展开90°并锁定栅格舵舵面；
所述栅格舵传动机构，安装于子级级间段上，与展开机构相连，利用伺服机构装置驱动栅格舵舵面偏转。
3.根据权利要求1所述的一种运载火箭子级落区范围控制系统，其特征在于：所述的栅格舵控制系统包括控制单元、时序控制器、伺服机构和电池：
所述的控制单元，对运载火箭子级的实时速度、位置和姿态进行实时探测，并计算控制量和舵偏角，输出控制指令，控制运载火箭子级姿态稳定，导引运载火箭子级向预定落点飞行；
所述的时序控制器，通过分离信号进行启动，实施对运载火箭子级返回段的飞行时序进行控制；
所述的伺服机构，通过接受控制舵偏角指令，提供控制力矩，驱动栅格舵传动机构，从而操作舵面偏转；
所述的电池，为控制单元、时序控制器、伺服机构进行供电。
4.根据权利要求1所述的一种运载火箭子级落区范围控制系统，其特征在于：所述控制运载火箭子级返回段的飞行时序的具体过程为：
1)运载火箭一二级分离信号发出后，时序控制器启动开始工作，以一二级分离时刻为时序控制的0s时刻；
2)以0s为起点，20s后，时序控制器发出指令，启动栅格舵遥测系统中的遥测单元，遥测单元开机并实时发送遥测数据至地面信息接收系统；
3)以0s为起点，在90s后，时序控制器发送指令解锁收拢状态的栅格舵，展开机构驱动舵面旋转90°并锁定；
4)舵面展开锁定10s后，时序控制器发送指令，加电并启动伺服机构；
5)以0s为起点，在500s后，子级箭体再入大气，控制单元依据探测信息，实施计算控制量，发送姿态控制指令，栅格舵在伺服机构的驱动下偏转，进行子级箭体增稳控制；子级箭体姿态稳定达到要求后，控制单元开始发送制导指令，偏转舵面，导引子级箭体向目标落区着陆；
6)依据地面信息接收系统接收到的遥测数据，实时监测子级箭体空中位置，待子级箭体着陆后，利用接收到的精确位置信息，对子级箭体残骸进行快速搜寻和处理。
5.根据权利要求2所述的一种运载火箭子级落区范围控制系统，其特征在于：所述栅格舵舵面若干栅格壁板组成的蜂窝状，栅格数量为4排5列共20个，壁厚为2毫米～6毫米；栅格舵舵面中间贯穿两根主承力梁，栅格舵舵面整体采用内凹弧面设计，使其可贴合3.35米直径箭体的安装；栅格舵舵面材料采用钛合金进行制造，栅格舵舵面表面进行防热处理。
6.根据权利要求2所述的一种运载火箭子级落区范围控制系统，其特征在于：所述栅格舵解锁机构由结构支架、解锁装置和整流罩组成，安装于子级级间段上，与栅格舵舵面顶端相连，用于运载火箭上升段锁止舵面和返回段解锁舵面；所述解锁装置选用爆炸螺栓或者拔销器火工品。
7.根据权利要求2所述的一种运载火箭子级落区范围控制系统，其特征在于：所述栅格舵展开机构与栅格舵舵面根部相连，用于在海拔高度大于110公里时，展开90°并锁定栅格舵舵面；栅格舵展开机构的动力源采用平面蜗卷弹簧为舵面展开提供转动力矩。
8.根据权利要求2所述的一种运载火箭子级落区范围控制系统，其特征在于：所述栅格舵传动机构安装于子级级间段上，与栅格舵展开机构通过法兰盘相连，利用轴承与子级舱体相连，利用伺服机构装置驱动传动机构舵轴转动，从而操作舵面偏转；整个传动链条中，采用键槽设计；舵轴优选钛合金材料。
9.根据权利要求4所述的一种运载火箭子级落区范围控制系统，其特征在于：所述控制运载火箭子级返回段的飞行时序的步骤5)中，制导与控制的过程分为两个阶段，具体为：
第一阶段：姿态稳定段——进入海拔高度70千米后，即进入稀薄大气层后；该阶段开始进行姿态稳定控制，俯仰通道和偏航通道加入阻尼环，增大箭体角运动阻尼，加入增稳环以稳定箭体姿态，以便控制攻角继续衰减；滚转通道增大子级滚转角速度阻尼，稳定滚转姿态，进而为下一阶段的制导控制做准备；此时，制导回路未进入，纵向和侧向均采用零过载指令，即nyc＝0,nzc＝0；
第二阶段：末制导段——运载火箭子级飞行至预定落点目标上空，引导运载火箭子级落到目标点的这一段末段弹道；制导回路进行比例导引，采用带有落角约束条件并变增益系数的方法，其中距落点1km时，锁舵。
10.根据权利要求9所述的一种运载火箭子级落区范围控制系统，其特征在于：所述第二阶段的制导控制方法具体如下：
末制导段，纵向控制第二阶段开始加入制导回路，计算过载指令；纵向过载指令采用带有虚拟目标点的改进比例导引方法；启控30s后，制导开始并以真实目标落点位置为坐标原点建立目标系，真实目标落点坐标记为(xT,yT,zT)，此目标点依据无控拉偏仿真试验结果得出；同时以真实目标落点为基准，建立虚拟坐标系，即在目标系的x轴方向延伸一段距离Δx，构建虚拟目标点(xT+Δx,yT,zT)；在制导开始的前20s内令子级按虚拟目标点飞行，以使子级尽可能在攻角分离阶段按正攻角飞行，20s结束后在3s内切换至真实目标落点；同样采用目标系描述，侧向平面内始终以虚拟目标点进行比例导引；
上述末制导段过载指令的计算方法如下：
计算导引方程：
虚拟目标导引下的视线高低角速率为
真实目标导引下的视线高低角速率为
目标导引下的视线方位角速率为
其中，为目标系下视线高低角的变化率；为目标系下视线方位角的变化率；xt、yt和zt分别为目标系下的位置分量，Δx为虚拟目标点在目标系下相对真实目标点的前置距离，vxt、vyt和vzt分别为目标系下的速度分量；
前置距离和虚拟导引时间的选择都是力争使箭体在攻角分离阶段进入上攻角状态；前置距离和虚拟导引时间的选取原则：尽可能使箭体在攻角区分离阶段保持某一种攻角状态飞行的前提下，力争减小虚拟导引时间，使箭体以真实目标导引；
计算弹体系指令过载：
其中，kth、ksi为别为纵向和侧向比例导引的比例系数；vg为发射系下箭体的总飞行速度，g0为海平面重力加速度，θ为弹道倾角；
如果箭体距目标系x轴向距离小于3km,将纵向和侧向过载指令均限幅在[-0.4，0.4]范围内；箭体距目标系x轴向距离小于2km,纵向过载指令为0；箭体距目标系x轴向距离小于1km，侧向过载指令为0。
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