CN111156105B - 一种火箭发动机参数校准方法及火箭 - Google Patents

一种火箭发动机参数校准方法及火箭 Download PDF

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Abstract

一种火箭发动机参数校准方法，发动机参数用于火箭的迭代制导算法，其中方法包括：获取发动机的推进剂在预设时间的累积消耗量；依据发动机推进剂在预设时间的累积消耗量，获取发动机参数的校准系数；依据发动机参数的校准系数，得到校准后的发动机参数。还公开了一种火箭。通过计算火箭发动机推进剂在预设时间的累积消耗量，得到发动机参数校准系数，并进一步得到校准后的发动机参数，并将校准后的发动机参数应用于迭代制导算法的计算，提高了迭代制导算法在校准后的制导精度，提高了火箭的飞行精度。

Description

一种火箭发动机参数校准方法及火箭
技术领域
本发明涉及火箭控制技术领域，具体涉及一种火箭发动机参数校准方法及火箭。
背景技术
传统火箭发动机多采用迭代制导算法进行精确制导，剩余视速度总冲和剩余视位置总冲是迭代制导算法中的重要参数。一般来说，火箭发动机的迭代制导算法采用总视速度总冲减去已产生视速度总冲来计算剩余视位置总冲，并采用总视位置总冲减去已产生视位置总冲计算剩余视位置总冲。
上述计算方法在计算剩余视速度总冲和剩余视位置总冲时，通常未考虑火箭发动机推进剂的消耗量对于剩余视速度总冲和剩余视位置总冲的影响，降低了迭代制导算法制导的精度，对火箭的飞行轨迹产生巨大影响。
发明内容
因此，本发明要解决的技术问题在于克服火箭发动机推进剂的消耗对剩余视速度总冲和剩余视位置总冲的影响导致迭代制导算法误差增大的缺陷，从而提供一种火箭发动机参数校准方法，所述发动机参数用于所述火箭的迭代制导算法，包括如下步骤：
获取所述发动机推进剂在预设时间的累积消耗量；
依据所述发动机推进剂在所述预设时间的累积消耗量，获取所述发动机参数的校准系数；
依据所述发动机参数的校准系数，得到校准后的所述发动机参数。
优选的，所述火箭的发动机为一个；
所述发动机推进剂在所述预设时间的累积消耗量为：
Figure 287701DEST_PATH_IMAGE001
；
其中，
Figure 1579DEST_PATH_IMAGE002
为所述发动机推进剂在所述预设时间的累积消耗量，m为所述火箭的发动机每秒消耗的推进剂的质量，t为所述发动机的累积工作时长。
优选的，所述火箭的发动机为多个；
所述发动机推进剂在所述预设时间的累积消耗量
Figure 437108DEST_PATH_IMAGE002
为：
Figure 504421DEST_PATH_IMAGE003
；
其中，
Figure 115531DEST_PATH_IMAGE002
为所述发动机推进剂在所述预设时间的累积消耗量，N 为所述火箭发动机个数，
Figure 593786DEST_PATH_IMAGE004
表示第
Figure 532923DEST_PATH_IMAGE005
个发动机每秒消耗的推进剂的质量，
Figure 262982DEST_PATH_IMAGE006
表示第
Figure 417731DEST_PATH_IMAGE005
个发动机的累计工作时长。
优选的，所述发动机参数的校准系数包括：视速度总冲校准系数和视位置总冲校准系数；
所述发动机参数包括：剩余视速度总冲和剩余视位置总冲。
优选的，所述视速度总冲校准系数
Figure 207832DEST_PATH_IMAGE007
为：
Figure 368686DEST_PATH_IMAGE008
；
和，
所述视位置总冲校准系数
Figure 636857DEST_PATH_IMAGE009
为：
Figure 81613DEST_PATH_IMAGE010
其中，
Figure 760725DEST_PATH_IMAGE011
为所述火箭点火时的质量，
Figure 365800DEST_PATH_IMAGE012
为所述火箭熄火后的质量，
Figure 578607DEST_PATH_IMAGE013
为所述推进剂的在所述预设时间累积消耗量。
优选的，所述获取所述发动机参数的校准系数之后，还包括：
获取累积视速度总冲和累积视位置总冲。
优选的，所述获取累积视速度总冲和累积视位置总冲，包括：
获取所述火箭在所述预设时间的轴向视速度增量；
依据所述轴向视速度增量，得到所述累积视速度总冲和所述累积视位置总冲。
优选的，所述累积视速度总冲W为：
Figure 143449DEST_PATH_IMAGE014
；
和，
所述累积视位置总冲
Figure 9774DEST_PATH_IMAGE015
为：
Figure 410799DEST_PATH_IMAGE016
；
其中，W为当前检测周期内获取的累积视速度总冲，
Figure 20772DEST_PATH_IMAGE017
为前一检测周期内获取的累积视速度总冲，
Figure 440121DEST_PATH_IMAGE018
为所述当前检测周期内获取的累积视位置总冲，
Figure 618293DEST_PATH_IMAGE019
为所述前一检测周期内获取的累积视位置总冲，
Figure 365669DEST_PATH_IMAGE020
为所述火箭在所述当前预设时间的轴向视速度增量，T为所述检测周期的时长。
优选的，所述剩余视速度总冲
Figure 903966DEST_PATH_IMAGE021
为：
Figure 928554DEST_PATH_IMAGE022
；
和，
所述剩余视位置总冲
Figure 402261DEST_PATH_IMAGE023
为：
Figure 292725DEST_PATH_IMAGE024
；
其中，
Figure 385446DEST_PATH_IMAGE025
和
Figure 779387DEST_PATH_IMAGE026
分别表示所述火箭的名义视速度总冲和名义视位置总冲。
本发明还提供了一种火箭，包括：存储器和处理器，所述存储器与所述处理器之间互相通信，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行上述任一火箭发动机参数校准方法。
本发明还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行上述任一火箭发动机参数校准方法。
本发明技术方案，具有如下优点：
本发明提供的一种火箭发动机参数校准方法，通过计算火箭发动机推进剂在预设时间的消耗量，得到视速度总冲校准系数及视位置总冲校准系数，并进一步得到校准后的剩余视速度总冲及剩余视位置总冲，提高了迭代制导算法在校准后的制导精度，提高了火箭的飞行精度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例中火箭发动机参数校准方法流程图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
本发明实施例中所述的火箭可以为单级单发，也可以为单级多发或多级多发。上述各种火箭均可以采用本发明的技术方案，对用于迭代制导计算的发动机参数进行校准。迭代制导技术是一种自适应制导技术，在火箭飞行过程中根据自身当前的位置、速度及预估的入轨点，不断调整自己的飞行轨迹，计算需要的入轨点，根据当前位置和入轨点之间的空间的相对关系，规划出一条新的轨迹，保证入轨精度和入轨的姿态，具有指导精度高、任务适应性强、制导装置简单及对地面准备要求相对较低等优点。
本发明实施例的第一方面提供火箭发动机参数校准方法，发动机参数用于火箭的迭代制导算法，请参照图1，包括：
S100，获取发动机推进剂在预设时间的累积消耗量。
S200，依据发动机推进剂在预设时间的累积消耗量，获取发动机参数的校准系数。
S300，依据发动机参数的校准系数，得到校准后的发动机参数。
上述火箭发动机参数校准方法，通过计算火箭发动机推进剂在预设时间的消耗量，得到发动机参数校准系数，并进一步得到校准后的发动机参数，并将校准后的参数应用于迭代制导算法的计算中，提高了迭代制导算法在校准后的制导精度，提高了火箭的飞行精度。
在本实施例中，火箭发动机可以为一个，也可以为多个。
可选的，火箭的发动机为一个时，发动机推进剂在预设时间的累积消耗量为：
Figure 830520DEST_PATH_IMAGE027
；
其中，
Figure 286909DEST_PATH_IMAGE028
为发动机推进剂在预设时间的累积消耗量，m为火箭的发动机每秒消耗的推进剂的质量，t为发动机的累积工作时长。
可选的，火箭的发动机为多个时，发动机推进剂在预设时间的累积消耗量
Figure 167009DEST_PATH_IMAGE028
为：
Figure 759665DEST_PATH_IMAGE029
；
其中，
Figure 716119DEST_PATH_IMAGE028
为发动机推进剂在预设时间的累积消耗量，N 为火箭发动机个数，
Figure 784438DEST_PATH_IMAGE030
表示第
Figure 343596DEST_PATH_IMAGE031
个发动机每秒消耗的推进剂的质量，
Figure 197282DEST_PATH_IMAGE032
表示第
Figure 918114DEST_PATH_IMAGE031
个发动机的累计工作时长。
在本实施例的一个实施方式中，发动机参数可包括：剩余视速度总冲和剩余视位置总冲。
进一步地，发动机参数的校准系数包括：视速度总冲校准系数和视位置总冲校准系数。
具体的，视速度总冲校准系数
Figure 733449DEST_PATH_IMAGE033
为：
Figure 706084DEST_PATH_IMAGE034
；
视位置总冲校准系数
Figure 538911DEST_PATH_IMAGE035
为：
Figure 820856DEST_PATH_IMAGE036
其中，
Figure 739134DEST_PATH_IMAGE037
为火箭点火时的质量，
Figure 515460DEST_PATH_IMAGE038
为火箭熄火后的质量，
Figure 858585DEST_PATH_IMAGE039
为发动机推进剂的在所述预设时间累积消耗量。
可选的，步骤S200获取发动机参数的校准系数可以为：获取视速度总冲校准系数和视位置总冲校准系数。
在步骤S200之后，还包括：步骤S210，获取累积视速度总冲和累积视位置总冲。
具体地，步骤S210又可以进一步包括：
S211，获取火箭在预设时间的轴向视速度增量。
S212，依据轴向视速度增量，得到累积视速度总冲和累积视位置总冲。
在本实施例的一个实施方式中：累积视速度总冲W为：
Figure 249115DEST_PATH_IMAGE040
；
和，
累积视位置总冲
Figure 795634DEST_PATH_IMAGE041
为：
Figure 765864DEST_PATH_IMAGE042
；
其中，W为当前检测周期内获取的累积视速度总冲，
Figure 432338DEST_PATH_IMAGE043
为前一检测周期内获取的累积视速度总冲，
Figure 72398DEST_PATH_IMAGE041
为当前检测周期内获取的累积视位置总冲，
Figure 355480DEST_PATH_IMAGE044
为前一检测周期内获取的累积视位置总冲，
Figure 4768DEST_PATH_IMAGE045
为火箭在预设时间的轴向视速度增量，T为检测周期的时长。
可选的，剩余视速度总冲
Figure 666693DEST_PATH_IMAGE046
为：
Figure 726922DEST_PATH_IMAGE047
；
和，
剩余视位置总冲
Figure 716875DEST_PATH_IMAGE048
为：
Figure 497749DEST_PATH_IMAGE049
；
其中，
Figure 404394DEST_PATH_IMAGE050
和
Figure 245311DEST_PATH_IMAGE051
分别表示火箭的名义视速度总冲和名义视位置总冲。
本实施例的第二方面提供了一种火箭，包括存储器和处理器，存储器与处理器之间互相通信，存储器中存储有计算机指令，处理器通过执行计算机指令，从而执行上述任一火箭发动机参数校准方法。
本实施例的第三方面提供了一种计算机可读存储介质，其特征在于，计算机可读存储介质存储有计算机指令，计算机指令用于使计算机执行上述任一火箭发动机参数校准方法。
本发明实施例提供的一种火箭发动机参数校准方法，通过计算火箭发动机推进剂在预设时间的消耗量，得到视速度总冲校准系数及视位置总冲校准系数，并进一步得到校准后的剩余视速度总冲及剩余视位置总冲，提高了迭代制导算法在校准后的制导精度，提高了火箭的飞行精度。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (10)

1.一种火箭发动机参数校准方法，所述发动机参数用于所述火箭的迭代制导算法，其特征在于，包括如下步骤：
获取发动机推进剂在预设时间的累积消耗量；
依据所述发动机推进剂在所述预设时间的累积消耗量，获取所述发动机参数的校准系数；
依据所述发动机参数的校准系数，得到校准后的所述发动机参数；
其中，所述发动机参数的校准系数为：视速度总冲校准系数和视位置总冲校准系数；所述发动机参数为：剩余视速度总冲和剩余视位置总冲。
2.根据权利要求1所述的火箭发动机参数校准方法，其特征在于，所述火箭的发动机为一个；
所述发动机推进剂在预设时间的累积消耗量为：
Figure 941661DEST_PATH_IMAGE001
；
其中，
Figure 791805DEST_PATH_IMAGE002
为所述发动机推进剂在所述预设时间的累积消耗量，m为所述火箭的发动机每秒消耗的推进剂的质量，t为所述发动机的累积工作时长。
3.根据权利要求2所述的火箭发动机参数校准方法，其特征在于，所述火箭的发动机为多个；
所述发动机推进剂在所述预设时间的累积消耗量
Figure 38110DEST_PATH_IMAGE003
为：
Figure 377824DEST_PATH_IMAGE004
；
其中，
Figure 201424DEST_PATH_IMAGE002
为所述发动机推进剂在所述预设时间的累积消耗量，N 为所述火箭发动机个数，
Figure 979893DEST_PATH_IMAGE005
表示第
Figure 205338DEST_PATH_IMAGE006
个发动机每秒消耗的推进剂的质量，
Figure 529003DEST_PATH_IMAGE007
表示第
Figure 230111DEST_PATH_IMAGE006
个发动机的累计工作时长。
4.根据权利要求1所述的火箭发动机参数校准方法，其特征在于，
所述视速度总冲校准系数
Figure 422058DEST_PATH_IMAGE008
为：
Figure 298747DEST_PATH_IMAGE009
；
和，
所述视位置总冲校准系数
Figure 183527DEST_PATH_IMAGE010
为：
Figure 122664DEST_PATH_IMAGE011
其中，
Figure 994935DEST_PATH_IMAGE012
为所述火箭点火时的质量，
Figure 194972DEST_PATH_IMAGE013
为所述火箭熄火后的质量，
Figure 860439DEST_PATH_IMAGE014
为所述推进剂在所述预设时间的累积消耗量。
5.根据权利要求1所述的火箭发动机参数校准方法，其特征在于，所述获取所述发动机参数的校准系数之后，还包括：
获取累积视速度总冲和累积视位置总冲。
6.根据权利要求5所述的火箭发动机参数校准方法，其特征在于，所述获取累积视速度总冲和累积视位置总冲，包括：
获取所述火箭在所述预设时间的轴向视速度增量；
依据所述轴向视速度增量，得到所述累积视速度总冲和所述累积视位置总冲。
7.根据权利要求6所述的火箭发动机参数校准方法，其特征在于，
所述累积视速度总冲W为：
Figure 145927DEST_PATH_IMAGE015
；
和，
所述累积视位置总冲
Figure 804311DEST_PATH_IMAGE016
为：
Figure 999800DEST_PATH_IMAGE017
；
其中，W为当前检测周期内获取的累积视速度总冲，
Figure 616595DEST_PATH_IMAGE018
为前一检测周期内获取的累积视速度总冲，
Figure 264745DEST_PATH_IMAGE019
为所述当前检测周期内获取的累积视位置总冲，
Figure 602185DEST_PATH_IMAGE020
为所述前一检测周期内获取的累积视位置总冲，
Figure 901448DEST_PATH_IMAGE021
为所述火箭在所述当前预设时间的轴向视速度增量，T为所述检测周期的时长。
8.根据权利要求7所述的火箭发动机参数校准方法，其特征在于，
所述剩余视速度总冲
Figure 908719DEST_PATH_IMAGE022
为：
Figure 824591DEST_PATH_IMAGE023
；
和，
所述剩余视位置总冲
Figure 700143DEST_PATH_IMAGE024
为：
Figure 604645DEST_PATH_IMAGE025
；
其中，
Figure 32084DEST_PATH_IMAGE026
和
Figure 779460DEST_PATH_IMAGE027
分别表示所述火箭的名义视速度总冲和名义视位置总冲。
9.一种火箭，其特征在于，包括：存储器和处理器，所述存储器与所述处理器之间互相通信，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行权利要求1-8任一项所述的火箭发动机参数校准方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行权利要求1-8任一项所述的火箭发动机参数校准方法。
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