CN111928858B - 一种可回收航天运载器的导航方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种可回收航天运载器的导航系统，包括：当子级回收再入段时，子级导航子系统中的第一惯性导航装置和第一卫星导航接收机输出第一惯性导航信息和第一卫星导航信息，子级导航子系统利用第一雷达高度计完成第一高度信息的第一组合信息，第一组合信息用于航天运载器子级再入段的制导控制；当子级近地着陆段时，子级导航子系统结合第一卫星导航信息与回收导航地面配合子系统中的卫星导航差分站的差分信号，进行差分导航运算。通过子级导航子系统与回收导航地面配合子系统相互配合能够让回收式航天运载器在回收段执行定点降落，子级回收降落精准可靠。
Description
技术领域
本发明涉及航天运载器的导航领域，具体涉及一种可回收航天运载器的导航方法。
背景技术
走出地球、开发利用太空资源是人类发展的趋势之一，如何降低进入太空的费用是整个航天工业界面临的主要挑战之一，通过航天运载器子级和助推器回收和重复使用是降低成本的重要措施。
可回收式航天运载器的整体构型与传统航天运载器没有明显差别，但由于要完成子级和捆绑助推器的回收，相比于传统航天运载器，除了在上面级的仪器舱内安装导航设备用于航天运载器上升段的制导控制外，还需要在航天运载器子级或者助推器内增加导航设备用于回收段的制导控制。
鉴于此，亟需设计一种分布式的导航方法进行航天运载器子级或者助推器的回收。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种可回收航天运载器的导航方法。
本发明提供一种可回收航天运载器的导航方法，包括：当子级回收再入段时，子级导航子系统中的第一惯性导航装置和第一卫星导航接收机分别输出第一惯性导航信息和第一卫星导航信息，所述子级导航子系统利用第一雷达高度计完成第一高度信息的第一组合信息，所述第一组合信息用于航天运载器子级再入段的制导控制；当子级近地着陆段时，所述子级导航子系统结合所述第一卫星导航信息与回收导航地面配合子系统中的卫星导航差分站的差分信号，进行差分导航运算。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：当助推级回收再入段时，助推级导航子系统中的第二惯性导航装置和第二卫星导航接收机分别输出第二惯性导航信息和第二卫星导航信息，所述助推级导航子系统利用第二雷达高度计完成第二高度信息的第二组合信息，所述第二组合信息用于航天运载器助推级再入段的制导控制；
当助推级近地着陆段时，所述助推级导航子系统结合所述第二卫星导航信息与所述卫星导航差分站的差分信号，进行差分导航运算。
根据本发明的一个实施例，所述子级导航子系统还包括第一视觉导航传感器，所述第一视觉导航传感器输出第一视觉导航信息。
根据本发明的一个实施例，所述助推级导航子系统还包括第二视觉导航传感器，所述第二视觉导航传感器输出第二视觉导航信息。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：当子级近地着陆段时，将所述第一惯性导航信息、所述第一卫星导航信息、所述第一视觉导航信息和所述第一高度信息输入卡尔曼全局滤波器进行最优估算，输出高精度导航结果，用于近地着陆段的制导控制。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：当助推级近地着陆段时，将所述第二惯性导航信息、所述第二卫星导航信息、所述第二视觉导航信息和所述第二高度信息输入卡尔曼全局滤波器进行最优估算，输出高精度导航结果，用于近地着陆段的制导控制。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：航天运载器发射前，通过仪器舱导航子系统中的第三惯性导航装置进行方位自对准，建立初始基准导航坐标系。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：所述仪器舱导航子系统将所述初始基准导航坐标系发送给所述子级导航子系统和/或所述助推级导航子系统并完成其初始基准导航坐标系的建立。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：航天运载器处于一级飞行段时，所述仪器舱导航子系统进行所述第三惯性导航装置和第三卫星导航接收机的组合导航。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：航天运载器处于二级及上面级飞行段时，所述仪器舱导航子系统利用所述星敏感器完成姿态误差校正，用于将有效载荷送入预定轨道。
本申请中的可回收航天运载器的导航方法，采用子级导航子系统与回收导航地面配合子系统相互配合，能够让回收式航天运载器在回收段执行定点降落，子级回收降落精准可靠。而且还能提高航天运载器整体导航系统的性能，兼顾了导航系统的可靠性、冗余性能以及成本控制。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。
附图说明
下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明发明的原理。
图1是本发明一个实施例的可回收航天运载器的导航方法的示意图；
图2是本发明一个实施例的可回收航天运载器的导航系统的示意图；
图3是本发明再一个实施例的可回收航天运载器的导航系统的示意图。
具体实施方式
下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本发明进行进一步详细描述。应理解，此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本发明，用于示例性的说明本发明的原理，并不被配置为限定本发明。另外，附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。例如，可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸，以帮助对本发明实施例的理解。
下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本发明实施例的具体结构进行限定。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有说明，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
此外术语“包括”、“包含”“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出或固有的属于结构件、组件上的其他机构件。在没有更多限制的情况下，由语句“包括……”限定的要素，并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。
诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。
对于本领域技术人员来说，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明更好的理解。
图1是本发明一个实施例的可回收航天运载器的导航方法的示意图；图2是本发明一个实施例的可回收航天运载器的导航系统的示意图；图3是本发明再一个实施例的可回收航天运载器的导航系统的示意图。
如图1所示，本发明提供一种可回收航天运载器的导航方法，包括：
S101，当子级回收再入段时，子级导航子系统中的第一惯性导航装置和第一卫星导航接收机分别输出第一惯性导航信息和第一卫星导航信息，子级导航子系统利用第一雷达高度计完成第一高度信息的第一组合信息，第一组合信息用于航天运载器子级再入段的制导控制；
S102，当子级近地着陆段时，子级导航子系统结合第一卫星导航信息与回收导航地面配合子系统中的卫星导航差分站的差分信号，进行差分导航运算。
其中，第一惯性导航装置可以采用多惯组冗余惯性导航装置，第一卫星导航接收机可以采用差分型卫星导航接收机。在本实施例中，子级导航子系统安装在航天运载器的一子级或者二子级等子级中，用于航天运载器回收段的制导控制，负责子级的安全着陆。回收导航地面配合子系统安装在地面，用于配合一子级或者二子级等子级完成高精度导航信息输出。
如图2所示，具体地，子级导航子系统包括第一惯性导航装置、第一卫星导航接收机、第一雷达高度计。当子级回收再入段时，第一惯性导航装置和第一卫星导航接收机分别输出第一惯性导航信息和第一卫星导航信息；第一雷达高度计输出的原始高度信息，需要经过和第一惯性导航信息和第一卫星导航信息的组合形成第一高度信息，可以采用卡尔曼滤波、最小二乘法或者物理滤波等任意一种方式形成第一高度信息；子级导航子系统将第一惯性导航信息、第一卫星导航信息和第一高度信息合并成第一组合信息，该第一组合信息用于航天运载器子级回收再入段的制导控制。
在本实施例中，子级导航子系统与回收导航地面配合子系统相互配合能够让回收式航天运载器在回收段执行定点降落，子级回收降落精准可靠，而且还能提高航天运载器整体导航系统的性能，兼顾了导航系统的可靠性、冗余性能以及成本控制。
如图3所示，根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：当助推级回收再入段时，助推级导航子系统中的第二惯性导航装置和第二卫星导航接收机输出第二惯性导航信息和第二卫星导航信息，助推级导航子系统利用第二雷达高度计完成第二高度信息的第二组合信息，第二组合信息用于航天运载器助推级再入段的制导控制；当助推级近地着陆段时，助推级导航子系统结合第二卫星导航信息与卫星导航差分站的差分信号，进行差分导航运算。
其中，第二惯性导航装置可以采用多惯组冗余惯性导航装置，第二卫星导航接收机可以采用差分型卫星导航接收机。在本实施例中，助推级导航子系统安装在航天运载器的助推级中，用于航天运载器回收段的制导控制，负责助推级的安全着陆。回收导航地面配合子系统安装在地面，用于配合助推级完成高精度导航信息输出。
具体地，助推级导航子系统包括第二惯性导航装置、第二卫星导航接收机、第二雷达高度计，当助推级回收再入段时，第二惯性导航装置和第二卫星导航接收机输出第二惯性导航信息和第二卫星导航信息；第二雷达高度计输出的原始高度信息，需要经过和第二惯性导航信息和第二卫星导航信息的组合形成第二高度信息，可以采用卡尔曼滤波、最小二乘法或者物理滤波等任意一种方式形成第二高度信息；助推级导航子系统将第二惯性导航信息、第二卫星导航信息和第二高度信息合并成第二组合信息，该第二组合信息用于航天运载器助推级回收再入段的制导控制。
在本实施例中，助推级导航子系统与回收导航地面配合子系统相互配合能够让回收式航天运载器在回收段执行定点降落，助推级回收降落精准可靠，而且还能提高航天运载器整体导航系统的性能，兼顾了导航系统的可靠性、冗余性能以及成本控制。
根据本发明的一个实施例，子级导航子系统还包括第一视觉导航传感器，第一视觉导航传感器输出第一视觉导航信息。根据本发明的一个实施例，助推级导航子系统还包括第二视觉导航传感器，第二视觉导航传感器输出第二视觉导航信息。
具体地，子级导航子系统和助推级导航子系统均可设置视觉导航传感器，当子级或者助推级在回收阶段时，视觉导航传感器能够进行回收过程中距离地面的视觉图像实时传输，结合飞行状态进而输出视觉导航信息。第一视觉导航传感器输出第一视觉导航信息，第二视觉导航传感器输出第二视觉导航信息，传给相应的子系统进行导航信息处理，利于子级或者助推级的回收过程精准可靠，提供可视化的界面利于工作人员进行直观判断。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：当子级近地着陆段时，将第一惯性导航信息、第一卫星导航信息、第一视觉导航信息和第一高度信息输入卡尔曼全局滤波器进行最优估算，输出高精度导航结果，用于近地着陆段的制导控制。
具体地，子级导航子系统在子级近地着陆段时，经历三个步骤执行子级的回收制导控制：首先，子级导航子系统结合第一卫星导航信息与卫星导航差分站的差分信号，进行差分导航运算；其次，第一视觉导航传感器捕获到回收导航地面配合子系统中的视觉导航合作目标后，开始进行第一视觉导航信息的输出；最后，子级导航子系统将第一惯性导航信息、第一卫星导航信息、第一视觉导航信息和第一高度信息输入卡尔曼全局滤波器进行最优估算，输出高精度导航结果，用于近地着陆段的制导控制。通过将收集到的所有导航信息以及高度信息进行优化处理，本实施例选择了通过卡尔曼全局滤波器进行最优估算，因此能够输出具有较高精度的导航结果，进而控制子级回收过程更加稳定。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：当助推级近地着陆段时，将第二惯性导航信息、第二卫星导航信息、第二视觉导航信息和第二高度信息输入卡尔曼全局滤波器进行最优估算，输出高精度导航结果，用于近地着陆段的制导控制。
具体地，助推级导航子系统在助推级近地着陆段时，经历三个步骤执行助推级的回收制导控制：首先，助推级导航子系统结合第二卫星导航信息与卫星导航差分站的差分信号，进行差分导航运算；其次，第二视觉导航传感器捕获到回收导航地面配合子系统中的视觉导航合作目标后，开始进行第二视觉导航信息的输出；最后，助推级导航子系统将第二惯性导航信息、第二卫星导航信息、第二视觉导航信息和第二高度信息输入卡尔曼全局滤波器进行最优估算，输出高精度导航结果，用于近地着陆段的制导控制。通过将收集到的所有导航信息以及高度信息进行优化处理，本实施例选择了通过卡尔曼全局滤波器进行最优估算，因此能够输出具有较高精度的导航结果，进而控制助推级回收过程更加稳定。
如图3所示，根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：航天运载器发射前，通过仪器舱导航子系统中的第三惯性导航装置进行方位自对准，建立初始基准导航坐标系。
具体地，在航天运载器射前准备阶段，由于仪器舱位于航天运载器的头部，所以仪器舱导航子系统中的第三惯性导航装置需要进行仪器舱的方位自对准，从而建立初始基准导航坐标系，仪器舱的方位对准有利于航天运载器发射过程的方向可控，按照设定目标方向精确行驶。其中，第三惯性导航装置可以选择高精度惯性导航装置，以提高导航的精确性。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：仪器舱导航子系统将初始基准导航坐标系发送给子级导航子系统和/或助推级导航子系统并完成其初始基准导航坐标系的建立。
其中，除了仪器舱需要进行方位对准以外，子级和/或助推级也需要进行方位对准，从而完成航天运载器整体的方位对准。仪器舱导航子系统将仪器舱测得的初始基准导航坐标系发送给子级导航子系统和/或助推级导航子系统，子级导航子系统和/或助推级导航子系统完成其初始基准导航坐标系的建立，进而完成子级和/或助推级的方位对准。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：航天运载器处于一级飞行段时，仪器舱导航子系统进行第三惯性导航装置和第三卫星导航接收机的组合导航。
具体地，航天运载器处于一级飞行段时，仪器舱导航子系统进行第三惯性导航装置和第三卫星导航接收机的组合导航，子级导航子系统进行第一惯性导航装置和第一卫星导航接收机的组合导航，助推级导航子系统进行第二惯性导航装置和第二卫星导航接收机的组合导航。各个子导航系统均独立进行惯性/卫星的组合导航，其中仪器舱导航子系统为主导航系统，仪器舱导航子系统的信息直接参与一级飞行段的制导控制，其它子导航系统的信息均发给飞行控制计算机，进行各个子导航系统的健康状态监测。其中，第三卫星导航接收机可以选择多模卫星导航接收机。
根据本发明的一个实施例，可回收航天运载器的导航方法还包括：航天运载器处于二级及上面级飞行段时，仪器舱导航子系统利用星敏感器完成姿态误差校正，用于将有效载荷送入预定轨道。
具体地，航天运载器处于二级及上面级飞行段时，仪器舱导航子系统继续进行第三惯性导航装置和第三卫星导航接收机的组合导航，同时利用星敏感器进行姿态误差校正，持续输出惯性导航信息和卫星导航信息，用于航天运载器将有效载荷送入预定轨道。其中，星敏感器可以选择多视场星敏感器。
采用本实施例中的可回收航天运载器的导航系统采用的是分布式导航系统，满足回收回收式航天运载器全任务剖面导航参数需求，并兼顾导航系统的可靠性、冗余能力；使用该分布式导航方案，能够提高任务成功率和回收成功率。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种可回收运载火箭的导航方法，其特征在于，包括：
当子级回收再入段时，子级导航子系统中的第一惯性导航装置和第一卫星导航接收机分别输出第一惯性导航信息和第一卫星导航信息，所述子级导航子系统利用第一雷达高度计完成第一高度信息的第一组合信息，所述子级导航子系统将所述第一惯性导航信息、所述第一卫星导航信息和所述第一高度信息合并成所述第一组合信息，所述第一组合信息用于火箭子级再入段的制导控制；
所述第一雷达高度计输出的原始高度信息，需要经过和所述第一惯性导航信息和所述第一卫星导航信息的组合形成所述第一高度信息，采用卡尔曼滤波、最小二乘法、物理滤波任意一种方式形成所述第一高度信息；
当子级近地着陆段时，所述子级导航子系统结合第一卫星导航信息与回收导航地面配合子系统中的卫星导航差分站的差分信号，进行差分导航运算；
所述子级导航子系统还包括第一视觉导航传感器，所述第一视觉导航传感器输出第一视觉导航信息，当子级近地着陆段时，将所述第一惯性导航信息、所述第一卫星导航信息、所述第一视觉导航信息和所述第一高度信息输入卡尔曼全局滤波器进行最优估算，输出高精度导航结果，用于近地着陆段的制导控制。
2.根据权利要求1所述的可回收运载火箭的导航方法，其特征在于，还包括：
当助推级回收再入段时，助推级导航子系统中的第二惯性导航装置和第二卫星导航接收机分别输出第二惯性导航信息和第二卫星导航信息，所述助推级导航子系统利用第二雷达高度计完成第二高度信息的第二组合信息，所述助推级导航子系统将所述第二惯性导航信息、所述第二卫星导航信息和所述第二高度信息合并成所述第二组合信息，所述第二组合信息用于火箭助推级再入段的制导控制；
所述第二雷达高度计输出的原始高度信息，需要经过和所述第二惯性导航信息和所述第二卫星导航信息的组合形成所述第二高度信息，采用卡尔曼滤波、最小二乘法、物理滤波任意一种方式形成所述第二高度信息；
当助推级近地着陆段时，所述助推级导航子系统结合第二卫星导航信息与所述卫星导航差分站的差分信号，进行差分导航运算。
3.根据权利要求2所述的可回收运载火箭的导航方法，其特征在于，所述助推级导航子系统还包括第二视觉导航传感器，所述第二视觉导航传感器输出第二视觉导航信息。
4.根据权利要求3所述的可回收运载火箭的导航方法，其特征在于，还包括：
当助推级近地着陆段时，将所述第二惯性导航信息、所述第二卫星导航信息、所述第二视觉导航信息和所述第二高度信息输入卡尔曼全局滤波器进行最优估算，输出高精度导航结果，用于近地着陆段的制导控制。
5.根据权利要求2-4任一项所述的可回收运载火箭的导航方法，其特征在于，还包括：
运载火箭发射前，通过仪器舱导航子系统中的第三惯性导航装置进行方位自对准，建立初始基准导航坐标系。
6.根据权利要求5所述的可回收运载火箭的导航方法，其特征在于，还包括：
所述仪器舱导航子系统将所述初始基准导航坐标系发送给所述子级导航子系统和/或所述助推级导航子系统并完成其初始基准导航坐标系的建立。
7.根据权利要求6所述的可回收运载火箭的导航方法，其特征在于，还包括：
运载火箭处于一级飞行段时，所述仪器舱导航子系统进行所述第三惯性导航装置和第三卫星导航接收机的组合导航。
8.根据权利要求7所述的可回收运载火箭的导航方法，其特征在于，还包括：
运载火箭处于二级及上面级飞行段时，所述仪器舱导航子系统利用星敏感器完成姿态误差校正，用于将有效载荷送入预定轨道。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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