CN112182772A - 火箭推进控制方法、设备及存储介质 - Google Patents

火箭推进控制方法、设备及存储介质 Download PDF

Info

Publication number
CN112182772A
CN112182772A CN202011080993.XA CN202011080993A CN112182772A CN 112182772 A CN112182772 A CN 112182772A CN 202011080993 A CN202011080993 A CN 202011080993A CN 112182772 A CN112182772 A CN 112182772A
Authority
CN
China
Prior art keywords
rocket
angle
preset
attack
mode
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202011080993.XA
Other languages
English (en)
Inventor
高峰
黄建友
龚旻
张东
赵洪
马奥家
张磊
卜奎晨
康珅
姜春旺
葛云鹏
宋志国
吕瑞
张意国
曾伟
冯铁山
周国哲
张志勇
刘博�
韩敬永
谭杰
孙晓峰
陈政
罗波
于贺
任新宇
王冀宁
年永尚
李璞
赵利刚
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Original Assignee
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Launch Vehicle Technology CALT filed Critical China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Priority to CN202011080993.XA priority Critical patent/CN112182772A/zh
Publication of CN112182772A publication Critical patent/CN112182772A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/04—Constraint-based CAD
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Abstract

本申请实施例提供一种火箭推进控制方法、设备及存储介质，其中，方法包括：在火箭垂直起飞段结束之后，以预设程序攻角模式进行一级动力推进，直至一级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第一约束条件时，以预设零攻角重力转弯弹道模式进行二级动力推进，直至二级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第二约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行三级动力推进，直至三级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第三约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行四级动力推进，直至火箭进入目标轨道。本申请实施例提供的方案能够解决传统方案中多级固体火箭弹道设计较难的问题。

Description

火箭推进控制方法、设备及存储介质
技术领域
本申请涉及火箭推进技术，尤其涉及一种火箭推进控制方法、设备及存储介质。
背景技术
固体火箭一种依靠发动机喷射工作介质所产生的反作用力向前推进的飞行器，具有机动性强、准备时间短等特点，能够满足快速机动、快速部署和快速进入空间的需求，可以广泛应用于军事、民用以及商用的中小型卫星发射任务。但固体火箭各级发动机工作时间短、爬高性能差等特点导致一级发动机在关机时刻的飞行高度低、飞行动压大，不利于火箭的分离和稳定控制，增加了主动段弹道设计的难度。此外，对于采用固定喷管+反应控制系统(Reaction Control System，简称RCS)+空气舵简控总体方案的多级固体火箭，由于控制执行机构大大简化，导致火箭控制能力减弱，同时由于外形的设计要求，火箭的静不稳定度大，对初始段和二级起控时刻的环境条件提出了苛刻的要求，传统的连续助推的弹道设计模式无法适应，给主动段弹道设计带来了极大的挑战。
发明内容
为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种火箭推进控制方法、设备及存储介质。
本申请第一方面实施例提供一种火箭推进控制方法，包括：
在火箭垂直起飞段结束之后，以预设程序攻角模式进行一级动力推进，直至一级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；
当获取到的火箭飞行参数满足第一约束条件时，以预设零攻角重力转弯弹道模式进行二级动力推进，直至二级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；
当获取到的火箭飞行参数满足第二约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行三级动力推进，直至三级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；
当获取到的火箭飞行参数满足第三约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行四级动力推进，直至火箭进入目标轨道。
本申请第二方面实施例提供一种火箭推进控制设备，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如上所述的火箭推进控制方法。
本申请第三方面实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如上所述的火箭推进控制方法。
本申请实施例提供的技术方案，在火箭垂直起飞段结束之后，以预设程序攻角模式进行一级动力推进，直至一级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第一约束条件时，以预设零攻角重力转弯弹道模式进行二级动力推进，直至二级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第二约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行三级动力推进，直至三级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第三约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行四级动力推进，直至火箭进入目标轨道，上述方案采用“助推-滑行-助推”的模式推进火箭运行，增加级间无动力滑行段，减少了动力控制过程，解决了传统方案中在较多约束条件下多级固体火箭弹道设计较难的问题，实现了发动机的稳定起控和安全分离。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本申请实施例一提供的火箭推进控制方法的流程图；
图2为本申请实施例三提供的火箭飞行弹道剖面示意图；
图3为本申请实施例三提供的预设程序攻角和预设俯仰程序角曲线；
图4为本申请实施例三提供的预设程序攻角曲线；
图5为本申请实施例三提供的姿态角曲线；
图6为本申请实施例三提供的姿态角速率曲线；
图7为本申请实施例四提供的火箭推进控制设备的结构示意图。
具体实施方式
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
实施例一
本实施例提供一种火箭推进控制方法，用于在火箭飞行过程中控制火箭沿预定轨道运行。
实际应用中，该火箭推进控制方法可以通过计算机程序实现，例如，应用软件等；或者，该方法也可以实现为存储有相关计算机程序的介质，例如，U盘、云盘等；再或者，该方法还可以通过集成或安装有相关计算机程序的实体装置实现，例如，芯片、可移动智能设备等。
图1为本申请实施例一提供的火箭推进控制方法的流程图。如图1所示，本实施例提供的火箭推进控制方法包括：
步骤101、在火箭垂直起飞段结束之后，以预设程序攻角模式进行一级动力推进，直至一级动力耗尽时切换至无动力滑行模式。
对于固体火箭而言，其飞行过程由垂直起飞转为转弯飞行。本实施例提供的方法主要是在火箭垂直起飞段结束之后，对火箭的飞行过程进行控制。火箭垂直起飞段的控制过程可参照传统方案。
在火箭垂直起飞段结束之后，以预设程序攻角模式进行一级动力推进。在此过程中，通过一级发动机推进火箭飞行，其偏转角度按照预设程序攻角模式进行控制。
直至一级发动机动力耗尽，然后切换至无动力滑行模式。
步骤102、当获取到的火箭飞行参数满足第一约束条件时，以预设零攻角重力转弯弹道模式进行二级动力推进，直至二级动力耗尽时切换至无动力滑行模式。
在上述无动力滑行模式中，采集火箭飞行参数。当获取到的火箭飞行参数满足第一约束条件时，以预设零攻角重力转弯弹道模式进行二级动力推进，通过二级发动机推进火箭飞行，其偏转角度按照预设零攻角重力转弯弹道模式进行控制。
直至二级动力耗尽，然后切换至无动力滑行模式。
步骤103、当获取到的火箭飞行参数满足第二约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行三级动力推进，直至三级动力耗尽时切换至无动力滑行模式。
在第二级飞行过程中，采集火箭飞行参数。当获取到的火箭飞行参数满足第二约束条件时，通过三级发动机推进火箭飞行，其偏转角度按照预设俯仰程序角模式进行控制。
直至三级发动机动力耗尽，然后切换至无动力滑行模式。
步骤104、当获取到的火箭飞行参数满足第三约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行四级动力推进，直至火箭进入目标轨道。
在第三级飞行过程中，采集火箭飞行参数。当获取到的火箭飞行参数满足第三约束条件时，通过四级发动机推进火箭飞行，其偏转角度按照预设俯仰程序角模式进行控制，直至火箭进入目标轨道。
本实施例提供的技术方案，在火箭垂直起飞段结束之后，以预设程序攻角模式进行一级动力推进，直至一级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第一约束条件时，以预设零攻角重力转弯弹道模式进行二级动力推进，直至二级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第二约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行三级动力推进，直至三级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；当获取到的火箭飞行参数满足第三约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行四级动力推进，直至火箭进入目标轨道，上述方案采用“助推-滑行-助推”的模式推进火箭运行，增加级间无动力滑行段，减少了动力控制过程，解决了传统方案中在较多约束条件下多级固体火箭弹道设计较难的问题，实现了发动机的稳定起控和安全分离。
在上述步骤102中，当满足一级发动机分离条件时，控制一级发动机分离，然后控制二级发动机点火。之后以预设零攻角重力转弯弹道模式进行二级动力推进。
在上述步骤103中，当满足二级发动机分离条件时，控制二级发动机分离，然后控制三级发动机点火。之后以预设俯仰程序角模式进行三级动力推进。
在上述步骤104中，当满足三级发动机分离条件时，控制三级发动机分离，然后控制四级发动机点火。之后以预设俯仰程序角模式进行四级动力推进。
各级发动机的分离条件可参照传统方案中的条件，本实施例不做详细说明。
上述第一约束条件、第二约束条件和第三约束条件可根据火箭在具体飞行过程中进行各级切换时序满足的条件进行确定。
实施例二
本实施例是在上述实施例的基础上，对火箭推进控制方法进行优化。
上述步骤101中，以预设程序攻角模式进行一级动力推进，具体在执行的过程中可以攻角的零点为界，采用不同的控制方式，例如：当攻角不为零时，以预设程序攻角模式进行一级动力推进转弯；当攻角为零时，以重力转弯模式进行一级动力推进转弯。
本实施例提供一种预设程序攻角模式的具体实现方式：在程序攻角模式进行一级动力推进转弯的过程中，采用的程序攻角α(t)为：
α(t)＝-4αmZ(1-Z)，
Figure BDA0002718657570000062
其中，αm为攻角绝对值的最大值，a为常数。
按照上述公式计算攻角α(t)。当攻角α(t)不为零时，以预设程序攻角模式进行一级动力推进转弯；当攻角α(t)为零时，以重力转弯模式进行一级动力推进转弯。
上述步骤102中，在二级动力耗尽时切换至无动力滑行模式之后，还包括：采用牛顿迭代法计算预设俯仰程序角模式中的俯仰程序角，以按照该俯仰角控制三级动力推进。
另外，在火箭进入目标轨道之前，还包括：根据火箭的实时位置对火箭姿态进行修正。
实施例三
本实施例是在上述实施例的基础上，对火箭推进控制方法进行优化。
为方便描述影响火箭运动的物理量，首先需建立火箭弹道计算模型。为了更好地描述火箭相对地球或地面的相对运动关系，本发明给出火箭在发射坐标系下的弹道计算模型：
Figure BDA0002718657570000061
Figure BDA0002718657570000071
其中，P为发动机推力，GB为弹体坐标系到发射坐标系的转换矩阵。
x、y、z为火箭位置在发射坐标系下的分量。
Figure BDA0002718657570000072
为火箭位置导数在发射坐标系下的分量。
Vx、Vy、Vz为火箭相对速度在发射坐标系下的分量。
Figure BDA0002718657570000073
为火箭相对速度的导数在发射坐标系下的分量。
Figure BDA0002718657570000074
为视速度导数在发射坐标系下的分量。
Rx、Ry、Rz为气动力在发射坐标系的投影，GV为速度坐标系到发射坐标系的转换矩阵。
gx、gy、gz为引力项在发射坐标系下的分量。
Fex、Fey、Fez为离心惯性力在发射坐标系下的分量。
Fkx、Fky、Fkz为哥氏惯性力在发射坐标系下的分量。
R0x、R0y、R0z为发射点地心矢径在发射坐标系中的分量。
ωex、ωey、ωez为地球自转角速度在发射坐标系中的分量。
m为导弹质量。
ωTy1、ωTz1为弹体相对于惯性坐标系的转动角速度矢量ωT在箭体坐标系Y、Z方向的分量。
x1e为导弹质心到发动机喷管出口中心点的距离在弹体坐标系X方向的分量。
gr为引力加速度在地心矢径r0方向上的投影。
gωe为引力加速度在地球自转ωe方向上的投影。
ωe为地球自转角速度。
r为导弹地心距。
G为地球引力系数。
M为地球质量。
J2为二阶带谐系数。
a为地球赤道平均半径。
φ为地心纬度。
在建立弹道计算模型之后，分析弹道设计约束条件：
多级固体火箭由于轨道机动能力弱，主动段弹道设计和能量管理设计约束较多，主要约束有：
1)射击方位角：适应安全区，并与目标轨道倾角匹配，范围为A0±ΔA；
2)一级分离动压：不大于Qmax1；
3)主动段最大动压：不大于Qmax2；
4)头罩分离轴向过载：不大于Nmax；
5)轨道半长轴偏差：不大于Δa；
6)轨道倾角偏差：不大于Δi；
7)轨道偏心率偏差：不大于Δe；
8)姿控系统推进剂消耗：不大于M；
9)转移轨道远地点地心距：不小于r；
10)一级飞行段最大负攻角：不大于αmax；
11)转移轨道倾角约束：与目标轨道倾角接近，范围为imb±Δi0。
上述约束中，射击方位角、一级分离动压等前9项约束为强约束，影响火箭飞行试验的成败；一级飞行段最大负攻角受限于箭体的结构强度，转移轨道倾角对后面级横向弹道及运载能力有较大的影响，为弱约束，需尽量保证。
上述第一约束条件可以包括：射向方位角约束条件、一级飞行段最大负攻角约束条件、一级分离动压约束条件、主动段最大动压约束条件中的至少一个。
当获取到的一级飞行段最大负攻角小于或等于预设负攻角值时，满足一级飞行段最大负攻角约束条件。
当获取到的一级分离动压小于或等于预设分离动压值时，满足一级分离动压约束条件。
当获取到的射向方位角为A0-ΔA至A0+ΔA时，满足射向方位角约束条件。
当获取到的主动段最大动压小于或等于预设主动段动压值时，满足主动段最大动压约束条件。
基于上述约束条件，本项目提出采用“助推+滑行+助推”的弹道模式，同时通过对滑行时间、程序角等弹道参数进行优化，实现运载能力最大化目标。图2为本申请实施例三提供的火箭飞行弹道剖面示意图。如图2所示，
1)一级采用预设程序攻角模式转弯，某时刻点攻角归零，此后利用重力进行转弯。
2)一级耗尽后，全箭进行无动力滑行。当满足分离、控制等第一约束条件时，一子级分离同时二级点火，开始二级飞行。
3)二级飞行段，火箭处于大气层内，采用预设零攻角重力转弯弹道模式。
4)二级耗尽后，全箭进行无动力滑行，进入真空段，滑行期间采用牛顿迭代法完成三级动力段预设俯仰程序角迭代。
5)三级飞行段，按上述在线迭代计算得到的俯仰程序角飞行。
6)三级耗尽后，全箭进行无动力滑行，满足分离条件后完成三子级分离，随后采用牛顿迭代法完成四级发动机点火时间、预设俯仰程序角迭代计算。
7)四级飞行段，按在线迭代计算得到的预设俯仰程序角飞行，同时根据火箭的实时位置及姿态进行修正，四级关机后进入目标轨道。
在对弹道的设计过程中，根据火箭飞行工况将其分为大气层内弹道设计和真空段弹道设计，各段的具体设计结果如下。
对于大气层内弹道设计：固体火箭一二级飞行段弹道处于稠密大气层内，该飞行段火箭主要受到发动机推力、气动力、控制力、地球引力等作用，采用程序攻角转弯和零攻角重力转弯的弹道设计方法，一般不加侧向偏航程序。图3为本申请实施例三提供的预设程序攻角和预设俯仰程序角曲线。如图3所示，火箭的飞行弹道具体可分为垂直起飞段(0～t1)、攻角转弯段(t1～t2)、重力转弯段(t2～t4)。重力转弯段又分为一级动力段(t2～tk1)、一级滑行段(tk1～t3)、二级动力段(t3～tk2)和二级滑行段(tk2～t4)。俯仰程序角曲线
Figure BDA0002718657570000103
及程序攻角曲线α(t)如图3所示。
1)垂直起飞段(0～t1)
t1为从火箭垂直起飞段结束时间，同时也是攻角转弯的起始时刻。固体火箭加速性能好，t1选取不宜过大，过大会使得转弯段攻角绝对值增大，过载增大，同时速度损失也相应增大；t1选取也不宜过小，尤其是对简控总体方案固体火箭，起飞段控制力较弱，转弯效率低，姿态角偏差大，舵可能长时间处于饱和状态。一般情况，t1主要取决于火箭的推重比
Figure BDA0002718657570000101
t1的初始值近似计算公式为：
Figure BDA0002718657570000102
其中，ν0为火箭的质量与推力比值。
根据具体的要求对t1进行修正、确定。
2)攻角转弯段(t1～t2)
图4为本申请实施例三提供的预设程序攻角曲线。从t1时刻开始火箭进入攻角转弯段，按程序攻角进行转弯飞行，为保证导弹正常程序转弯，并保持平滑地进入零攻角重力转弯段，设计本段的程序攻角α(t)曲线如图4所示，其计算公式为
α(t)＝-4αmZ(1-Z)，
Figure BDA0002718657570000111
其中，αm为攻角转弯段攻角绝对值最大值，a为一常系数。
3)重力转弯段(t2～t4)
攻角转弯段结束后，火箭以零攻角状态进入重力转弯段，并一直保持该状态飞行出稠密大气层。重力转弯弹道模式一方面利用重力进行转弯，减小弹道倾角，另一方面该飞行模式可以大大减小气动阻力带来的速度损失，降低飞行载荷，有利于火箭的减载设计。
为了解决一级分离和二级稳定起控的难题，本实施例提出了“助推+滑行+助推”的弹道模式，即在两次动力飞行段之间增加级间无动力滑行，当火箭一级动力段耗尽关机时刻，在线对飞行动压进行计算和判断，若大于某一个常值qcons，则全箭进行无动力滑行，直至飞行动压小于等于qcons时，实现一级安全分离和二级稳定起控。
对于真空段弹道设计：
真空飞行段由于没有稠密的大气，故火箭可以进行大姿态调姿和大姿态角机动飞行。传统交变姿态能量管理一般采用视速度为自变量进行建模，相对计算量较大，本项目结合工程实际应用需求，提出了基于时间自变量的交变姿态弹道设计方法，得到姿态角的计算模型：
Figure BDA0002718657570000112
其中，
Figure BDA0002718657570000113
表示偏航程序角初值；
Figure BDA0002718657570000114
表示偏航程序角；ψ表示偏航程序角曲线幅值；t表示能量管理时间，零点为发动机点火时刻；t0表示能量管理开始时间；t1表示偏航程序角调姿至正向最大值时间；t2表示偏航程序角负向调姿开始时间；t3表示偏航程序角负向调姿至
Figure BDA0002718657570000121
的时间；t4表示偏航程序角调调姿至负向最大值时间；t5表示偏航程序角第二次正向调姿开始时间；t6表示偏航程序角正向调姿至
Figure BDA0002718657570000122
的时间。
图5为本申请实施例三提供的姿态角曲线，图6为本申请实施例三提供的姿态角速率曲线。根据上述的交变姿态机动弹道计算模型，得到偏航通道姿态角及姿态角速率随时间的变化规律如图5和图6所示。根据姿态角的计算模型完成真空段弹道设计。
上述方案针对传统方案中固体火箭加速性能好、爬高性能差导致一级关机点高度低、飞行动压大的问题，提出了基于飞行动压判据的非连续助推弹道设计方法，通过增加无动力滑行段，大大降低了飞行动压，解决了一级分离和二级稳定起控的风险。另外，针对耗尽关机固体火箭大能量散差条件下的火箭弹道散差大、入轨精度差的问题，本申请结合工程实际应用需求，提出了基于时间自变量的交变姿态能量管理弹道设计方法，通过偏航通道进行大姿态角交变机动，对火箭的能量进行有效控制，解决了耗尽关机固体火箭弹道散差大、入轨精度差的问题，提高了入轨精度。
采用“助推+滑行+助推”的非连续弹道模式，通过增加级间无动力滑行段，以飞行动压作为无动力滑行段结束的判据，优化了一级分离和二级起控时刻的条件；通过优化程序攻角转弯的起止时间，降低了火箭主动段飞行载荷；建立基于时间自变量的交变姿态机动程序角计算模型，通过偏航通道进行大姿态角交变机动，实现对火箭能量的有效控制，解决真空段固体火箭的能量管理和弹道设计问题。
实施例四
图7为本申请实施例四提供的火箭推进控制设备的结构示意图。如图7所示，本实施例提供一种火箭推进控制设备，包括：存储器21、处理器22以及计算机程序。该计算机程序存储在存储器21中，并被配置为由处理器22执行以实现如上述任一内容所提供的火箭推进控制方法。
本实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行以实现如上任一内容所提供的火箭推进控制方法。
本实施例提供的设备和存储介质具有与上述方法相同的技术效果。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“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申请和简化描述，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申请的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种火箭推进控制方法，其特征在于，包括：
在火箭垂直起飞段结束之后，以预设程序攻角模式进行一级动力推进，直至一级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；
当获取到的火箭飞行参数满足第一约束条件时，以预设零攻角重力转弯弹道模式进行二级动力推进，直至二级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；
当获取到的火箭飞行参数满足第二约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行三级动力推进，直至三级动力耗尽时切换至无动力滑行模式；
当获取到的火箭飞行参数满足第三约束条件时，以预设俯仰程序角模式进行四级动力推进，直至火箭进入目标轨道。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，以预设程序攻角模式进行一级动力推进，包括：
当攻角不为零时，以预设程序攻角模式进行一级动力推进转弯；
当攻角为零时，以重力转弯模式进行一级动力推进转弯。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在程序攻角模式进行一级动力推进转弯的过程中，采用的程序攻角α(t)为：
α(t)＝-4αmZ(1-Z)，
Figure FDA0002718657560000011
其中，αm为攻角绝对值的最大值，a为常数。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在以预设零攻角重力转弯弹道模式进行二级动力推进之前，还包括：
当满足一级发动机分离条件时，控制一级发动机分离；
控制二级发动机点火。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在以预设俯仰程序角模式进行三级动力推进之前，还包括：
当满足二级发动机分离条件时，控制二级发动机分离；
控制三级发动机点火。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在二级动力耗尽时切换至无动力滑行模式之后，还包括：采用牛顿迭代法计算预设俯仰程序角模式中的俯仰程序角。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一约束条件包括：射向方位角约束条件、一级飞行段最大负攻角约束条件、一级分离动压约束条件、主动段最大动压约束条件中的至少一个；
当获取到的一级飞行段最大负攻角小于或等于预设负攻角值时，满足一级飞行段最大负攻角约束条件；
当获取到的一级分离动压小于或等于预设分离动压值时，满足一级分离动压约束条件；
当获取到的射向方位角为A0-ΔA至A0+ΔA时，满足射向方位角约束条件；
当获取到的主动段最大动压小于或等于预设主动段动压值时，满足主动段最大动压约束条件。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在火箭进入目标轨道之前，还包括：根据火箭的实时位置对火箭姿态进行修正。
9.一种火箭推进控制设备，其特征在于，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如权利要求1-8任一项所述的火箭推进控制方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如权利要求1-8任一项所述的火箭推进控制方法。
CN202011080993.XA 2020-10-11 2020-10-11 火箭推进控制方法、设备及存储介质 Pending CN112182772A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011080993.XA CN112182772A (zh) 2020-10-11 2020-10-11 火箭推进控制方法、设备及存储介质

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011080993.XA CN112182772A (zh) 2020-10-11 2020-10-11 火箭推进控制方法、设备及存储介质

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112182772A true CN112182772A (zh) 2021-01-05

Family

ID=73949067

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011080993.XA Pending CN112182772A (zh) 2020-10-11 2020-10-11 火箭推进控制方法、设备及存储介质

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112182772A (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113486524A (zh) * 2021-07-08 2021-10-08 北京星途探索科技有限公司 一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法
CN114034215A (zh) * 2021-11-23 2022-02-11 航天科工火箭技术有限公司 一种火箭的导引方法和装置
CN114412665A (zh) * 2022-01-25 2022-04-29 航天科工火箭技术有限公司 一种固体火箭的点火方法及装置
CN114718762A (zh) * 2022-05-18 2022-07-08 北京宇航系统工程研究所 一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2164882C1 (ru) * 1999-09-20 2001-04-10 Поляков Виктор Иванович Многоразовая воздушно-космическая система
CN108290642A (zh) * 2015-09-23 2018-07-17 埃罗2因菲尼提公司 卫星发射器和使用所述卫星发射器将卫星送入轨道的方法
CN109583041A (zh) * 2018-11-07 2019-04-05 湖北航天技术研究院总体设计所 一种运载火箭弹道设计方法
CN111731500A (zh) * 2020-06-15 2020-10-02 西安爱生技术集团公司 一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2164882C1 (ru) * 1999-09-20 2001-04-10 Поляков Виктор Иванович Многоразовая воздушно-космическая система
CN108290642A (zh) * 2015-09-23 2018-07-17 埃罗2因菲尼提公司 卫星发射器和使用所述卫星发射器将卫星送入轨道的方法
CN109583041A (zh) * 2018-11-07 2019-04-05 湖北航天技术研究院总体设计所 一种运载火箭弹道设计方法
CN111731500A (zh) * 2020-06-15 2020-10-02 西安爱生技术集团公司 一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
李新国等: "基于修正Newton法的固体火箭能量管理弹道设计", 固体火箭技术, vol. 36, no. 1, pages 1 - 5 *
杨希祥等: "固体运载火箭上升段弹道快速设计方法研究", 宇航学报, vol. 31, no. 4, pages 993 - 997 *
杨希祥等: "小型固体运载火箭运载能力分析", 固体火箭技术, vol. 32, no. 4, pages 355 - 359 *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113486524A (zh) * 2021-07-08 2021-10-08 北京星途探索科技有限公司 一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法
CN113486524B (zh) * 2021-07-08 2024-04-02 北京星途探索科技有限公司 一种基于满足载荷投放点多约束条件下的分离窗口设计方法
CN114034215A (zh) * 2021-11-23 2022-02-11 航天科工火箭技术有限公司 一种火箭的导引方法和装置
CN114034215B (zh) * 2021-11-23 2023-02-28 航天科工火箭技术有限公司 一种火箭的导引方法和装置
CN114412665A (zh) * 2022-01-25 2022-04-29 航天科工火箭技术有限公司 一种固体火箭的点火方法及装置
CN114718762A (zh) * 2022-05-18 2022-07-08 北京宇航系统工程研究所 一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法
CN114718762B (zh) * 2022-05-18 2022-08-23 北京宇航系统工程研究所 一种提高入轨概率的大推力氢氧火箭发动机的关机方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112182772A (zh) 火箭推进控制方法、设备及存储介质
CN111306998B (zh) 一种参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法
US8157203B2 (en) Methods and apparatus for transforming unmanned aerial vehicle
CN112461060B (zh) 一种火箭末级离轨控制方法和装置
CN111473696B (zh) 一种基于落点估计的制导火箭垂直攻击制导方法
CN113154955B (zh) 一种自旋稳定的火箭分离体残骸落区精准控制系统及方法
CN111336871B (zh) 一种基于迂回式飞行的垂直攻击制导方法
CN113602532A (zh) 一种固体运载火箭入轨修正方法
JPH09506962A (ja) 発射前、発射後動作制御装置を有するへリコプタ一体型発射及び飛行制御
CN112429265A (zh) 一种炮射无人机炮射起飞控制方法
US6308911B1 (en) Method and apparatus for rapidly turning a vehicle in a fluid medium
CN115828416A (zh) 一种两级vtvl运载火箭点对点运输全程弹道设计方法
EP2862806B1 (en) Flight vehicle with a differential throttling control enhancement
EP2557388A1 (en) Nutating split petal flare for projectile fluid dynamic control
CN112329135B (zh) 多级固体火箭能量处理方法、系统、终端及介质
CN107918400B (zh) 一种空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法
CN113739635B (zh) 一种实现导弹大扇面角发射的制导方法
Jenie et al. Falcon 9 rocket launch modeling and simulation with thrust vectoring control and scheduling
CN116301028A (zh) 基于吸气式高超声速平台的多约束在线飞行轨迹规划中段导引方法
RU2489329C1 (ru) Ракета-носитель
CN115629618A (zh) 一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法
RU2327949C1 (ru) Ракета
CN111284690B (zh) 能够修正侧偏的复合增程飞行器
Yao et al. Trajectory tracking controller based on PID-NLADRC
Baba et al. Air combat guidance law for an UCAV

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination