CN112304169B - 一种基于推力调节的运载火箭制导方法及系统 - Google Patents

一种基于推力调节的运载火箭制导方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于推力调节的运载火箭制导方法及系统，该方法包括：获取运载火箭的质量及回收数据；根据质量及回收数据，确定运载火箭的当前推力；获取运载火箭的预设标准飞行速度及实际飞行速度，根据预设标准飞行速度与实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，对当前推力进行修正，确定目标推力，直到运载火箭着陆。本发明通过运载火箭的质量及回收数据确定运载火箭的当前推力，然后通过对当前推力进行调节，得到运载火箭回收的目标推力，实现运载火箭着陆；可以满足运载火箭从高空高速的状态下，精确返回着陆，并且在火箭入轨制导过程中对着陆速度进行基于推力的准确控制，进而保证运载火箭安全可控的实现软着陆。

Description

一种基于推力调节的运载火箭制导方法及系统
技术领域
本发明涉及可重复使用运载火箭设计技术领域，具体涉及一种基于推力调节的运载火箭制导方法及系统。
背景技术
目前传统的运载火箭弹道设计只考虑从地面发射进入轨道的过程，该过程是从大气层内向大气层外、低速向高速的过程，且入轨后不考虑运载火箭的回收，火箭残骸在重力作用下自由落体并坠毁。而重复使用运载火箭，除了满足载荷入轨要求外，运载火箭子级还需要从高空高速的状态下，精确返回着陆场，实现火箭的回收使用。因此，在火箭入轨制导过程中如何准确控制着陆速度，进而保证运载火箭安全可控的实现软着陆是至关重要的。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种基于推力调节的运载火箭制导方法及系统，解决现有技术中无法准确控制着陆速度，进而导致运载火箭不能安全可控的实现软着陆的问题。
为达到上述目的，本发明提供如下技术方案：
第一方面，本发明实施例提供基于推力调节的运载火箭制导方法，包括如下步骤：获取运载火箭的质量及回收数据；根据所述质量及所述回收数据，确定所述运载火箭的当前推力；获取所述运载火箭的预设标准飞行速度及实际飞行速度，根据所述预设标准飞行速度与所述实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，对所述当前推力进行修正，确定目标推力，直到所述运载火箭着陆。
在一实施例中，所述根据所述预设标准飞行速度与所述实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，对所述当前推力进行修正，确定目标推力，包括：根据所述运载火箭的预设发动机推力限幅，确定所述预设最大推力；根据所述预设标准飞行速度与所述实际飞行速度的速度偏差、所述预设最大推力及预设调节系数，确定推力修正系数；根据所述推力修正系数对所述当前推力进行修正，确定目标推力。
在一实施例中，所述回收数据包括：回收终端条件及回收初始状态；
通过以下公式表示回收初始状态：
y0＝H0
Vy0＝V0
其中，y0＝H0表示回收初始状态中的回收高度为H0，Vy0＝V0表示回收初始状态中的回收速度为V0；
通过以下公式表示终端条件：
yt＝0
Figure BDA0002748209440000021
其中，yt＝0表示回收终端条件中的回收高度为0，
Figure BDA0002748209440000031
表示回收终端条件中的回收高度为0。
在一实施例中，通过以下公式计算当前推力：
Figure BDA0002748209440000032
其中，Fp表示当前推力，V0表示回收初始状态中的回收速度，H0表示回收初始状态中的回收高度，m表示运载火箭的质量，g表示地球引力。
在一实施例中，通过以下公式计算目标推力：
Figure BDA0002748209440000033
其中，FP1表示目标推力，V0表示回收初始状态中的回收速度，H0表示回收初始状态中的回收高度，m表示运载火箭的质量，g表示地球引力，K表示预设调节系数，V表示实际飞行速度，Vb表示预设标准飞行速度，FPmax表示预设最大推力。
第二方面，本发明实施例提供了基于推力调节的运载火箭制导系统，包括如下模块：第一处理模块，用于获取运载火箭的质量及回收数据；第二处理模块，用于根据所述质量及所述回收数据，确定所述运载火箭的当前推力；第三处理模块，用于获取所述运载火箭的预设标准飞行速度及实际飞行速度，根据所述预设标准飞行速度与所述实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，对所述当前推力进行修正，确定目标推力，直到所述运载火箭着陆。
在一实施例中，所述第三处理模块，还包括如下模块：第一子模块，用于根据所述运载火箭的预设发动机推力限幅，确定所述预设最大推力；第二子模块，用于根据所述预设标准飞行速度与所述实际飞行速度的速度偏差、所述预设最大推力及预设调节系数，确定推力修正系数；第三子模块，用于根据所述推力修正系数对所述当前推力进行修正，确定目标推力。
本发明实施例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计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现本发明方法实施例及任意一种可选方式所述的基于推力调节的运载火箭制导方法。
本发明实施例提供了一种电子设备，包括：存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，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，从而执行本发明方法实施例及任意一种可选方式所述的基于推力调节的运载火箭制导。
本发明技术方案，具有如下优点：
本发明提供的一种基于推力调节的运载火箭制导方法及系统，通过运载火箭的质量及回收数据确定运载火箭的当前推力，然后通过对当前推力进行调节，最终得到运载火箭回收的目标推力，实现运载火箭着陆；可以满足运载火箭从高空高速的状态下，精确返回着陆场，实现火箭的回收利用，并且在火箭入轨制导过程中对着陆速度进行基于推力的准确控制，进而保证运载火箭安全可控的实现软着陆。
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为本发明实施例提供的基于推力调节的运载火箭制导方法的一个具体示例的流程图；
图2为本发明实施例提供的基于推力调节的运载火箭制导方法的另一个具体示例的流程图；
图3为本发明实施例提供的基于推力调节的运载火箭制导系统的功能模块组成图；
图4为本发明实施例提供的电子设备一个具体示例的组成图。
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。
此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
本发明实施例提供一种基于推力调节的运载火箭制导方法，可以应用于需要回收着陆的运载器的制导控制设计中，或者有类似场景(比如火星软着陆、其他行星软着陆)的着陆需要的飞行器制导控制设计中，如图1所示，包括如下步骤：
步骤S1：获取运载火箭的质量及回收数据。本发明实施例中，利用现有设备测量运载火箭的质量，并且获取运载火箭的回收数据，其中，回收数据包括：回收终端条件及回收初始状态；
回收初始状态就是在运载火箭回收起始阶段的当前的飞行速度和飞行高度，通过以下公式表示回收初始状态：
y0＝H0
Vy0＝V0
其中，y0＝H0表示回收初始状态中的回收高度为H0，Vy0＝V0表示回收初始状态中的回收速度为V0；
由于为满足运载火箭垂直软着陆的要求，必须使着陆时刻速度接近为零，通过以下公式表示终端条件：
yt＝0
Figure BDA0002748209440000061
其中，yt＝0表示回收终端条件中的回收高度为0，
Figure BDA0002748209440000062
表示回收终端条件中的回收高度为0。
步骤S2：根据质量及回收数据，确定运载火箭的当前推力。
本发明实施例中，首先根据现有的质点动力学原理确定运载火箭回收过程中的质点动力学方程：
Figure BDA0002748209440000071
其中m表示运载火箭的质量；Fp为当前推力；Faero为气动力；g为地球引力，其中在着陆阶段地球引力可以近似为常值。并且，火箭在回收着陆阶段，其回收的轨迹接近垂直，x、z方向位置速度都属于小量，因此在设计标准轨迹时可以将其简化为一维方向，同时在低速情况下，气动力相对于推力也为小量，则可以将气动力忽略不计，在上述假设情况下，即可得到运载火箭回收阶段的一维方程：
Figure BDA0002748209440000072
即可以得出运载火箭回收高度相对于运载火箭的当前推力及运载火箭的质量变化的微分方程，将上述确定的运载火箭的回收数据带入公式(2)，采用能量守恒公式，即可以确定运载火箭的当前推力，通过以下公式计算当前推力：
Figure BDA0002748209440000073
其中，Fp表示当前推力，V0表示回收初始状态中的回收速度，H0表示回收初始状态中的回收高度，m表示运载火箭的质量，g表示地球引力。
步骤S3：获取运载火箭的预设标准飞行速度及实际飞行速度，根据预设标准飞行速度与实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，对当前推力进行修正，确定目标推力，直到运载火箭着陆。
本发明实施例中，获取运载火箭的预设标准飞行速度及实际飞行速度，运载火箭在实际飞行过程中会存在速度偏差，因此利用此速度偏差以及运载火箭发动机性能决定的预设最大推力对当前推力进行修正，确定目标推力，直到将运载火箭着陆，则完成运载火箭的回收。需要说明的是，预设标注飞行速度是在运载火箭回收中，根据运载火箭的基础参数进行设定的，旨在满足运载火箭回收可以在标准回收轨道中，本发明并不以此为限。
本发明提供的基于推力调节的运载火箭制导方法，通过运载火箭的质量及回收数据确定运载火箭的当前推力，然后通过对当前推力进行调节，最终得到运载火箭回收的目标推力，实现运载火箭着陆；可以满足运载火箭从高空高速的状态下，精确返回着陆场，实现火箭的回收利用，并且在火箭入轨制导过程中对着陆速度进行基于推力的准确控制，进而保证运载火箭安全可控的实现软着陆。
在一具体实施例中，如图2所示，上述步骤S3，还包括如下步骤：
步骤S31：根据运载火箭的预设发动机推力限幅，确定预设最大推力。本发明实施例中，由于不同的发动机性能不同，决定了其推力的最大值及推力的最小值不同，因此确定预设最大推力，但是在实际应用中，还应该满足当前推力不小于当前发动机的推力的最小值。
步骤S32：根据预设标准飞行速度与实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，确定推力修正系数。本发明实施例中，通过以下公式计算推力修正系数ΔFP：
ΔFP＝K(V-Vb)FPmax      (4)
其中，ΔFP表示推力修正系数，K表示预设调节系数，V表示实际飞行速度，Vb表示预设标准飞行速度，FPmax表示预设最大推力。需要说明的是，本发明实施例中的预设调节系数是根据回收环境及运载火箭基础参数进行确定的，本发明并不以此为限。
步骤S33：根据推力修正系数对当前推力进行修正，确定目标推力。
本发明实施例中，通过以下公式计算目标推力：
Figure BDA0002748209440000091
其中，FP1表示目标推力，V0表示回收初始状态中的回收速度，H0表示回收初始状态中的回收高度，m表示运载火箭的质量，g表示地球引力，K表示预设调节系数，V表示实际飞行速度，Vb表示预设标准飞行速度，FPmax表示预设最大推力。
本发明提供的基于推力调节的运载火箭制导方法，通过运载火箭的质量及回收数据确定运载火箭的当前推力，然后通过对当前推力进行调节，最终得到运载火箭回收的目标推力，实现运载火箭着陆；可以满足运载火箭从高空高速的状态下，精确返回着陆场，实现火箭的回收利用；并且在火箭入轨制导过程中对着陆速度进行基于推力的准确控制，将运载火箭的推力调整在运载火箭发动机可控的推力范围内，进而保证运载火箭安全可控的实现软着陆。
本发明实施例提供一种基于推力调节的运载火箭制导系统，如图3所示，包括：
第一处理模块1，用于获取运载火箭的质量及回收数据；此模块执行上述步骤S1所描述的方法，在此不再赘述。
第二处理模块2，用于根据质量及回收数据，确定运载火箭的当前推力；此模块执行上述步骤S2所描述的方法，在此不再赘述。
第三处理模块3，用于获取运载火箭的预设标准飞行速度及实际飞行速度，根据预设标准飞行速度与实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，对当前推力进行修正，确定目标推力，直到运载火箭着陆；此模块执行上述中的步骤S3所描述的方法，在此不再赘述。
在一具体实施例中，本发明实施例提供的基于推力调节的运载火箭制导系统中的第三处理模块，包括：
第一子模块31，用于根据运载火箭的预设发动机推力限幅，确定预设最大推力；此模块执行上述中的步骤S31所描述的方法，在此不再赘述。
第二子模块32，用于根据预设标准飞行速度与实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，确定推力修正系数；此模块执行上述中的步骤S32所描述的方法，在此不再赘述。
第三子模块33，用于根据推力修正系数对当前推力进行修正，确定目标推力；此模块执行上述中的步骤S33所描述的方法，在此不再赘述。
本发明提供的基于推力调节的运载火箭制导系统，通过运载火箭的质量及回收数据确定运载火箭的当前推力，然后通过对当前推力进行调节，最终得到运载火箭回收的目标推力，实现运载火箭着陆；可以满足运载火箭从高空高速的状态下，精确返回着陆场，实现火箭的回收利用；并且在火箭入轨制导过程中对着陆速度进行基于推力的准确控制，将运载火箭的推力调整在运载火箭发动机可控的推力范围内，进而保证运载火箭安全可控的实现软着陆。
本发明实施例还提供了一种电子设备，如图4所示，该电子设备可以包括处理器901和存储器902，其中处理器901和存储器902可以通过总线或者其他方式连接，图4中以通过总线连接为例。
处理器901可以为中央处理器(Central Processing Unit，CPU)。处理器901还可以为其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等芯片，或者上述各类芯片的组合。
存储器902作为一种非暂态计算机可读存储介质，可用于存储非暂态软件程序、非暂态计算机可执行程序以及模块，如本发明实施例中的方法所对应的程序指令/模块。处理器901通过运行存储在存储器902中的非暂态软件程序、指令以及模块，从而执行处理器的各种功能应用以及数据处理，即实现上述方法。
存储器902可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需要的应用程序；存储数据区可存储处理器901所创建的数据等。此外，存储器902可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非暂态存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非暂态固态存储器件。在一些实施例中，存储器902可选包括相对于处理器901远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至处理器901。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。
一个或者多个模块存储在存储器902中，当被处理器901执行时，执行上述方法。
上述电子设备具体细节可以对应参阅上述方法实施例中对应的相关描述和效果进行理解，此处不再赘述。
本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(Read-Only Memory，ROM)、随机存储记忆体(Random Access Memory，RAM)、快闪存储器(Flash Memory)、硬盘(Hard Disk Drive，缩写：HDD)或固态硬盘(Solid-StateDrive，SSD)等；存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制，尽管参照上述实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者等同替换，而未脱离本发明精神和范围的任何修改或者等同替换，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (7)

1.一种基于推力调节的运载火箭制导方法，其特征在于，包括：
获取运载火箭的质量及回收数据；
根据所述质量及所述回收数据，确定所述运载火箭的当前推力；
获取所述运载火箭的预设标准飞行速度及实际飞行速度，根据所述预设标准飞行速度与所述实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，对所述当前推力进行修正，确定目标推力，直到所述运载火箭着陆；
所述回收数据包括：回收终端条件及回收初始状态；
通过以下公式表示回收初始状态：
其中，表示回收初始状态中的回收高度为H 0，表示回收初始状态中的回收速度为V 0；
通过以下公式表示终端条件：
其中，表示回收终端条件中的回收高度为0，表示回收终端条件中的回收速度为0；通过以下公式计算目标推力：
其中，表示目标推力，V 0表示回收初始状态中的回收速度，H 0表示回收初始状态中的回收高度，m表示运载火箭的质量，g表示地球引力，K表示预设调节系数，V表示实际飞行速度，V b表示预设标准飞行速度，表示预设最大推力。
2.根据权利要求1所述的基于推力调节的运载火箭制导方法，其特征在于，所述根据所述预设标准飞行速度与所述实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，对所述当前推力进行修正，确定目标推力，包括：
根据所述运载火箭的预设发动机推力限幅，确定所述预设最大推力；
根据所述预设标准飞行速度与所述实际飞行速度的速度偏差、所述预设最大推力及预设调节系数，确定推力修正系数；
根据所述推力修正系数对所述当前推力进行修正，确定目标推力。
3.根据权利要求1所述的基于推力调节的运载火箭制导方法，其特征在于，通过以下公式计算当前推力：
其中，表示当前推力，V 0表示回收初始状态中的回收速度，H 0表示回收初始状态中的回收高度，m表示运载火箭的质量，g表示地球引力。
4.一种基于推力调节的运载火箭制导系统，其特征在于，包括：
第一处理模块，用于获取运载火箭的质量及回收数据；
第二处理模块，用于根据所述质量及所述回收数据，确定所述运载火箭的当前推力；
第三处理模块，用于获取所述运载火箭的预设标准飞行速度及实际飞行速度，根据所述预设标准飞行速度与所述实际飞行速度的速度偏差、预设最大推力及预设调节系数，对所述当前推力进行修正，确定目标推力，直到所述运载火箭着陆；
所述回收数据包括：回收终端条件及回收初始状态；
通过以下公式表示回收初始状态：
其中，表示回收初始状态中的回收高度为H 0，表示回收初始状态中的回收速度为V 0；
通过以下公式表示终端条件：
其中，表示回收终端条件中的回收高度为0，表示回收终端条件中的回收速度为0；通过以下公式计算目标推力：
其中，表示目标推力，V 0表示回收初始状态中的回收速度，H 0表示回收初始状态中的回收高度，m表示运载火箭的质量，g表示地球引力，K表示预设调节系数，V表示实际飞行速度，V b表示预设标准飞行速度，表示预设最大推力。
5.根据权利要求4所述的基于推力调节的运载火箭制导系统，其特征在于，所述第三处理模块，包括：
第一子模块，用于根据所述运载火箭的预设发动机推力限幅，确定所述预设最大推力；
第二子模块，用于根据所述预设标准飞行速度与所述实际飞行速度的速度偏差、所述预设最大推力及预设调节系数，确定推力修正系数；
第三子模块，用于根据所述推力修正系数对所述当前推力进行修正，确定目标推力。
6.一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计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现如权利要求1-3中任一项所述的基于推力调节的运载火箭制导方法。
7.一种电子设备，其特征在于，包括：
存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，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，从而执行如权利要求1-3中任一项所述的基于推力调节的运载火箭制导方法。
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