CN112696988A - 一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质 - Google Patents

一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质 Download PDF

Info

Publication number
CN112696988A
CN112696988A CN202110310382.8A CN202110310382A CN112696988A CN 112696988 A CN112696988 A CN 112696988A CN 202110310382 A CN202110310382 A CN 202110310382A CN 112696988 A CN112696988 A CN 112696988A
Authority
CN
China
Prior art keywords
rocket
airflow
flight
representing
angle
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.)
Granted
Application number
CN202110310382.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112696988B (zh
Inventor
彭小波
郑立伟
时剑波
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.)
Beijing Interstellar Glory Technology Co Ltd
Beijing Star Glory Space Technology Co Ltd
Original Assignee
Beijing Interstellar Glory Technology Co Ltd
Beijing Star Glory Space Technology Co Ltd
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 Beijing Interstellar Glory Technology Co Ltd, Beijing Star Glory Space Technology Co Ltd filed Critical Beijing Interstellar Glory Technology Co Ltd
Priority to CN202110310382.8A priority Critical patent/CN112696988B/zh
Publication of CN112696988A publication Critical patent/CN112696988A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112696988B publication Critical patent/CN112696988B/zh
Priority to EP22163409.0A priority patent/EP4068042B1/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/48—Range-reducing, destabilising or braking arrangements, e.g. impact-braking arrangements; Fall-retarding means, e.g. balloons, rockets for braking or fall-retarding
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
    • G05D1/0676—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/107—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for missiles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质，其中火箭回收控制方法包括：获取气流攻角和气流侧滑角，根据所述气流攻角和所述气流侧滑角计算气动力；获取火箭的质量和发动机推力；利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹。也就是说，通过在火箭返回着陆弹道设计过程中加入统计风场的变化规律，使得返回过程中飞行弹道轨迹设计值更接近真实飞行状态，从而可以确保返回过程中制导控制方法更加有效，保证回收火箭更大概率的安全返回着陆场。

Description

一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质
技术领域
本发明涉及火箭技术领域，具体涉及一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质。
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。在返回过程中需要克服再入大气层的严酷力热环境，对运载火箭及弹道设计都是全新的挑战。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种火箭回收控制方法，以使火箭可以精确返回着陆场。
根据第一方面，本发明实施例提供了一种火箭回收控制方法，包括：
获取气流攻角和气流侧滑角；
根据所述气流攻角和所述气流侧滑角计算气动力；
获取火箭的质量和发动机推力；
利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹。
本发明实施例提供的火箭回收控制方法，通过在火箭返回着陆弹道设计过程中加入统计风场的变化规律，使得返回过程中飞行弹道轨迹设计值更接近真实飞行状态，从而可以确保返回过程中制导控制方法更加有效，保证回收火箭更大概率的安全返回着陆场。
结合第一方面，在第一方面第一实施方式中，所述根据所述气流攻角和所述气流侧滑角计算气动力包括：
获取动压；
获取所述火箭的参考面积；
根据所述气流攻角、所述气流侧滑角、所述动压和所述参考面积计算所述火箭的气动力。
结合第一方面，在第一方面第二实施方式中，利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹包括：
将所述气动力、所述发动机推力和所述质量输入到预设的质点动力学方程中得到所述火箭的标准参考轨迹。
结合第一方面第二实施方式，在第一方面第三实施方式中，所述质点动力学方程为：
Figure 245023DEST_PATH_IMAGE002
其中，m为火箭质量；Fp为发动机推力；Faero为气动力；g为地球引力。
结合第一方面，在第一方面第四实施方式中，在得到标准参考轨迹之后还包括：
控制所述火箭按照所述标准参考轨迹返回。
结合第一方面第四实施方式，在第一方面第五实施方式中，所述控制所述火箭按照所述标准参考轨迹返回着陆包括：
获取火箭的实际飞行位置和实际飞行速度；
根据所述标准参考轨迹确定所述火箭的理论飞行位置和理论飞行速度；
根据所述实际飞行位置、所述实际飞行速度、所述理论飞行位置、所述理论飞行速度得到姿态控制参数；
根据所述姿态控制参数对所述火箭的飞行姿态进行控制。
结合第一方面第五实施方式，在第一方面第六实施方式中，所述姿态控制参数包括俯仰角控制量
Figure 419652DEST_PATH_IMAGE004
和偏航角控制量
Figure 20398DEST_PATH_IMAGE006
，所述根据所述实际飞行位置、所述实际飞行速度、所述理论飞行位置、所述理论飞行速度得到姿态控制参数包括：
Figure 280478DEST_PATH_IMAGE008
Figure 624871DEST_PATH_IMAGE010
其中，
Figure 665726DEST_PATH_IMAGE012
表示所述火箭在
Figure 437373DEST_PATH_IMAGE012
方向的实际飞行位置；
Figure 184749DEST_PATH_IMAGE014
所述火箭在
Figure 598413DEST_PATH_IMAGE012
方向的理论飞行位置；
Figure 482055DEST_PATH_IMAGE016
表示所述火箭在
Figure 690183DEST_PATH_IMAGE012
方向的实际飞行速度；
Figure 659276DEST_PATH_IMAGE018
表示所述火箭在
Figure 345472DEST_PATH_IMAGE012
方向的理论飞行速度；
Figure 349200DEST_PATH_IMAGE020
表示所述火箭在
Figure 462650DEST_PATH_IMAGE012
方向上飞行位置的增益系数；
Figure 653460DEST_PATH_IMAGE022
表示所述火箭在
Figure 408926DEST_PATH_IMAGE012
方向上飞行速度的增益系数；
Figure 1581DEST_PATH_IMAGE024
表示所述火箭在
Figure 817091DEST_PATH_IMAGE024
方向的实际飞行位置；
Figure 495197DEST_PATH_IMAGE026
所述火箭在
Figure 523196DEST_PATH_IMAGE024
方向的理论飞行位置；
Figure 235937DEST_PATH_IMAGE028
表示所述火箭在
Figure 956768DEST_PATH_IMAGE024
方向的实际飞行速度；
Figure 122170DEST_PATH_IMAGE030
表示所述火箭在
Figure 219439DEST_PATH_IMAGE024
方向的理论飞行速度；
Figure 786687DEST_PATH_IMAGE032
表示所述火箭在
Figure 678419DEST_PATH_IMAGE024
方向上飞行位置的增益系数；
Figure DEST_PATH_IMAGE034
表示所述火箭在
Figure 862276DEST_PATH_IMAGE024
方向上飞行速度的增益系数。
根据第二方面，本发明实施例提供了一种火箭回收控制装置，包括：
获取模块，用于获取气流攻角和气流侧滑角；
计算模块，用于根据所述气流攻角和所述气流侧滑角计算气动力；
所述获取模块，还用于获取火箭的质量和发动机推力；
标准参考轨迹确定模块，用于利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹。
根据第三方面，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，从而执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的火箭回收控制方法。
根据第四方面，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有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的火箭回收控制方法。
附图说明
通过参考附图会更加清楚的理解本发明的特征和优点，附图是示意性的而不应理解为对本发明进行任何限制，在附图中：
图1为本发明实施例1中火箭回收控制方法的流程示意图；
图2为本发明实施例1中有风情况下与无风情况下的攻角示意图；
图3为无风场设计的弹道1与考虑风场补偿设计的弹道2的对比示意图；
图4为本发明实施例1中火箭制导控制方法的流程示意图；
图5为本发明实施例2中火箭回收控制装置的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中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，本领域技术人员在没有作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。
经过研究发现，在进行返回弹道设计过程中，风场对弹道影响甚大，如若不考虑风场的影响，火箭很难克服由于实际风场的影响而安全返回着陆场。火箭在回收着陆阶段，若不考虑初始偏差及风的影响其轨迹接近垂直，但从仿真效果来看，该近似仅能作为定性分析回收弹道的推力控制调节特性，若仅以此作为制导控制，则偏差较大，导致制导控制效果不佳，因此有必要考虑实际风场对横向位移的影响。
基于此，本发明实施例1提供了一种火箭回收控制方法。图1为本发明实施例1中火箭回收控制方法的流程示意图，如图1所示，本发明实施例1的火箭回收控制方法包括以下步骤：
S101：获取气流攻角和气流侧滑角，根据所述气流攻角和所述气流侧滑角计算气动力。
作为具体的实施方式，根据速度矢量和火箭姿态即可计算出气流攻角和气流侧滑角，具体的算法为本领域内的通用算法，在此不再赘述。
具体的，在无风的情况下，气动力
Figure DEST_PATH_IMAGE036
，其中α为攻角，β为侧滑角，q为对地速度动压，SM为火箭参考面积。
在有风的情况下，气动力
Figure DEST_PATH_IMAGE038
，其中αw为气流攻角，βw为气流侧滑角，qw为对风速动压，SM为火箭参考面积。
由上述可知，根据所述气流攻角和所述气流侧滑角计算气动力可以采用如下技术方案：（1）获取动压；（2）获取所述火箭的参考面积；（3）根据所述气流攻角、所述气流侧滑角、所述动压和所述参考面积计算所述火箭的气动力。
在本发明实施例1中，步骤（1）中的动压为上述的对风速动压qw。
需要说明的是，在本发明实施例1中，根据所述气流攻角、所述气流侧滑角、所述动压和所述参考面积计算所述火箭的气动力可以采用本领域的常规技术手段，例如：
Faerox=Cx*qw*&Sm
Faeroy=Cy*qw*Sm
Faeroz=Cz*qw*Sm
其中，Faerox 为在x方向的气动力，Faeroy 为在y方向的气动力，Faeroz 为在z方向上的气动力，Cx为在x方向上的气动力系数，Cy为在y方向上的气动力系数、Cz为在z方向上的气动力系数，Cx、Cy和Cz与火箭特性有关，qw为风速动压，Sm为火箭的参考面积。
需要说明的是，火箭的参考面积为火箭的固有特征参数，火箭设计完成其参考面积就确定了。
图2为本发明实施例1中有风情况下与无风情况下的攻角示意图，如图2所示，X为纵平面内箭体轴向姿态指向，V为纵平面（即速矢量与火箭轴线确定的平面）内箭体对地速度，Vwind为纵平面内风场风速，Vrwd为纵平面内箭体对空速度，a为不考虑风场的攻角，aw为考虑风场的攻角。由此可见，在考虑风与不考虑风时火箭所受的气动力是有区别的。
S102：获取火箭的质量和发动机推力。
需要说明的是，在本发明实施例1中，火箭质量可以根据发动机流量积分实时计算；发动机推力是设计值，标准弹道设计时是已知的随时间变化的量。
S103：利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹。
作为具体的实施方式，利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹可以采用如下技术方案：将所述气动力、所述发动机推力和所述质量输入到预设的质点动力学方程中得到所述火箭的标准参考轨迹。具体的，标准参考轨迹是一条连续的轨迹，可以通过一次计算得到。
示例的，火箭回收过程的质点动力学方程如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE040
其中，m为火箭质量；Fp为发动机推力；Faero为气动力；g为地球引力，在着陆阶段可以近似为常值。
图3为无风场设计的弹道1与考虑风场补偿设计的弹道2的对比示意图，如图3所示，曲线1为无风场设计的弹道1，曲线2为考虑风场补偿设计的弹道2（即利用本发明实施例1的步骤S101~S103设计的弹道）。如图3所示，在实际风场情况下，弹道1与弹道2的弹道横向距离超过1公里。若火箭回收过程的弹道设计不考虑风场，为了实现火箭的回收，就需要制导系统调节能力范围需要将该偏差（即由于风场引起的偏差1公里）包含其中，这大大增加了制导系统设计难度，若考虑风场，则该部分系统偏差将减小约1km，对制导系统设计压力降低。需要说明的是，此处的这里的1km是针对特定的火箭而言的，不同的火箭这个数值会不同。
由此可见，本发明实施例1提供的火箭回收控制方法，通过在返回着陆弹道设计过程中加入风场的变化规律，使得返回过程中飞行弹道轨迹设计值更接近真实飞行状态，从而可以确保返回过程中制导控制方法更加有效，保证回收火箭更大概率的安全返回着陆场。也就是说，由于考虑了风场修正，则制导偏差较小，着路精度更高。
图4为本发明实施例1中火箭制导控制方法的流程示意图，如图4所示，在步骤S103利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹之后，还包括：控制所述火箭按照所述标准参考轨迹返回。也就是说，火箭在按照标准参考轨迹返回着陆过程中进行制导控制，从而保证回收火箭更大概率的安全返回着陆场。
具体的，所述控制所述火箭按照所述标准参考轨迹返回着陆可以采用如下技术方案：获取火箭的实际飞行位置和实际飞行速度（相当于图4中的飞行状态数据）；获取所述火箭的标准参考轨迹（相当于图4中的风补偿标准轨迹），根据所述标准参考轨迹确定所述火箭的理论飞行位置和理论飞行速度；根据所述实际飞行位置、所述实际飞行速度、所述理论飞行位置、所述理论飞行速度得到姿态控制参数（相当于图4中的偏差量）；根据所述姿态控制参数对所述火箭的飞行姿态进行控制。具体的，可以根据偏差量得到制导量，从而得到火箭动力学，即火箭真实飞行状态的数学描述。
示例的，所述姿态控制参数包括俯仰角控制量
Figure DEST_PATH_IMAGE042
和偏航角控制量
Figure DEST_PATH_IMAGE044
。所述根据所述实际飞行位置、所述实际飞行速度、所述理论飞行位置、所述理论飞行速度得到姿态控制参数可以采用如下技术方案：
俯仰角控制量
Figure DEST_PATH_IMAGE046
偏航角控制量
Figure DEST_PATH_IMAGE048
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE050
表示所述火箭在
Figure 153449DEST_PATH_IMAGE050
方向的实际飞行位置；
Figure DEST_PATH_IMAGE052
所述火箭在
Figure 106361DEST_PATH_IMAGE050
方向的理论飞行位置；
Figure DEST_PATH_IMAGE054
表示所述火箭在
Figure 700154DEST_PATH_IMAGE050
方向的实际飞行速度；
Figure DEST_PATH_IMAGE056
表示所述火箭在
Figure 105727DEST_PATH_IMAGE050
方向的理论飞行速度；
Figure DEST_PATH_IMAGE058
表示所述火箭在
Figure 810378DEST_PATH_IMAGE050
方向上飞行位置的增益系数；
Figure DEST_PATH_IMAGE060
表示所述火箭在
Figure 617797DEST_PATH_IMAGE050
方向上飞行速度的增益系数；
Figure DEST_PATH_IMAGE062
表示所述火箭在
Figure 382491DEST_PATH_IMAGE062
方向的实际飞行位置；
Figure DEST_PATH_IMAGE064
所述火箭在
Figure 9781DEST_PATH_IMAGE062
方向的理论飞行位置；
Figure DEST_PATH_IMAGE066
表示所述火箭在
Figure 252544DEST_PATH_IMAGE062
方向的实际飞行速度；
Figure DEST_PATH_IMAGE068
表示所述火箭在
Figure 180048DEST_PATH_IMAGE062
方向的理论飞行速度；
Figure DEST_PATH_IMAGE070
表示所述火箭在
Figure 115643DEST_PATH_IMAGE062
方向上飞行位置的增益系数；
Figure DEST_PATH_IMAGE072
表示所述火箭在
Figure 230230DEST_PATH_IMAGE062
方向上飞行速度的增益系数。
也就是说，在考虑风补偿设计标准参考轨迹的基础上，提出偏差控制计算方法，计算出返回控制变量并作为姿态控制输入，完成制导回路计算与控制。
通过本发明实施例1提供的火箭回收控制方法，可以降低回收火箭返回着陆段制导控制系统难度，提高回收着陆的控制性能和成功率。
实施例2
与本发明实施例1相对应，本发明实施例2提供了一种火箭回收控制装置。图5为本发明实施例2中火箭回收控制装置的结构示意图。如图5所示，本发明实施例2的火箭回收控制装置包括获取模块20、计算模块22和标准参考轨迹确定模块24。
具体的，所述获取模块20用于获取气流攻角和气流侧滑角。
所述计算模块22用于根据所述气流攻角和所述气流侧滑角计算气动力。
所述获取模块22还用于获取火箭的质量和发动机推力。
所述标准参考轨迹确定模块24用于利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹。
本发明实施例2的火箭回收控制装置还包括制导控制模块26。具体的，所述获取模块20还用于获取火箭的实际飞行位置和实际飞行速度；所述制导控制模块26用于根据所述标准参考轨迹确定所述火箭的理论飞行位置和理论飞行速度；根据所述实际飞行位置、所述实际飞行速度、所述理论飞行位置、所述理论飞行速度得到姿态控制参数；根据所述姿态控制参数对所述火箭的飞行姿态进行控制。
上述火箭回收控制装置具体细节可以对应参阅图1至图4所示的实施例中对应的相关描述和效果进行理解，此处不再赘述。
实施例3
本发明实施例还提供了一种电子设备，该电子设备可以包括处理器和存储器，其中处理器和存储器可以通过总线或者其他方式连接。
处理器可以为中央处理器（Central Processing Unit，CPU）。处理器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火箭回收控制方法对应的程序指令/模块（例如，图5所示的获取模块20、计算模块22、标准参考轨迹确定模块24和制导控制模块26）。处理器通过运行存储在存储器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，即实现上述方法实施例中的火箭回收控制方法。
存储器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所创建的数据等。此外，存储器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，存储器可选包括相对于处理器远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至处理器。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。
所述一个或者多个模块存储在所述存储器中，当被所述处理器执行时，执行如图1-4所示实施例中的火箭回收控制方法。
上述电子设备具体细节可以对应参阅图1至图5所示的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，所述的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，所述存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体（Read-Only Memory，ROM）、随机存储记忆体（Random AccessMemory，RAM）、快闪存储器（Flash Memory）、硬盘（Hard Disk Drive，缩写：HDD）或固态硬盘（Solid-State Drive，SSD)等；所述存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。
虽然结合附图描述了本发明的实施例，但是本领域技术人员可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下作出各种修改和变型，这样的修改和变型均落入由所附权利要求所限定的范围之内。

Claims (10)

1.一种火箭回收控制方法，其特征在于，包括：
获取气流攻角和气流侧滑角，根据所述气流攻角和所述气流侧滑角计算气动力；
获取火箭的质量和发动机推力；
利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述气流攻角和所述气流侧滑角计算气动力包括：
获取动压；
获取所述火箭的参考面积；
根据所述气流攻角、所述气流侧滑角、所述动压和所述参考面积计算所述火箭的气动力。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹包括：
将所述气动力、所述发动机推力和所述质量输入到预设的质点动力学方程中得到所述火箭的标准参考轨迹。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述质点动力学方程为：
Figure 885233DEST_PATH_IMAGE002
其中，m为火箭质量；Fp为发动机推力；Faero为气动力；g为地球引力。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在得到标准参考轨迹之后还包括：
控制所述火箭按照所述标准参考轨迹返回。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述控制所述火箭按照所述标准参考轨迹返回着陆包括：
获取火箭的实际飞行位置和实际飞行速度；
根据所述标准参考轨迹确定所述火箭的理论飞行位置和理论飞行速度；
根据所述实际飞行位置、所述实际飞行速度、所述理论飞行位置、所述理论飞行速度得到姿态控制参数；
根据所述姿态控制参数对所述火箭的飞行姿态进行控制。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述姿态控制参数包括俯仰角控制量
Figure 783919DEST_PATH_IMAGE004
和偏航角控制量
Figure 759965DEST_PATH_IMAGE006
，所述根据所述实际飞行位置、所述实际飞行速度、所述理论飞行位置、所述理论飞行速度得到姿态控制参数包括：
Figure 707192DEST_PATH_IMAGE008
Figure 85084DEST_PATH_IMAGE010
其中，
Figure 889092DEST_PATH_IMAGE012
表示所述火箭在
Figure 290118DEST_PATH_IMAGE012
方向的实际飞行位置；
Figure 91634DEST_PATH_IMAGE014
所述火箭在
Figure 58453DEST_PATH_IMAGE012
方向的理论飞行位置；
Figure 502204DEST_PATH_IMAGE016
表示所述火箭在
Figure 187263DEST_PATH_IMAGE012
方向的实际飞行速度；
Figure 538610DEST_PATH_IMAGE018
表示所述火箭在
Figure 563198DEST_PATH_IMAGE012
方向的理论飞行速度；
Figure 974588DEST_PATH_IMAGE020
表示所述火箭在
Figure 146943DEST_PATH_IMAGE012
方向上飞行位置的增益系数；
Figure 239664DEST_PATH_IMAGE022
表示所述火箭在
Figure 181075DEST_PATH_IMAGE012
方向上飞行速度的增益系数；
表示所述火箭在方向的实际飞行位置；所述火箭在方向的理论飞行位置；表示所述火箭在方向的实际飞行速度；表示所述火箭在方向的理论飞行速 度；表示所述火箭在方向上飞行位置的增益系数；
Figure DEST_PATH_IMAGE033
表示所述火箭在方向上飞行 速度的增益系数。
8.一种火箭回收控制装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取气流攻角和气流侧滑角；
计算模块，用于根据所述气流攻角和所述气流侧滑角计算气动力；
所述获取模块，还用于获取火箭的质量和发动机推力；
标准参考轨迹确定模块，用于利用所述气动力、所述发动机推力和所述质量确定所述火箭的标准参考轨迹。
9.一种电子设备，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，从而执行权利要求1-7中任一项所述的火箭回收控制方法。
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1-7中任一项所述的火箭回收控制方法。
CN202110310382.8A 2021-03-24 2021-03-24 一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质 Active CN112696988B (zh)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110310382.8A CN112696988B (zh) 2021-03-24 2021-03-24 一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质
EP22163409.0A EP4068042B1 (en) 2021-03-24 2022-03-22 Recovery control method and apparatus for rocket, electronic device and storage medium

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110310382.8A CN112696988B (zh) 2021-03-24 2021-03-24 一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112696988A true CN112696988A (zh) 2021-04-23
CN112696988B CN112696988B (zh) 2021-07-06

Family

ID=75515397

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110310382.8A Active CN112696988B (zh) 2021-03-24 2021-03-24 一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质

Country Status (2)

Country Link
EP (1) EP4068042B1 (zh)
CN (1) CN112696988B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116149294A (zh) * 2022-11-22 2023-05-23 航天科工火箭技术有限公司 一种火箭舵控段姿控系统参数可设计性评估方法
CN116305590B (zh) * 2023-05-22 2023-09-01 西安现代控制技术研究所 基于灵敏度因子分析的超远程制导火箭射程能力评估方法
CN116362163B (zh) * 2023-06-01 2023-09-01 西安现代控制技术研究所 一种多约束弹道快速优化方法
CN117555227B (zh) * 2023-06-05 2024-03-29 东方空间技术(山东)有限公司 一种运载火箭的控制方法、计算设备及存储介质
CN117407972A (zh) * 2023-09-28 2024-01-16 北京天兵科技有限公司 一种运载火箭分离设计方法、设备和存储介质

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4198209A (en) * 1978-09-29 1980-04-15 Mcintosh Meldon J Process for the leaching of AP from propellant
WO2011038365A1 (en) * 2009-09-25 2011-03-31 John William Hunter Gas gun launcher
CN106021628A (zh) * 2015-07-03 2016-10-12 中国运载火箭技术研究院 一种运载火箭垂直返回弹道设计方法
CN111400902A (zh) * 2020-03-13 2020-07-10 北京星际荣耀空间科技有限公司 火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8729442B2 (en) * 2009-06-15 2014-05-20 Blue Origin, Llc Predicting and correcting trajectories
WO2016137877A1 (en) * 2015-02-23 2016-09-01 Advanced Aerospace Technologies, Inc. Rocket landing system
US11175115B2 (en) * 2017-01-05 2021-11-16 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Determination of guided-munition roll orientation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4198209A (en) * 1978-09-29 1980-04-15 Mcintosh Meldon J Process for the leaching of AP from propellant
WO2011038365A1 (en) * 2009-09-25 2011-03-31 John William Hunter Gas gun launcher
CN106021628A (zh) * 2015-07-03 2016-10-12 中国运载火箭技术研究院 一种运载火箭垂直返回弹道设计方法
CN106021628B (zh) * 2015-07-03 2019-06-18 中国运载火箭技术研究院 一种运载火箭垂直返回弹道设计方法
CN111400902A (zh) * 2020-03-13 2020-07-10 北京星际荣耀空间科技有限公司 火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
容易等: "推力调节需求优化设计研究", 《导弹与航天运载技术》 *
张其琛: "弹道导弹主动段抗风扰控制问题研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑》 *
胡昌华等: "《导弹测试与发射控制技术》", 30 September 2015, 国防工业出版社 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112696988B (zh) 2021-07-06
EP4068042B1 (en) 2023-09-20
EP4068042A1 (en) 2022-10-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112696988B (zh) 一种火箭回收控制方法、装置、电子设备及存储介质
US11079239B2 (en) Method for directly planning reentry trajectory in height-velocity profile
CN108674695B (zh) 航天器再入返回轨道规划方法
CN112304169A (zh) 一种基于推力调节的运载火箭制导方法及系统
CN106371312B (zh) 基于模糊控制器的升力式再入预测-校正制导方法
CN111306989A (zh) 一种基于平稳滑翔弹道解析解的高超声速再入制导方法
EP4012420B1 (en) Wind estimation method and apparatus for carrier rocket, device and storage medium
CN110015446B (zh) 一种半解析的火星进入制导方法
JP6926228B2 (ja) 動的オートパイロット
AU2022283385A1 (en) Roll-biased skid-to-turn terminal guidance with rudder integrator feedback
Meng et al. Characteristic model based control of the X-34 reusable launch vehicle in its climbing phase
CN103921957A (zh) 一种探月飞船跳跃式再入的跃起点能量管理方法
CN111400902B (zh) 火箭残骸落区的估计方法、装置、电子设备及存储介质
CN116301058A (zh) 一种无人飞行反馈非线性偏航控制方法、系统和设备
CN112034879A (zh) 一种基于高度-射程比的标准轨迹跟踪制导方法
CN113093776B (zh) 一种航天器的离轨参数确定方法及装置
CN113342044B (zh) 一种可重复使用运载器末端能量管理段地面轨迹设计方法
CN113359861B (zh) 一种无人飞艇编队飞行控制方法及系统
CN115268501A (zh) 多飞行器协同再入轨迹规划方法、系统、电子设备及介质
Baek et al. Trajectory optimization and the control of a re-entry vehicle in TAEM phase
CN117519257B (zh) 一种基于反步法的超声速巡航高度控制方法
Evdokimov et al. Modification of the Terminal Control Algorithm for Descent under “Magnified” Disturbances after Returning from the Moon
CN114326808B (zh) 一种飞行器飞行轨迹的优化方法及装置
Ma et al. Safety flight envelope calculation and protection control of UAV based on disturbance observer
CN114265433A (zh) 满足大横程机动的横向制导方法和系统

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant