CN114184094A - 运载火箭返回体水平位置控制方法 - Google Patents

运载火箭返回体水平位置控制方法 Download PDF

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Abstract

本申请涉及一种运载火箭返回体水平位置控制方法，包括以下步骤：在一子级进入着陆段前，依据标准弹道插值于落点坐标系下的水平方向位置Xfscx、Zfscx和水平方向速度Vxfscx、Vzfscx；对火箭导航系统测量输出的水平方向位置Xfs、Zfs和水平方向速度Vxfs、Vzfs进行滤波处理；利用滤波处理后的测量信息Xfslb、Zfslb、Vxfslb、Vzfslb计算水平方向控制的加速度指令；依据一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az计算火箭的姿态角控制指令；利用获得的俯仰姿态角指令
Figure DDA0003386528980000011
和偏航姿态角指令ψcx，按照姿态控制方法控制一子级飞行，直至一子级发动机着陆关机。本申请具有以下可预期的技术效果：控制指令计算量较小，制导回路稳定性和工程应用价值均比较高。

Description

运载火箭返回体水平位置控制方法
技术领域
本申请涉及液体运载火箭回收技术领域，尤其是涉及一种运载火箭返回体水平位置控制方法。
背景技术
随着商业航天的快速发展，商业运载火箭发射次数越来越多，对运载火箭的发射成本提出了加高要求。
液体运载火箭回收技术成为了目前主要应用方向之一，将火箭的一子级作为回收体，通过火箭的一子级回收并多次使用，可有效降低运载火箭的发射成本，促进航天产业及其相关产业的快速发展。一般液体运载火箭回收主要是火箭的一子级回收。一子级在与火箭其他子级分离后，首先进入滑行段，利用惯性滑行并适时开启发动机进行减速；进入大气层后进入气动减速段，利用气动阻力减速；当进入亚音速后进入着陆段，开启发动机进行减速和高精度水平方向位置控制。
液体运载火箭回收技术需要重点解决着陆前落点精确控制技术，目前国内的火箭着陆前的水平方向位置控制方法，控制指令计算量较大，制导回路稳定性比较低，工程应用价值也比较低，故而有待改进。
发明内容
为了改善常见火箭着陆前的水平方向位置控制方法存在控制指令计算量较大、制导回路稳定性比较低、工程应用价值比较低等问题，本申请提供一种运载火箭返回体水平位置控制方法。
本申请提供一种运载火箭返回体水平位置控制方法，采用如下的技术方案：
一种运载火箭返回体水平位置控制方法，包括以下步骤：
步骤一，在火箭的一子级进入着陆段前，依据标准弹道插值于落点坐标系下的水平方向位置Xfscx、Zfscx和水平方向速度Vxfscx、Vzfscx，落点坐标系的原点在火箭发射前规划的落点上，落点坐标系的坐标轴与发射坐标系的坐标轴平行；
步骤二，对火箭导航系统测量输出的水平方向位置Xfs、Zfs和水平方向速度Vxfs、Vzfs进行滤波处理，滤波后的值分别为Xfslb、Zfslb、Vxfslb、Vzfslb；
步骤三，利用滤波处理后的测量信息Xfslb、Zfslb、Vxfslb、Vzfslb计算水平方向控制的加速度指令，其中火箭的一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az的计算公式如下：
Figure BDA0003386528960000021
Figure BDA0003386528960000022
式中，ζn为制导回路的标称阻尼，ωn为制导回路的标称频率；
步骤四，依据火箭的一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az计算火箭的姿态角控制指令，火箭的一子级的俯仰姿态角指令
Figure BDA0003386528960000023
和偏航姿态角指令ψcx计算公式如下：
Figure BDA0003386528960000024
Figure BDA0003386528960000025
上式计算的结果单位为弧度，其中g为重力加速度，nx为火箭导航系统测量输出的质心处轴向加速度的滤波值；
步骤五，利用获得的俯仰姿态角指令
Figure BDA0003386528960000031
和偏航姿态角指令ψcx，按照姿态控制方法控制火箭的一子级飞行，直至火箭的一子级发动机着陆关机。
进一步地，在步骤一中，插值用的标准弹道为：火箭发射前规划的一子级标准弹道，或者，在气动减速段依据实时位置和速度规划重构的弹道。
进一步地，在步骤一中，插值时的自变量为：剩余飞行时间Tgo或者落点坐标系下的高度HLD。
进一步地，在步骤二中，滤波处理用的滤波器为：依据弹性设计的陷波滤波器，或者，依据弹性设计的低通滤波器。
进一步地，火箭的一子级飞行时间不少于15秒，在步骤三中，ζn取值为1-2之间，ωn不大于姿态控制回路带宽的0.5倍。
进一步地，在步骤三中，依据不同的剩余飞行时间Tgo，选取不同的ωn，ωn随着时间逐步增大，在保证制导回路鲁棒性的前提下提高着陆位置精度。
进一步地，在步骤四中，火箭导航系统测量输出的质心处轴向加速度滤波处理用的滤波器为：依据弹性设计的陷波滤波器，或者，依据弹性设计的低通滤波器，或者，弹性设计的惯性滤波器。
进一步地，在步骤四中，将火箭火箭导航系统测量输出法向过载信息ny和nz引入姿态角控制指令计算，由于火箭着陆要求俯仰姿态角为90°，火箭的一子级的俯仰姿态角指令
Figure BDA0003386528960000032
和偏航姿态角指令ψcx计算公式简化后如下：
Figure BDA0003386528960000033
Figure BDA0003386528960000034
进一步地，在步骤五中，在火箭的一子级发动机关机前Tg1时刻，Tg1的选取不小于姿态控制回路上升时间的3倍，火箭的一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az的计算公式如下：
ay＝2ζnωnVxfslb-Vxfscx
az＝-2ζnωnVzfslb+Vzfscx。
进一步地，在步骤五中，在火箭的一子级发动机关机前Tg2时刻，俯仰姿态角指令
Figure BDA0003386528960000041
为90°和偏航姿态角指令ψcx为0°，Tg2的选取不小于姿态控制回路上升时间的2-3倍。
综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：
1.有效解决火箭着陆前的水平方向位置控制困难的问题，控制指令计算量较小，制导回路稳定性和工程应用价值均比较高；
2.火箭弹性对导航系统测量的影响较小，火箭的抗风能力明显提升，火箭的一子级落地后不易倾倒，着陆速度较低，着陆姿态角误差较低，有利于火箭的安全着陆和回收。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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是本申请实施例的运载火箭返回体水平位置控制方法的流程示意图。
具体实施方式
为了使本申请所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。
需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“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”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
以下结合附图1对本申请作进一步详细说明。
本申请实施例公开一种运载火箭返回体水平位置控制方法。参照图1，运载火箭返回体水平位置控制方法，包括以下步骤：
步骤一，在火箭的一子级进入着陆段前，依据标准弹道插值于落点坐标系下的水平方向位置Xfscx、Zfscx和水平方向速度Vxfscx、Vzfscx，落点坐标系的原点在火箭发射前规划的落点上，落点坐标系的坐标轴与发射坐标系的坐标轴平行。
插值用的标准弹道为：火箭发射前规划的一子级标准弹道，在其他实施例中，插值用的标准弹道还可以为：在气动减速段依据实时位置和速度规划重构的弹道；插值时的自变量为：剩余飞行时间Tgo，在其他实施例中，插值时的自变量还可以为：落点坐标系下的高度HLD。
步骤二，对火箭导航系统测量输出的水平方向位置Xfs、Zfs和水平方向速度Vxfs、Vzfs进行滤波处理，以消除火箭弹性对导航系统测量的影响，滤波后的值分别为Xfslb、Zfslb、Vxfslb、Vzfslb，滤波处理用的滤波器为：依据弹性设计的陷波滤波器，在其他实施例中，滤波处理用的滤波器还可以为：依据弹性设计的低通滤波器。
利用滤波处理后的测量信息Xfslb、Zfslb、Vxfslb、Vzfslb计算水平方向控制的加速度指令，其中火箭的一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az的计算公式如下：
Figure BDA0003386528960000062
Figure BDA0003386528960000063
式中，ζn为制导回路的标称阻尼，ωn为制导回路的标称频率。
火箭的一子级飞行时间不少于15秒，对制导回路带宽要求不高，为降低控制过程中指令的振荡，ζn取值为1-2之间，ωn不大于姿态控制回路带宽的0.5倍，具体优化值依据火箭的气动性能仿真确认。
依据不同的剩余飞行时间Tgo，选取不同的ωn，ωn随着时间逐步增大，在保证制导回路鲁棒性的前提下提高着陆位置精度。
步骤四，依据火箭的一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az计算火箭的姿态角控制指令，火箭的一子级的俯仰姿态角指令
Figure BDA0003386528960000061
和偏航姿态角指令ψcx计算公式如下：
Figure BDA0003386528960000071
Figure BDA0003386528960000072
上式计算的结果单位为弧度，其中g为重力加速度，nx为火箭导航系统测量输出的质心处轴向加速度的滤波值。
火箭导航系统测量输出的质心处轴向加速度滤波处理用的滤波器为：依据弹性设计的陷波滤波器。在其他实施例中，滤波器还可以为：依据弹性设计的低通滤波器，或者，弹性设计的惯性滤波器。
为提高火箭的抗风能力，将火箭火箭导航系统测量输出法向过载信息ny和nz引入姿态角控制指令计算，由于火箭着陆要求俯仰姿态角为90°，火箭的一子级的俯仰姿态角指令
Figure BDA0003386528960000073
和偏航姿态角指令ψcx计算公式简化后如下：
Figure BDA0003386528960000074
Figure BDA0003386528960000075
步骤五，利用获得的俯仰姿态角指令
Figure BDA0003386528960000076
和偏航姿态角指令ψcx，按照姿态控制方法控制火箭的一子级飞行，直至火箭的一子级发动机着陆关机。
为防止火箭的一子级落地后倾倒，降低着陆速度，在火箭的一子级发动机关机前Tg1时刻，Tg1的选取不小于姿态控制回路上升时间的3倍，具体值可以依据不同弹道仿真确认，火箭的一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az的计算公式如下：
ay＝2ζnωnVxfslb-Vxfscx
az＝-2ζnωnVzfslb+Vzfscx。
为防止火箭的一子级落地后倾倒，降低着陆姿态角误差，在火箭的一子级发动机关机前Tg2时刻，俯仰姿态角指令
Figure BDA0003386528960000081
为90°和偏航姿态角指令ψcx为0°，Tg2的选取不小于姿态控制回路上升时间的2-3倍，具体值可以依据不同弹道仿真确认。
本申请实施例一种运载火箭返回体水平位置控制方法的实施原理为：有效解决火箭着陆前的水平方向位置控制困难的问题，控制指令计算量较小，制导回路稳定性和工程应用价值均比较高；火箭弹性对导航系统测量的影响较小，火箭的抗风能力明显提升，火箭的一子级落地后不易倾倒，着陆速度较低，着陆姿态角误差较低，有利于火箭的安全着陆和回收。
以上所述仅为本申请的较佳实施例而已，并不用以限制本申请，凡在申请的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种运载火箭返回体水平位置控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，在火箭的一子级进入着陆段前，依据标准弹道插值于落点坐标系下的水平方向位置Xfscx、Zfscx和水平方向速度Vxfscx、Vzfscx，落点坐标系的原点在火箭发射前规划的落点上，落点坐标系的坐标轴与发射坐标系的坐标轴平行；
步骤二，对火箭导航系统测量输出的水平方向位置Xfs、Zfs和水平方向速度Vxfs、Vzfs进行滤波处理，滤波后的值分别为Xfslb、Zfslb、Vxfslb、Vzfslb；
步骤三，利用滤波处理后的测量信息Xfslb、Zfslb、Vxfslb、Vzfslb计算水平方向控制的加速度指令，其中火箭的一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az的计算公式如下：
Figure FDA0003386528950000011
Figure FDA0003386528950000012
式中，ζn为制导回路的标称阻尼，ωn为制导回路的标称频率；
步骤四，依据火箭的一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az计算火箭的姿态角控制指令，火箭的一子级的俯仰姿态角指令
Figure FDA0003386528950000015
和偏航姿态角指令ψcx计算公式如下：
Figure FDA0003386528950000013
Figure FDA0003386528950000014
上式计算的结果单位为弧度，其中g为重力加速度，nx为火箭导航系统测量输出的质心处轴向加速度的滤波值；
步骤五，利用获得的俯仰姿态角指令
Figure FDA0003386528950000021
和偏航姿态角指令ψcx，按照姿态控制方法控制火箭的一子级飞行，直至火箭的一子级发动机着陆关机。
2.根据权利要求1所述的运载火箭返回体水平位置控制方法，其特征在于：在步骤一中，插值用的标准弹道为：火箭发射前规划的一子级标准弹道，或者，在气动减速段依据实时位置和速度规划重构的弹道。
3.根据权利要求1所述的运载火箭返回体水平位置控制方法，其特征在于：在步骤一中，插值时的自变量为：剩余飞行时间Tgo或者落点坐标系下的高度HLD。
4.根据权利要求1所述的运载火箭返回体水平位置控制方法，其特征在于：在步骤二中，滤波处理用的滤波器为：依据弹性设计的陷波滤波器，或者，依据弹性设计的低通滤波器。
5.根据权利要求1所述的运载火箭返回体水平位置控制方法，其特征在于：火箭的一子级飞行时间不少于15秒，在步骤三中，ζn取值为1-2之间，ωn不大于姿态控制回路带宽的0.5倍。
6.根据权利要求5所述的运载火箭返回体水平位置控制方法，其特征在于：在步骤三中，依据不同的剩余飞行时间Tgo，选取不同的ωn，ωn随着时间逐步增大，在保证制导回路鲁棒性的前提下提高着陆位置精度。
7.根据权利要求1所述的运载火箭返回体水平位置控制方法，其特征在于：在步骤四中，火箭导航系统测量输出的质心处轴向加速度滤波处理用的滤波器为：依据弹性设计的陷波滤波器，或者，依据弹性设计的低通滤波器，或者，弹性设计的惯性滤波器。
8.根据权利要求1所述的运载火箭返回体水平位置控制方法，其特征在于：在步骤四中，将火箭火箭导航系统测量输出法向过载信息ny和nz引入姿态角控制指令计算，由于火箭着陆要求俯仰姿态角为90°，火箭的一子级的俯仰姿态角指令
Figure FDA0003386528950000031
和偏航姿态角指令ψcx计算公式简化后如下：
Figure FDA0003386528950000032
Figure FDA0003386528950000033
9.根据权利要求1所述的运载火箭返回体水平位置控制方法，其特征在于：在步骤五中，在火箭的一子级发动机关机前Tg1时刻，Tg1的选取不小于姿态控制回路上升时间的3倍，火箭的一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az的计算公式如下：
ay＝2ζnωnVxfslb-Vxfscx
az＝-2ζnωnVzfslb+Vzfscx。
10.根据权利要求9所述的运载火箭返回体水平位置控制方法，其特征在于：在步骤五中，在火箭的一子级发动机关机前Tg2时刻，俯仰姿态角指令
Figure FDA0003386528950000034
为90°和偏航姿态角指令ψcx为0°，Tg2的选取不小于姿态控制回路上升时间的2-3倍。
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