CN114413690B - 一种用于火箭一子级落区控制的修正系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于火箭一子级落区控制的修正系统及方法，系统包括阻力修正装置和控制装置，阻力修正装置设置于火箭一子级头部，包括沿火箭一子级自身周向排列的多个阻力片，阻力片远离火箭一子级头部的一端为固定端，沿着固定端到自由端方向与火箭一子级本体轴线之间形成夹角θ，阻力修正装置通过调整θ产生法向控制力和增阻，使得箭体姿态达到自稳定；控制装置设置于火箭一子级本体内用于控制阻力修正装置所安装阻力片与火箭一子级本体轴线之间的夹角θ。实时信息采集系统采集所述火箭一子级的实时飞行参数，并发送至控制装置，控制火箭一子级飞行至预定高度后张开阻力修正装置。本发明具有精度高、稳定性强、成本低、系统简单的优点。

Description

一种用于火箭一子级落区控制的修正系统及方法

技术领域

本发明涉及火箭回收技术领域，特别是一种用于火箭一子级落区控制的修正系统及方法。

背景技术

目前火箭等航天飞行器大都是一次性使用，成本居高不下，发射周期长，实现飞行器回收是解决成本高、周期长的必然途径。目前实现飞行器回收主要有以下几种方式：

一种是采用群伞回收的方式，例如专利1(一种用于飞行器回收的降落伞系统、降落回收方法，CN201910913118.6)和专利2(一种用于一级箭体回收的伞降式回收系统及液体火箭，CN202010142356.4)提出的方法就是此类方式，通过将群伞安装于助推器头部，以尾部朝下的垂直姿态溅落水上。这种方法在美国哥伦比亚号航天飞机固体助推器的回收上被成功利用，但是伞降式回收着陆精度较差，受风场影响因素较大，稳定性弱，很难实现小区域定点着陆。

另一种是采用舵机+发动机的落区控制方案，例如专利3(一种电动火箭发动机系统，CN201922094994.9)和专利4(一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，CN201920051799.5)提出的此类落区控制方法，在靠近地面时箭体底部发动机多次点火，通过火箭动力实现转向调姿、改变推力，从而实现降落与定点着陆，经过清理、维修与测试后即可重复使用。此种重复使用模式是火箭动力多次启动+垂直着陆，这种方法需要运载火箭一子级在分离时，保留一定量的推进剂，用以返回地面过程中发动机点火减速，从而造成了运载火箭动力和运载能力的损失，对于垂直返回原场地，动力损失幅度达到40％以上，对于不返回原场地，动力损失幅度也能达到20％以上。这种方法依赖于发动机技术的发展，技术难度大，成本高。

发明内容

本发明的目的在于提供一种精度高、稳定性强、成本低、系统简单的用于火箭一子级落区控制的修正系统及方法。

实现本发明目的通过以下技术方案实现：一种用于火箭一子级落区控制的修正系统，包括阻力修正装置和控制装置，其中：

所述阻力修正装置，设置于火箭一子级头部，并且距离级间段前端面的距离b为0.7～1米；阻力修正装置包括多个阻力片，这些阻力片沿火箭一子级自身周向排列，阻力片远离火箭一子级头部的一端为固定端、另一端为自由端，阻力片沿着固定端到自由端方向与火箭一子级本体轴线之间形成夹角θ，0≤θ≤45°，阻力修正装置通过调整夹角θ产生法向控制力和增阻，使得箭体姿态达到自稳定；

所述控制装置，设置于火箭一子级本体内，并且与所述的阻力修正装置电连接，用于控制阻力修正装置所安装阻力片与火箭一子级本体轴线之间的夹角θ。

进一步地，所述阻力修正装置包括舱体、阻力片、推力圆盘、直线轴承、丝杆螺母刷、支撑柱、丝杆、轴承、第一支撑圆盘、第二支撑圆盘、电机法兰、伺服电机、联轴器、阻力片销轴；

舱体采用圆筒型铝合金制成，用于安装阻力片；阻力片采用圆弧状铝合金制成，通过阻力片销轴与舱体连接，阻力片可绕阻力片销轴旋转，用于提供飞行阻力；推力圆盘采用盘状铝合金制成，通过直线轴承、丝杆螺母刷、支撑柱与丝杆相连，推力圆盘在直线轴承的带动下沿丝杆上下运动，推动阻力片绕阻力片销轴旋转，实现阻力片展开与收拢；第一支撑圆盘采用盘状铝合金制成，通过丝杆螺母刷固定丝杆；第二支撑圆盘采用盘状铝合金制成，通过电机法兰、轴承将伺服电机进行固定；联轴器将伺服电机和丝杆相连，伺服电机旋转运动通过丝杆转换为推力圆盘的直线运动。

进一步地，所述阻力修正装置的阻力片采用双层八片式，每一层设有八片顺次连接的阻力片，在舱体四周各开出一90°T型限位槽，防止阻力片展开时超出限位孔位置；阻力片与阻力片相互连接，自由度被完全约束，机构得以锁定；所述限位孔的数量为2个，第一限位孔用于合拢时避免阻力片弹开，第二限位孔用于展开到最大位置时避免由于气动干扰使得阻力片合拢或收缩；

控制信号触发后，第一限位孔的阻力片销轴拔出，阻力片在运载火箭一子级控制驱动指令作用下开始动作并带动所有阻力片协同展开，当机构工作到最大展开位置时，位于箭体上第二限位孔的阻力片销轴弹出，锁定阻力片，同时各阻力片展开到所需位置，机构锁定，动作结束。

进一步地，当火箭一子级飞行至指定高度后，伺服电机与丝杆传动使推力圆盘在垂直方向以设定速度运动，带动阻力片销轴在推力圆盘预留槽中水平运动，阻力片展开；当阻力片展开至最大角度时，阻力片销轴脱离推力圆盘预留槽，阻力片完成展开。

进一步地，火箭一子级本体直径d为3-4米，阻力修正装置距离级间段前端面的距离b为0.7～1米，阻力片展开角度即夹角θ为45°时，阻力片自由端所形成的圆周直径a，取值范围为5-6米。

进一步地，所述火箭一子级还安装有实时信息采集系统，采用GPS元件，安装于火箭质心位置，用于采集所述火箭一子级的实时飞行参数，包括高度信息；

所述控制装置，与所述实时信息采集系统连接，用于处理实时飞行参数，判断火箭是否飞行至预定高度，并控制所述火箭一子级飞行至预定高度后张开阻力修正装置。

一种用于火箭一子级落区控制的修正方法，基于所述的用于火箭一子级落区控制的修正系统，步骤如下：

步骤1、在火箭一子级头部且距离级间段前端面b米处设置阻力修正装置，火箭一子级本体内设置控制装置、实时信息采集系统；

步骤2、实时信息采集系统采用GPS元件，安装于火箭质心位置，采集所述火箭一子级的实时飞行参数，包括高度信息，并发送至控制装置；

步骤3、控制装置处理实时飞行参数，判断火箭的飞行高度，并控制火箭一子级飞行至预定高度后张开阻力修正装置。

本发明与现有技术相比，其显著优点为：(1)在原运载火箭一子级上加装简易阻力修正装置与控制装置，包括舱体、阻力修正、轴承、电机、销轴，改装简单易行且能够精确控制子级落点，实现了系统简单、成本优化的目标，提高了落区控制的效益；(2)极大缩小了运载火箭一子级残骸落点范围，具备一子级残骸高可靠、低成本落点控制的能力，同时为运载火箭主动飞行段提供更多的落区选择，并推动落区控制的工程应用以及未来重复使用运载器精确返回关键技术工程应用推动。

附图说明

图1是带阻力修正装置的一子级返回段气动外形示意图。

图2是阻力修正装置外形尺寸定义示意图。

图3是阻力修正装置展开流程图。

图4是带阻力修正装置的结构示意图，其中(a)是剖视图，(b)是立体图。

图5是不同展开角度的阻力修正装置方案气动外形示意图。

图6是阻力修正装置不同展开角度下一子级返回段与阻力修正装置展开前压心系数对比图。

具体实施方式

本发明用于火箭一子级落区控制的修正系统，包括阻力修正装置和控制装置，其中：

所述阻力修正装置，设置于火箭一子级头部，并且距离级间段前端面的距离b为0.7～1米；阻力修正装置包括多个阻力片，这些阻力片沿火箭一子级自身周向排列，阻力片远离火箭一子级头部的一端为固定端、另一端为自由端，阻力片沿着固定端到自由端方向与火箭一子级本体轴线之间形成夹角θ，0≤θ≤45°，阻力修正装置通过调整夹角θ产生法向控制力和增阻，使得箭体姿态达到自稳定；

所述控制装置，设置于火箭一子级本体内，并且与所述的阻力修正装置电连接，用于控制阻力修正装置所安装阻力片与火箭一子级本体轴线之间的夹角θ。

作为一种具体实施例，所述阻力修正装置包括舱体1、阻力片2、推力圆盘3、直线轴承4、丝杆螺母刷5、支撑柱6、丝杆7、轴承8、第一支撑圆盘9、第二支撑圆盘10、电机法兰11、伺服电机12、联轴器13、阻力片销轴14；

舱体1采用圆筒型铝合金制成，用于安装阻力片2；阻力片2采用圆弧状铝合金制成，通过阻力片销轴14与舱体1连接，阻力片2可绕阻力片销轴14旋转，用于提供飞行阻力；推力圆盘3采用盘状铝合金制成，通过直线轴承4、丝杆螺母刷5、支撑柱6与丝杆7相连，推力圆盘3在直线轴承4的带动下沿丝杆7上下运动，推动阻力片2绕阻力片销轴14旋转，实现阻力片2展开与收拢；第一支撑圆盘9采用盘状铝合金制成，通过丝杆螺母刷5固定丝杆7；第二支撑圆盘10采用盘状铝合金制成，通过电机法兰11、轴承8将伺服电机12进行固定；联轴器13将伺服电机12和丝杆7相连，伺服电机12旋转运动通过丝杆7转换为推力圆盘3的直线运动。

作为一种具体实施例，所述阻力修正装置的阻力片采用双层八片式，每一层设有八片顺次连接的阻力片，在舱体四周各开出一90°T型限位槽，防止阻力片展开时超出限位孔位置；阻力片与阻力片相互连接，自由度被完全约束，机构得以锁定；所述限位孔的数量为2个，第一限位孔用于合拢时避免阻力片弹开，第二限位孔用于展开到最大位置时避免由于气动干扰使得阻力片合拢或收缩；

控制信号触发后，第一限位孔的阻力片销轴拔出，阻力片在运载火箭一子级控制驱动指令作用下开始动作并带动所有阻力片协同展开，当机构工作到最大展开位置时，位于箭体上第二限位孔的阻力片销轴弹出，锁定阻力片，同时各阻力片展开到所需位置，机构锁定，动作结束。

作为一种具体实施例，当火箭一子级飞行至指定高度后，伺服电机12与丝杆7传动使推力圆盘3在垂直方向以设定速度运动，带动阻力片销轴14在推力圆盘3预留槽中水平运动，阻力片2展开；当阻力片2展开至最大角度时，阻力片销轴14脱离推力圆盘3预留槽，阻力片2完成展开。

作为一种具体实施例，火箭一子级本体直径d为3-4米，阻力修正装置距离级间段前端面的距离b为0.7～1米，阻力片展开角度即夹角θ为45°时，阻力片自由端所形成的圆周直径a，取值范围为5-6米。

作为一种具体实施例，所述火箭一子级还安装有实时信息采集系统，采用GPS元件，安装于火箭质心位置，用于采集所述火箭一子级的实时飞行参数，包括高度信息；

所述控制装置，与所述实时信息采集系统连接，用于处理实时飞行参数，判断火箭是否飞行至预定高度，并控制所述火箭一子级飞行至预定高度后张开阻力修正装置。

一种用于火箭一子级落区控制的修正方法，基于所述的用于火箭一子级落区控制的修正系统，步骤如下：

步骤1、在火箭一子级头部且距离级间段前端面b米处设置阻力修正装置，火箭一子级本体内设置控制装置、实时信息采集系统；

步骤2、实时信息采集系统采用GPS元件，安装于火箭质心位置，采集所述火箭一子级的实时飞行参数，包括高度信息，并发送至控制装置；

步骤3、控制装置处理实时飞行参数，判断火箭的飞行高度，并控制火箭一子级飞行至预定高度后张开阻力修正装置。

下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步详细说明。

实施例

本实施例从阻力修正装置设计技术及增阻方法设计、气动力计算及气动布局设计对本发明用于火箭一子级落区控制的修正系统及方法进行详细说明。

1、阻力修正装置设计技术及增阻方法设计

一般情况下，兼顾运载火箭一子级的功能，结构布局等，同时考虑到火箭一子级着陆时发动机部分朝上，需要分析阻力修正装置的技术方法。利用建模软件Solidworks，设计了基本的阻力修正装置，同时结合一维射程修正机构设计的基本原则，进行了结构优化设计，最终形成的阻力修正装置如图1～图4所示。在这种结构下，电机控制下的旋转运动通过丝杆转换为推力盘的直线运动，推力盘带动多个例如8个阻力片绕阻力片轴同时旋转，该机构可保证阻力片展开的一致性。一方面使得其对气动力的影响大，另一方面可将阻力修正装置设置得较小。阻力修正装置外露高度越大，增阻效果越强，结构设计和实现越困难，因此需在气动力分析和计算的基础上，选取适当的结构参数，以寻求良好的结构匹配。

2、气动力计算及气动布局设计

采用阻力修正装置的一维修正思路是在原一子级的头部增加阻力修正装置，进而可对速度进行控制，并增加一子级的稳定性。因此其气动力计算包括阻力修正装置未展开前的气动力计算和阻力修正装置展开后的气动力计算。利用FLUENT仿真软件对弹丸加装修正机构前后的绕流流场进行数值模拟，选用Gambit作为前处理器进行阻力修正装置模型的创建和网格划分，将划分好的网格文件(mesh文件)导入FLUENT中，选择合适的求解器，设置仿真条件并完成仿真，生成计算报告。本部分的研究需给出阻力修正装置的形状、气动布局、开启时间等参数对增阻效果的分析和影响，优化布局方案。

3、本发明的技术方案和设计思路

在原有的火箭一子级距离级间段前端面不远处安装简易阻力修正装置。在实际的回收任务中，通过张开阻力修正装置进行速度控制，并增加一子级的稳定性。

本发明一种用于火箭子级回收的简易阻力修正装置，包括舱体、阻力片、推力圆盘、直线轴承、丝杆螺母刷、支撑柱、丝杆、轴承、支撑圆盘、电极法兰、伺服电机、联轴器、阻力片销轴。阻力修正装置前缘安装在距离级间段前端面不远处，在实际飞行任务中，根据任务需求，运载火箭携带不同的有效载荷从地面垂直起飞发射，第一子级在火箭加速到理想的速度和高度，释放上面级之后，进行无动力飞行。由于惯性，一子级飞行高度继续抬升，进入高空平抛段，空气稀薄，安装在级间舱上的阻力修正装置展开；到达最高点后，一子级继续飞行做抛物线下落运动，随着空气密度的增加，动压不断增加，由于增加阻力修正装置后的一子级箭体为静稳定气动构型，因此箭体姿态将进入自稳定阶段，即发动机朝前(向下)飞行；随着高度不断下降，箭体姿态趋于稳定。

对于所述的简易阻力修正装置，带阻力修正装置的一子级返回段气动外形如图1所示。本发明设计的阻力修正装置外形尺寸定义如图2、图4、表1所示，阻力片外轮廓直径为a米，阻力修正装置与箭体轴线之间最大夹角为45°，考虑阻力修正装置可以折叠和收拢于箭体表面，与箭体轴线之间形成0～45°夹角，阻力修正装置前缘距离级间段前端面为b米。

表1阻力修正装置部件列表

序号	零件名称	材料	序号	零件名称	材料
						1	舱体	6061铝合金	8	轴承	采购件
2	阻力片	7075铝合金	9	支撑圆盘1	6061铝合金
						3	推力圆盘	6061铝合金	10	支撑圆盘2	6061铝合金
4	直线轴承	采购件	11	电机法兰	6061铝合金
						5	丝杆螺母刷	采购件	12	60伺服电机	采购件
6	支撑柱	304不锈钢	13	联轴器	采购件
						7	丝杆	采购件	14	阻力片销轴	304不锈钢

结合图3，本发明用于火箭一子级落区控制的修正方法，步骤如下：

步骤1、在火箭一子级头部且距离级间段前端面b米处设置阻力修正装置，火箭一子级本体内设置控制装置、实时信息采集系统；

步骤2、实时信息采集系统采用GPS元件，安装于火箭质心位置，用于采集所述火箭一子级的实时飞行参数，主要为高度信息，并发送至控制装置；

步骤3、控制装置处理实时飞行参数，判断火箭的飞行高度，并控制所述火箭一子级飞行至预定高度后张开阻力修正装置。

4、不同展开角度下的一子级返回气动特性参数及结论

(1)不同展开角度的阻力修正装置所对应一子级返回段方案气动外形见图5所示。

本发明中一子级返回是发动机朝前飞行，发动机段气动外形为复杂的顿头体，气动分离非常严重，本发明对比仿真计算了多种湍流模型，最终确定了对细长体外形计算适应性强的3方程kkw湍流模型作为进行最终仿真计算，它的仿真结果与类似外形风洞试验结果最为接近，偏差较小。

计算工况主要分为阻力修正装置展开角度为45°、30°和15°三种状态的一子级返回段，攻角计算范围为4°、8°、10°、15°、30°，马赫数计算范围为0.6-7.0。

阻力修正装置展开角度为45°、30°和15°三种状态的一子级返回段与阻力修正装置展开前基本状态的气动系数对比情况，如图6所示，图中给出了压心系数在阻力修正装置展开前后的对比情况。

对比阻力修正装置展开不同角度状态的一子级返回段气动系数和流场结构发现，在相同工况下，带阻力修正装置展开方案的一子级返回段的轴向力系数要明显高于阻力修正装置展开前基本状态，整体法向力系数较基本状态略有增加，而压心系数较阻力修正装置展开前状态呈现前移趋势。

(2)通过给出阻力修正装置在不同展开角度下的一子级返回气动特性参数，得到了以下结论：

S01.依据总体方案，给出了阻力修正装置的气动外形参数和在箭上的安装位置；

S02.阻力修正方案对一子级返回段的增阻效果显著，尤其是在跨声速范围内，在阻力修正装置展开45°时整体阻力系数较阻力修正装置展开前基本状态提近1倍，在阻力修正装置展开30°时整体阻力系数提升近1/2，在阻力修正装置展开15°时整体阻力系数提升近1/4。

S03.阻力修正方案对一子级返回段在跨声速段压心变化影响较小，在整个宽速域范围(Ma＝0.6～7.0)内压心系数较阻力修正装置展开前基本状态呈现前移趋势。

(3)针对火箭一子级+阻力修正装置方案进行了相关弹道分析，相关分析结论如下：

阻力修正装置起到稳定姿态，增加轴向阻力的效果，通过阻力修正装置的伸缩可以进行速度的调节，标准状态下，火箭子级的落点要比无阻力修正装置的落点近(纵向距离小)。

在此基础上，以某火箭一子级为例，开展了标准情况下的阻力修正装置在不同张开角度条件下的数字仿真，由仿真结果看出，在标准状态下，火箭一子级的姿态角、攻角、侧滑角均有大幅高频震荡。加装阻力修正装置后，在一定时间段内具备一定的静稳定度，虽然攻角、侧滑角等依旧变化剧烈，但最终均能收敛。

Claims (5)

1.一种用于火箭一子级落区控制的修正系统，其特征在于，包括阻力修正装置和控制装置，其中：

所述阻力修正装置，设置于火箭一子级头部，并且距离级间段前端面的距离b为0.7～1米；阻力修正装置包括多个阻力片，这些阻力片沿火箭一子级自身周向排列，阻力片远离火箭一子级头部的一端为固定端、另一端为自由端，阻力片沿着固定端到自由端方向与火箭一子级本体轴线之间形成夹角θ，0≤θ≤45°，阻力修正装置通过调整夹角θ产生法向控制力和增阻，使得箭体姿态达到自稳定；

所述控制装置，设置于火箭一子级本体内，并且与所述的阻力修正装置电连接，用于控制阻力修正装置所安装阻力片与火箭一子级本体轴线之间的夹角θ；

所述阻力修正装置包括舱体(1)、阻力片(2)、推力圆盘(3)、直线轴承(4)、丝杆螺母刷(5)、支撑柱(6)、丝杆(7)、轴承(8)、第一支撑圆盘(9)、第二支撑圆盘(10)、电机法兰(11)、伺服电机(12)、联轴器(13)、阻力片销轴(14)；

舱体(1)采用圆筒型铝合金制成，用于安装阻力片(2)；阻力片(2)采用圆弧状铝合金制成，通过阻力片销轴(14)与舱体(1)连接，阻力片(2)可绕阻力片销轴(14)旋转，用于提供飞行阻力；推力圆盘(3)采用盘状铝合金制成，通过直线轴承(4)、丝杆螺母刷(5)、支撑柱(6)与丝杆(7)相连，推力圆盘(3)在直线轴承(4)的带动下沿丝杆(7)上下运动，推动阻力片(2)绕阻力片销轴(14)旋转，实现阻力片(2)展开与收拢；第一支撑圆盘(9)采用盘状铝合金制成，通过丝杆螺母刷(5)固定丝杆(7)；第二支撑圆盘(10)采用盘状铝合金制成，通过电机法兰(11)、轴承(8)将伺服电机(12)进行固定；联轴器(13)将伺服电机(12)和丝杆(7)相连，伺服电机(12)旋转运动通过丝杆(7)转换为推力圆盘(3)的直线运动；

所述阻力修正装置的阻力片(2)采用双层八片式，每一层设有八片顺次连接的阻力片，在舱体四周各开出一90°T型限位槽，防止阻力片展开时超出限位孔位置；阻力片与阻力片相互连接，自由度被完全约束，机构得以锁定；所述限位孔的数量为2个，第一限位孔用于合拢时避免阻力片弹开，第二限位孔用于展开到最大位置时避免由于气动干扰使得阻力片合拢或收缩；

控制信号触发后，第一限位孔的阻力片销轴拔出，阻力片在运载火箭一子级控制驱动指令作用下开始动作并带动所有阻力片协同展开，当机构工作到最大展开位置时，位于箭体上第二限位孔的阻力片销轴弹出，锁定阻力片，同时各阻力片展开到所需位置，机构锁定，动作结束。

2.根据权利要求1所述的用于火箭一子级落区控制的修正系统，其特征在于，当火箭一子级飞行至指定高度后，伺服电机(12)与丝杆(7)传动使推力圆盘(3)在垂直方向以设定速度运动，带动阻力片销轴(14)在推力圆盘(3)预留槽中水平运动，阻力片(2)展开；当阻力片(2)展开至最大角度时，阻力片销轴(14)脱离推力圆盘(3)预留槽，阻力片(2)完成展开。

3.根据权利要求1所述的用于火箭一子级落区控制的修正系统，其特征在于，火箭一子级本体直径d为3-4米，阻力修正装置距离级间段前端面的距离b为0.7～1米，阻力片展开角度即夹角θ为45°时，阻力片自由端所形成的圆周直径a，取值范围为5-6米。

4.根据权利要求1所述的用于火箭一子级落区控制的修正系统，其特征在于，所述火箭一子级还安装有实时信息采集系统，采用GPS元件，安装于火箭质心位置，用于采集所述火箭一子级的实时飞行参数，包括高度信息；

所述控制装置，与所述实时信息采集系统连接，用于处理实时飞行参数，判断火箭是否飞行至预定高度，并控制所述火箭一子级飞行至预定高度后张开阻力修正装置。

5.一种用于火箭一子级落区控制的修正方法，其特征在于，基于权利要求1～4任一项所述的用于火箭一子级落区控制的修正系统，步骤如下：

步骤1、在火箭一子级头部且距离级间段前端面b米处设置阻力修正装置，火箭一子级本体内设置控制装置、实时信息采集系统；

步骤2、实时信息采集系统采用GPS元件，安装于火箭质心位置，采集所述火箭一子级的实时飞行参数，包括高度信息，并发送至控制装置；

步骤3、控制装置处理实时飞行参数，判断火箭的飞行高度，并控制火箭一子级飞行至预定高度后张开阻力修正装置。