CN114442484A - 一种火箭的设计和控制方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及火箭技术领域，尤其涉及一种火箭的设计和控制方法及装置，该火箭包括箭体和着陆机构，在火箭着陆时，着陆机构与地面接触的位置为足垫，该方法包括：预设多组火箭的结构特征参数值；基于多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型；对多个火箭实体模型预设控制参数，并对每个火箭实体模型基于控制参数进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值；基于该目标特征参数值，对火箭进行设计，并基于目标控制参数值，对火箭进行控制，进而采用多体动力学仿真，对所构建的火箭实体模型进行仿真，以获得着陆稳定的火箭实体模型的结构特征参数值以及控制参数值，确保火箭稳定着陆。
Description
技术领域
本发明涉及火箭技术领域，尤其涉及一种火箭的设计和控制方法及装置。
背景技术
有效降低火箭发射成本的途径中，确保火箭的稳定着陆，能够有效提升运载火箭的可重复使用率，这样，也可以大幅提升在火箭发射中进入空间和利用空间的能力。
其中，火箭的着陆支撑腿是可回收运载火箭的关键技术之一，为了确保着陆支撑腿的方案的可靠性，需要对着陆支撑腿进行设计。
因此，如何得到火箭稳定着陆的技术要点是目前亟待解决的技术问题。
发明内容
鉴于上述问题，提出了本发明以便提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的火箭的设计和控制方法及装置。
第一方面，本发明提供了一种火箭的设计和控制方法，所述火箭包括箭体和着陆机构，在火箭着陆时，着陆机构与地面接触的位置为足垫，包括：
预设多组火箭的结构特征参数值；
基于所述多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型；
对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于所述控制参数值进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值；
基于所述目标特征参数值，对火箭进行设计，并基于所述目标控制参数值，对火箭进行控制。
进一步地，所述基于所述多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型，包括：
基于所述多组火箭的结构特征参数值，确定对应每个火箭的设计坐标点；
基于所述设计坐标点，构建火箭实体模型，以此得到多个火箭实体模型。
进一步地，所述对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于所述控制参数值进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值，包括：
对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，获得每个火箭实体模型的稳定性；
基于所述每个火箭实体模型的稳定性，确定目标特征参数值和对应的目标控制参数值。
进一步地，对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，获得每个火箭实体模型的稳定性，包括：
对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，获得每个火箭实体模型着陆时的重心投影坐标和足垫的着陆坐标；
基于所述重心投影坐标和所述足垫的着陆坐标，判断所述重心投影坐标与所述足垫的着陆坐标之间的关系；
基于所述关系，确定每个火箭实体模型的稳定性。
进一步地，所述基于所述关系，确定每个火箭实体模型的稳定性，包括：
在所述重心投影坐标与所述足垫的着陆坐标之间的关系为所述重心投影坐标在所述足垫的着陆坐标连线所围设的范围内时，确定第一目标火箭实体模型具有第一稳定性，所述第一稳定性使得所述第一目标火箭实体模型稳定着陆。
进一步地，所述基于所述关系，确定每个火箭实体模型的稳定性，包括：
在所述重心投影坐标与所述足垫的着陆坐标之间的关系为所述重心投影坐标在足垫的着陆坐标连线所围设的范围内，且位于预设区域内时，确定第二目标火箭实体模型具有第二稳定性，所述第二稳定性使得所述第二目标火箭实体模型处于最佳着陆状态。
进一步地，火箭的结构特征参数包括：箭体半径、箭体长度、回收支腿展开半径以及箭体尾部离地高度；
火箭的控制参数包括：着陆速度、转动角速度、着陆姿态角。
第二方面，本发明还提供了一种火箭的设计和控制装置，所述火箭包括箭体和着陆机构，在火箭着陆时，着陆机构与地面接触的位置为足垫，包括：
预设模块，用于预设多组火箭的结构特征参数值；
构建模块，用于基于所述多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型；
确定模块，用于对每个火箭实体模型预设控制参数，并对每个火箭实体模型基于所述控制参数进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值；
设计和控制模块，用于基于所述目标特征参数值，对火箭进行设计，并基于所述目标控制参数，对火箭进行控制。
第三方面，本发明还提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现上述的方法步骤。
第四方面，本发明还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述方法步骤。
本发明实施例中的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本发明提供了一种火箭的设计和控制方法，该火箭包括箭体和着陆机构，在火箭着陆时，着陆机构与地面接触的位置为足垫，包括：预设多组火箭的结构特征参数值；基于多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型；对多个火箭实体模型预设控制参数，并对每个火箭实体模型基于控制参数进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值；基于该目标特征参数值，对火箭进行设计，并基于目标控制参数值，对火箭进行控制，进而采用多体动力学仿真，对所构建的火箭实体模型进行仿真，以获得着陆稳定的火箭实体模型的结构特征参数值以及控制参数值，确保火箭稳定着陆。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考图形表示相同的部件。在附图中：
图1示出了本发明实施例中火箭的设计和控制方法的步骤流程示意图；
图2示出了本发明实施例中火箭的结构示意图；
图3示出了本发明实施例中火箭实体模型着陆时的重心投影坐标与足垫的着陆坐标的示意图；
图4示出了本发明实施例中火箭的设计和控制装置的结构示意图；
图5示出了本发明实施例中实现火箭的设计和控制方法的计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
实施例一
本发明的实施例提供了一种火箭的设计和控制方法，火箭包括箭体和着陆机构，在火箭着陆时，着陆机构与地面接触的位置为足垫。
如图1所示，该方法包括：
S101，预设多组火箭的结构特征参数值；
S102，基于多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型；
S103，对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值；
S104，基于目标特征参数值，对火箭进行设计，并基于目标控制参数值，对火箭进行控制。
在具体的实施方式中，为了使得火箭能够稳定着陆，对火箭的结构设计有一定的要求，同时对火箭的参数控制也需要一定的要求。下面对能够确保火箭稳定着陆的结构设计和参数控制的选定过程进行详细描述。
在本发明中，首先执行S101，预设多组火箭的结构特征参数值。
该结构特征参数值能够决定火箭的结构。该结构特征参数包括箭体所对应的特征参数和着陆机构所对应的特征参数。
其中，如图2所示，火箭包括：箭体201和着陆机构202，以着陆机构包括四个支撑腿为例，每个支撑腿包括主支腿2021、两个辅支腿2022以及足垫2023，该足垫2023为火箭着陆时与地面的接触点。每个主支腿2021均设置有缓冲器。
箭体所对应的特征参数包括：箭体半径Rj、箭体长度Lj以及箭体尾部的离地高度Hj；着陆机构所对应的特征参数包括：回收支腿展开半径Rz、主支腿离地高度Hz、辅支腿离地高度Hf、辅支腿上支点横向距离Dfs、辅支腿下支点横向距离Dfx、主支腿半径Rzhu、主支腿长度Lzhu、辅支腿半径Rfu、辅支腿长度Lfu、缓冲器长度Lh、缓冲器半径Rh、足垫半径Rzu以及足垫厚度Dzu。当然，还有其他的特征参数，在此不作一一列举，下表为火箭结构参数列举对照表：
按照上述火箭的结构特征参数，分别预设多组火箭的结构特征参数值，具体是为上表中的a1～a16分别预设多个数值。
接着，执行S102，基于多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型，针对每组a1～a16的数值，来构建一个火箭实体模型。
具体地，基于多组火箭的结构特征参数值，确定对应每个火箭的设计坐标点；基于该设计坐标点，构建火箭实体模型，以此得到多个火箭实体模型。
针对一组火箭的结构特征参数值，确定对应的火箭的设计坐标点。
首先，定义地面底部中心为坐标原点，Z轴正向指向飞行方向。将该箭体简化为圆柱体，定义箭体尾部中心点为控制点Point1，该点坐标为(0，0，Hj)同时结合箭体的长度和箭体半径以及着陆机构所对应的特征参数值，即可生成箭体实体模型。
由此，得到每个火箭的设计坐标点，具体如下表所示：
| X | Y | Z | |
| Point-1 | X1 | Y1 | Z1 |
| Point-2 | X2 | Y2 | Z2 |
| Point-3 | X3 | Y3 | Z3 |
| … | … | … | … |
| Point-n | Xn | Yn | Zn |
在得到每个火箭实体的设计坐标点之后，得到每阻火箭实体模型。
接着，执行S103，对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值。
具体地，对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，获得每个火箭实体模型的稳定性；基于每个火箭实体模型的稳定性，确定目标特征参数值和对应的目标控制参数值。
其中，在获得每个火箭实体模型的稳定性时，先对每个火箭实体模型预设控制参数值，该控制参数包括：着陆速度V，转动角速度w，着陆姿态角以及密度ρ等，在此不再详述了。
通过对这些控制参数值进行赋值，得到对应于每个火箭实体模型的控制参数值b1～bn，具体如下表所示：
| 变量名 | 变量符号 | 变量值 |
| 密度 | ρ | b1 |
| 着陆速度 | V | b2 |
| 转动角速度 | ω | b3 |
| 着陆姿态角 | θ | b4 |
| … | … | … |
| 变量名n | DV2n | bn |
在得到每个火箭实体模型的控制参数值之后，对每个火箭实体基于控制参数值进行多体力学仿真。
具体地，通过仿真软件，依次将每个火箭实体模型的控制参数值输入相应的火箭实体模型中，获得每个火箭实体模型的稳定性。
在一种可选的实施方式中，获得每个火箭实体模型的稳定性，包括：
对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，获得每个火箭实体模型着陆时的重心投影坐标和足垫的着陆坐标；基于重心投影坐标和足垫的着陆坐标，判断重心投影坐标与足垫的着陆坐标之间的关系；基于该关系，确定每个火箭实体模型的稳定性。
具体地，根据仿真，得到每个火箭实体模型着陆时的重心投影坐标和足垫的着陆坐标。
如图3所示，以4个支撑腿为例，通过上述的动力学仿真之后，获得该火箭实体模型着陆时的重心投影坐标O以及足垫的着陆坐标，包括足垫1、足垫2、足垫3以及足垫4。通过将足垫1、足垫2、足垫3以及足垫4顺次连线，接着，判断该重心投影坐标O是否位于足垫的着陆坐标连线所围设的范围内。
因此，在重心投影坐标与足垫的着陆坐标之间的关系为重心投影坐标在足垫的着陆坐标连线所围设的范围内时，确定第一目标火箭实体模型具有第一稳定性，该第一稳定性使得第一目标火箭实体模型稳定着陆。
具体地，如图3所示，通过判断各足垫的着陆坐标距离相邻足垫的连线的距离(d1、d2、d3、d4)中最小的距离是否为0，在不为0时，确定该第一目标火箭实体模型具有第一稳定性，该第一稳定性使得第一目标火箭实体模型稳定着陆。
当然，在各足垫的着陆坐标距离相邻足垫的连线的距离中最小的距离为0时，则确定该火箭实体模型不稳定。
在另一种实施方式中，在重心投影坐标与足垫的着陆坐标之间的关系为重心投影坐标在足垫的着陆坐标连线所围设的范围内，且位于预设区域内时，确定第二目标火箭实体模型具有第二稳定性，该第二稳定性使得第二目标火箭实体模型处于最佳着陆状态。
也就是说，在足垫的着陆坐标之间连线所围设的区域内，将该范围缩小，确定为该连线的中心区域，在火箭实体模型的重心投影坐标位于该中心区域内时，确定该第二目标火箭实体模型具有第二稳定性，即该第二稳定性使得第二目标火箭实体模型处于最佳着陆状态。
在获得每个火箭实体模型的稳定性之后，具体是在得到具有第一稳定性的第一目标火箭实体模型，或者具有第二稳定性的第二目标火箭实体模型之后，确定目标特征参数值和对应的目标控制参数值。
对于第一目标火箭实体模型，得到对应的第一目标特征参数值以及对应的第一目标控制参数值，执行S104，基于目标特征参数值，对火箭进行设计，并基于目标控制参数值，对火箭进行控制。
按照第一目标特征参数值设计的火箭以及按照第一目标控制参数值控制该火箭，可以得到着陆稳定的火箭；按照第二目标特征参数值设计的火箭以及按照第二目标控制参数值控制该火箭，得到最佳着陆状态的火箭。
本发明实施例中的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本发明提供了一种火箭的设计和控制方法，该火箭包括箭体和着陆机构，在火箭着陆时，着陆机构与地面接触的位置为足垫，包括：预设多组火箭的结构特征参数值；基于多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型；对多组火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值；基于该目标特征参数值，对火箭进行设计，并基于目标控制参数值，对火箭进行控制，进而采用多体动力学仿真，对所构建的火箭实体模型进行仿真，以获得着陆稳定的火箭实体模型的结构特征参数值以及控制参数值，确保火箭稳定着陆。
实施例二
基于相同的发明构思，本发明还提供了一种火箭的设计和控制装置，所述火箭包括箭体和着陆机构，在火箭着陆时，着陆机构与地面接触的位置为足垫，如图4所示，包括：
预设模块401，用于预设多组火箭的结构特征参数值；
构建模块402，用于基于所述多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型；
确定模块403，用于对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于所述控制参数值进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值；
设计和控制模块404，用于基于所述目标特征参数值，对火箭进行设计，并基于所述目标控制参数值，对火箭进行控制。
在一种可选的实施方式中，构建模型402，包括：
第一确定单元，用于基于所述多组火箭的结构特征参数值，确定对应每个火箭的设计坐标点；
构建单元，用于基于所述设计坐标点，构建火箭实体模型，以此得到多个火箭实体模型。
在一种可选的实施方式中，确定模块403，包括：
获得单元，用于对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，获得每个火箭实体模型的稳定性；
第二确定单元，用于基于所述每个火箭实体模型的稳定性，确定目标特征参数值和对应的目标控制参数值。
在一种可选的实施方式中，获得单元，包括：
获得子单元，用于对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，获得每个火箭实体模型着陆时的重心投影坐标和足垫的着陆坐标；
判断子单元，用于基于所述重心投影坐标和所述足垫的着陆坐标，判断所述重心投影坐标与所述足垫的着陆坐标之间的关系；
确定子单元，用于基于所述关系，确定每个火箭实体模型的稳定性。
在一种可选的实施方式中，确定子单元，用于：
在所述重心投影坐标与所述足垫的着陆坐标之间的关系为所述重心投影坐标在所述足垫的着陆坐标连线所围设的范围内时，确定第一目标火箭实体模型具有第一稳定性，所述第一稳定性使得所述第一目标火箭实体模型稳定着陆。
在一种可选的实施方式中，确定子单元，用于：
在所述重心投影坐标与所述足垫的着陆坐标之间的关系为所述重心投影坐标在足垫的着陆坐标连线所围设的范围内，且位于预设区域内时，确定第二目标火箭实体模型具有第二稳定性，所述第二稳定性使得所述第二目标火箭实体模型处于最佳着陆状态。
在一种可选的实施方式中，火箭的结构特征参数包括：箭体半径、箭体长度、回收支腿展开半径以及箭体尾部离地高度；火箭的控制参数包括：着陆速度、转动角速度、着陆姿态角。
实施例三
基于相同的发明构思，本发明实施例提供了一种计算机设备，如图5所示，包括存储器504、处理器502及存储在存储器504上并可在处理器502上运行的计算机程序，所述处理器502执行所述程序时实现上述火箭的设计和控制方法的步骤。
其中，在图5中，总线架构(用总线500来代表)，总线500可以包括任意数量的互联的总线和桥，总线500将包括由处理器502代表的一个或多个处理器和存储器504代表的存储器的各种电路链接在一起。总线500还可以将诸如外围设备、稳压器和功率管理电路等之类的各种其他电路链接在一起，这些都是本领域所公知的，因此，本文不再对其进行进一步描述。总线接口506在总线500和接收器501和发送器503之间提供接口。接收器501和发送器503可以是同一个元件，即收发机，提供用于在传输介质上与各种其他装置通信的单元。处理器502负责管理总线500和通常的处理，而存储器504可以被用于存储处理器502在执行操作时所使用的数据。
实施例四
基于相同的发明构思，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述火箭的设计和控制方法的步骤。
在此提供的算法和显示不与任何特定计算机、虚拟系统或者其它设备固有相关。各种通用系统也可以与基于在此的示教一起使用。根据上面的描述，构造这类系统所要求的结构是显而易见的。此外，本发明也不针对任何特定编程语言。应当明白，可以利用各种编程语言实现在此描述的本发明的内容，并且上面对特定语言所做的描述是为了披露本发明的最佳实施方式。
在此处所提供的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本发明的实施例可以在没有这些具体细节的情况下实践。在一些实例中，并未详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。
类似地，应当理解，为了精简本公开并帮助理解各个发明方面中的一个或多个，在上面对本发明的示例性实施例的描述中，本发明的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本发明要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如下面的权利要求书所反映的那样，发明方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本发明的单独实施例。
本领域那些技术人员可以理解，可以对实施例中的设备中的模块进行自适应性地改变并且把它们设置在与该实施例不同的一个或多个设备中。可以把实施例中的模块或单元或组件组合成一个模块或单元或组件，以及此外可以把它们分成多个子模块或子单元或子组件。除了这样的特征和/或过程或者单元中的至少一些是相互排斥之外，可以采用任何组合对本说明书(包括伴随的权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征以及如此公开的任何方法或者设备的所有过程或单元进行组合。除非另外明确陈述，本说明书(包括伴随的权利要求、摘要和附图)中公开的每个特征可以由提供相同、等同或相似目的的替代特征来代替。
此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在下面的权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。
本发明的各个部件实施例可以以硬件实现，或者以在一个或者多个处理器上运行的软件模块实现，或者以它们的组合实现。本领域的技术人员应当理解，可以在实践中使用微处理器或者数字信号处理器(DSP)来实现根据本发明实施例的火箭的设计和控制装置、计算机设备中的一些或者全部部件的一些或者全部功能。本发明还可以实现为用于执行这里所描述的方法的一部分或者全部的设备或者装置程序(例如，计算机程序和计算机程序产品)。这样的实现本发明的程序可以存储在计算机可读介质上，或者可以具有一个或者多个信号的形式。这样的信号可以从因特网网站上下载得到，或者在载体信号上提供，或者以任何其他形式提供。
应该注意的是上述实施例对本发明进行说明而不是对本发明进行限制，并且本领域技术人员在不脱离所附权利要求的范围的情况下可设计出替换实施例。在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。本发明可以借助于包括有若干不同元件的硬件以及借助于适当编程的计算机来实现。在列举了若干装置的单元权利要求中，这些装置中的若干个可以是通过同一个硬件项来具体体现。单词第一、第二、以及第三等的使用不表示任何顺序。可将这些单词解释为名称。
Claims (10)
1.一种火箭的设计和控制方法，所述火箭包括箭体和着陆机构，在火箭着陆时，着陆机构与地面接触的位置为足垫，其特征在于，包括：
预设多组火箭的结构特征参数值；
基于所述多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型；
对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于所述控制参数值进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值；
基于所述目标特征参数值，对火箭进行设计，并基于所述目标控制参数值，对火箭进行控制。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型，包括：
基于所述多组火箭的结构特征参数值，确定对应每个火箭的设计坐标点；
基于所述设计坐标点，构建火箭实体模型，以此得到多个火箭实体模型。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于所述控制参数值进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值，包括：
对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，获得每个火箭实体模型的稳定性；
基于所述每个火箭实体模型的稳定性，确定目标特征参数值和对应的目标控制参数值。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，获得每个火箭实体模型的稳定性，包括：
对每个火箭实体模型预设控制参数值，并对每个火箭实体模型基于控制参数值进行多体动力学仿真，获得每个火箭实体模型着陆时的重心投影坐标和足垫的着陆坐标；
基于所述重心投影坐标和所述足垫的着陆坐标，判断所述重心投影坐标与所述足垫的着陆坐标之间的关系；
基于所述关系，确定每个火箭实体模型的稳定性。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于所述关系，确定每个火箭实体模型的稳定性，包括：
在所述重心投影坐标与所述足垫的着陆坐标之间的关系为所述重心投影坐标在所述足垫的着陆坐标连线所围设的范围内时，确定第一目标火箭实体模型具有第一稳定性，所述第一稳定性使得所述第一目标火箭实体模型稳定着陆。
6.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于所述关系，确定每个火箭实体模型的稳定性，包括：
在所述重心投影坐标与所述足垫的着陆坐标之间的关系为所述重心投影坐标在足垫的着陆坐标连线所围设的范围内，且位于预设区域内时，确定第二目标火箭实体模型具有第二稳定性，所述第二稳定性使得所述第二目标火箭实体模型处于最佳着陆状态。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，火箭的结构特征参数包括：箭体半径、箭体长度、回收支腿展开半径以及箭体尾部离地高度；
火箭的控制参数包括：着陆速度、转动角速度、着陆姿态角。
8.一种火箭的设计和控制装置，所述火箭包括箭体和着陆机构，在火箭着陆时，着陆机构与地面接触的位置为足垫，其特征在于，包括：
预设模块，用于预设多组火箭的结构特征参数值；
构建模块，用于基于所述多组火箭的结构特征参数值，构建多个火箭实体模型；
确定模块，用于对每个火箭实体模型预设控制参数，并对每个火箭实体模型基于所述控制参数进行多体动力学仿真，确定目标结构特征参数值和对应的目标控制参数值；
设计和控制模块，用于基于所述目标特征参数值，对火箭进行设计，并基于所述目标控制参数，对火箭进行控制。
9.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1-7中任一权利要求所述的方法步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现如权利要求1-7中任一权利要求所述的方法步骤。
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| CN202111682377.6A Pending CN114442484A (zh) | 2021-12-29 | 2021-12-29 | 一种火箭的设计和控制方法及装置 |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116257942A (zh) * | 2023-05-16 | 2023-06-13 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种火箭仿真模型的确定方法及装置 |
-
2021
- 2021-12-29 CN CN202111682377.6A patent/CN114442484A/zh active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116257942A (zh) * | 2023-05-16 | 2023-06-13 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种火箭仿真模型的确定方法及装置 |
| CN116257942B (zh) * | 2023-05-16 | 2023-08-15 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种火箭仿真模型的确定方法及装置 |
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