CN114460947A - 一种飞行器回收下降减速方法、飞行器 - Google Patents

一种飞行器回收下降减速方法、飞行器 Download PDF

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Abstract

发明公开了一种飞行器回收下降减速方法、飞行器，减速方法包括减速阶段，所述减速阶段包括：状态获取：实时获取飞行器当前飞行参数和着陆参数；根据飞行器当前飞行参数和着陆参数计算下一阶段减速的推力系数；根据推力系数计算下一阶段火炬发动机转速；按照发动机转速执行减速，并实时监测飞行器当前减速状态是否满足监测后一阶段目标速度或高度，重新执行状态获取步骤。本公开的减速方法根据飞行器通过求解推力系数方程获取推力系数后，根据推力系数对应的转速对飞行器减速，然后实时的监测当前转速状态下的飞行器是否满足监测后一阶段目标速度或高度，直至成功着陆；此变推力电动发动机液体运载火箭回收下降减速段设计方法，可规避变推力电动发动机无法进行无极调速的问题。

Description

一种飞行器回收下降减速方法、飞行器
技术领域
本公开属于飞行器控制技术领域，具体涉及一种飞行器回收下降减速方法、飞行器。
背景技术
目前，国内在役液体火箭发动机均采用燃气涡轮泵装置用于推进剂供应系统，国内尚无电动泵装置在液体火箭上应用的实质性研究和工程实现，适用于液体火箭的变推力电动发动机试验场景亦均在实验室中，变推力电动发动机液体运载火箭回收场景目前还没有公司实现。
目前变推力电动发动机受制于客观条件，不能实现无极调节，只能采用阶段调节发动机泵转速的方式实现。
发明内容
为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开的第一目的在于提供一种可规避变推力电动发动机无法进行无极调速的问题的飞行器回收下降减速方法。
本公开的第二目的在于提供一种电子设备。
本公开的第三目的在于提供一种飞行器。
本公开的第四目的在于提供一种可读存储介质。
为了实现本公开的第一目的，本公开所采用的技术方案如下：
一种飞行器回收下降减速方法，包括减速阶段，所述减速阶段包括：
实时获取飞行器当前飞行参数和着陆参数；
根据飞行器当前飞行参数和着陆参数计算下一阶段减速的推力系数；
根据推力系数计算下一阶段火炬发动机转速；
按照发动机转速执行减速，并实时监测飞行器当前减速状态是否满足监测后一阶段目标速度或高度，若是，继续当前减速；若否，重新获取飞行器当前飞行参数。
可选地，飞行器当前飞行参数包括实时着陆坐标系加速度、当前着陆坐标系加速度、当前着陆坐标系高度、发动机参数和重力加速度，着陆参数包括实时设置的目标着陆坐标系速度、目标着陆坐标系高度。
可选地，所述推力系数通过求解推力系数方程逼近计算公式获得。
可选地，采用的推力系数方程是：
Figure BDA0003477642900000021
其中，eqn为飞行器的推力系数，Z为飞行器当前的加速度；Is为飞行器发动机的比冲；g为重力加速度；V0飞行器原速度，H0为飞行器原高度，V1飞行器目标速度，H1飞行器目标高度。
可选地，所述发动机转速通过对推力进行一维线性差值来计算。
可选地，当飞行器速度满足诸元配置中的速度时，进入减速阶段。
可选地，当飞行器高度满足诸元配置中的高度时，退出减速阶段。
为了实现本公开的第二目的，本公开所采用的技术方案如下：
一种电子设备，所述设备包括处理器和存储器，所述存储器中存储有适于所述处理器执行的计算机程序指令，所述计算机程序指令被所述处理器运行时执行上述的飞行器回收下降减速方法的步骤。
为了实现本公开的第三目的，本公开所采用的技术方案如下：
一种飞行器，包括上述的电子设备。
为了实现本公开的第四目的，本公开所采用的技术方案如下：
一种可读存储介质，其上具有可执行指令，当可执行指令被执行时，使得计算机执行上述的飞行器回收下降减速方法的步骤。
本公开根据飞行器当前飞行参数和着陆参数计算下一阶段减速的推力系数，根据推力系数计算下一阶段火炬发动机转速，在下一阶段发动机采用该转速输出推力，飞行器检索，然后实时的监测当前转速状态下的飞行器是否满足监测后一阶段目标速度或高度，如果满足则继续按照当前转速来对飞行器减速，如果不满足则从新开始执行本公开的减速方法，直至成功着陆；此变推力电动发动机液体运载火箭回收下降减速段设计方法，可以在及短的时间范围内进行一次调速步骤，实现近乎无极调速的作用。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是本公开中实施例一的飞行器回收下降减速方法的流程图；
图2是本公开中实施例二的飞行器回收下降减速方法的流程图；
图3是本公开中的电子设备的结构示意图；
图4是本公开中的可读存储介质的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
实施例一
参阅图1所示，一种飞行器回收下降减速方法，一般包括减速阶段进入、减速阶段、减速阶段退出；当飞行器下降时如果满足预设的条件则会进入下降阶段，该预设条件可以是到达某个预设高度或者到达某个预设速度时进入下降阶段，或者是满足诸元配置中的条件时进入下降阶段，进入下降阶段的飞行器通过发动机进行减速下降，当飞行器满足预设的退出条件则会退出减速阶段，该预设的退出条件可以是飞行器到达着陆区域时、到达某个预设高度时或者到达某个预设的速度时退出减速阶段，又或者是满足诸元配置中的条件时退出下降阶段。
所述减速阶段包括：
实时获取飞行器当前飞行参数和着陆参数；其中，飞行器当前飞行参数包括实时着陆坐标系加速度、当前着陆坐标系速度、当前着陆坐标系高度，着陆参数包括目标着陆坐标系速度、目标着陆坐标系高度；其中着陆参数可以是预设的固定参数，也可以是根据目标位置实时计算后设置的参数。
根据飞行器当前飞行参数和着陆参数计算下一阶段减速的推力系数；推力系数可以通过一元八次方程的无限逼近，计算下一阶段所需的推力系数，达到减速的目的。
采用的一元八次方程是：
Figure BDA0003477642900000041
Figure BDA0003477642900000051
其中，eqn为飞行器的推力系数，Z为飞行器当前的加速度；Is为飞行器发动机的比冲；g为重力加速度；V0飞行器原速度，H0为飞行器原高度，V1飞行器目标速度，H1飞行器目标高度。
通过对推力进行一维线性插值，来计算下一阶段火炬发动机的转速，达到泵转速的阶段控制。
根据发动机的推力系数可以计算下一阶段火炬发动机转速；
按照发动机转速执行减速，并实时监测飞行器当前的减速状态是否满足监测后一阶段目标速度或高度，若是，继续当前减速；若否，重新获取飞行器当前飞行参数；直至飞行器退出减速阶段或者飞行器着陆成功。通过监测目标着陆坐标系速度、目标着陆坐标系高度任一条件满足触发，均启动阶段减速,直到下降减速段退出。
在利用软件运算时，一元八次方程运算代码是：
eqn＝z^8-(z^7*(8*Is*g^3+24*g^3*v1))/(3*g^4)-(z^6*(-24*H0*g^3+24*H1*g^3+4*Is^2*g^2-72*g^2*v1^2+58*Is*g^2*v0+10*Is*g^2*v1))/(3*g^4)-(z^5*(96*g*v1^3-68*H0*Is*g^2+68*H1*Is*g^2+144*H0*g^2*v1-144*H1*g^2*v1+44*Is*g*v0^2+56*Is^2*g*v0-92*Is*g*v1^2+40*Is^2*g*v1-144*Is*g*v0*v1))/(3*g^4)-(z^4*(12*Is*v0^3+24*Is^3*v0+92*Is*v1^3+24*Is^3*v1-72*H0^2*g^2-72*H1^2*g^2-48*v1^4+16*Is^2*v0^2-80*Is^2*v1^2+144*H0*H1*g^2-96*H0*Is^2*g+96*H1*Is^2*g-288*H0*g*v1^2+288*H1*g*v1^2+92*Is*v0*v1^2-52*Is*v0^2*v1-80*Is^2*v0*v1+56*H0*Is*g*v0+328*H0*Is*g*v1-56*H1*Is*g*v0-328*H1*Is*g*v1))/(3*g^4)+(z^3*(48*H0*Is^3-48*H1*Is^3-192*H0*v1^3+192*H1*v1^3+192*H0^2*Is*g+192*H1^2*Is*g-16*H0*Is*v0^2-48*H0*Is^2*v0+368*H0*Is*v1^2-240*H0*Is^2*v1+16*H1*Is*v0^2+48*H1*Is^2*v0-368*H1*Is*v1^2+240*H1*Is^2*v1-288*H0^2*g*v1-288*H1^2*g*v1-384*H0*H1*Is*g+576*H0*H1*g*v1+80*H0*Is*v0*v1-80*H1*Is*v0*v1))/(3*g^4)+(z^2*(96*H0^3*g-96*H1^3*g+144*H0^2*Is^2+144*H1^2*Is^2+288*H0^2*v1^2+288*H1^2*v1^2-288*H0*H1*Is^2+288*H0*H1^2*g-288*H0^2*H1*g-576*H0*H1*v1^2-24*H0^2*Is*v0-408*H0^2*Is*v1-24*H1^2*Is*v0-408*H1^2*Is*v1+48*H0*H1*Is*v0+816*H0*H1*Is*v1))/(3*g^4)+(z*(144*H0^3*Is-144*H1^3*Is-192*H0^3*v1+192*H1^3*v1+432*H0*H1^2*Is-432*H0^2*H1*Is-576*H0*H1^2*v1+576*H0^2*H1*v1))/(3*g^4)+(-192*H0*H1^3-192*H0^3*H1+48*H0^4+48*H1^4+288*H0^2*H1^2)/(3*g^4)；
一元八次方程的倒数方程的运算代码为：
deqn＝8*z^7+(144*H0^3*Is-144*H1^3*Is-192*H0^3*v1+192*H1^3*v1+432*H0*H1^2*Is-432*H0^2*H1*Is-576*H0*H1^2*v1+576*H0^2*H1*v1)/(3*g^4)+(2*z*(96*g*H0^3-288*g*H0^2*H1+144*H0^2*Is^2-408*H0^2*Is*v1-24*v0*H0^2*Is+288*H0^2*v1^2+288*g*H0*H1^2-288*H0*H1*Is^2+816*H0*H1*Is*v1+48*v0*H0*H1*Is-576*H0*H1*v1^2-96*g*H1^3+144*H1^2*Is^2-408*H1^2*Is*v1-24*v0*H1^2*Is+288*H1^2*v1^2))/(3*g^4)-
(7*z^6*(8*Is*g^3+24*g^3*v1))/(3*g^4)+(z^2*(192*g*H0^2*Is-288*g*H0^2*v1-384*g*H0*H1*Is+576*g*H0*H1*v1+48*H0*Is^3-48*H0*Is^2*v0-240*H0*Is^2*v1-16*H0*Is*v0^2+80*H0*Is*v0*v1+368*H0*Is*v1^2-192*H0*v1^3+192*g*H1^2*Is-288*g*H1^2*v1-48*H1*Is^3+48*H1*Is^2*v0+240*H1*Is^2*v1+16*H1*Is*v0^2-80*H1*Is*v0*v1-368*H1*Is*v1^2+192*H1*v1^3))/g^4-(5*z^4*(96*g*v1^3-68*H0*Is*g^2+68*H1*Is*g^2+144*H0*g^2*v1-144*H1*g^2*v1+44*Is*g*v0^2+56*Is^2*g*v0-92*Is*g*v1^2+40*Is^2*g*v1-144*Is*g*v0*v1))/(3*g^4)-(2*z^5*(24*H1*g^3-24*H0*g^3+4*Is^2*g^2-72*g^2*v1^2+58*Is*g^2*v0+10*Is*g^2*v1))/g^4-(4*z^3*(-72*H0^2*g^2+144*H0*H1*g^2-96*H0*Is^2*g+56*H0*Is*g*v0+328*H0*Is*g*v1-288*H0*g*v1^2-72*H1^2*g^2+96*H1*Is^2*g-56*H1*Is*g*v0-328*H1*Is*g*v1+288*H1*g*v1^2+24*Is^3*v0+24*Is^3*v1+16*Is^2*v0^2-80*Is^2*v0*v1-80*Is^2*v1^2+12*Is*v0^3-52*Is*v0^2*v1+92*Is*v0*v1^2+92*Is*v1^3-48*v1^4))/(3*g^4)；
此变推力电动发动机液体运载火箭回收下降减速段设计方法可配置内容包括：下降减速段进入速度条件、发动机比冲、重力加速度、目标速度减速系数、目标高度系数、下降减速段减速退出高度。此配置内容可多次装订配置。
Figure BDA0003477642900000071
Figure BDA0003477642900000081
本申请中的减速方法通过发动机比冲、重力加速度、实时着陆坐标系加速度、当前的着陆坐标系速度和高度、目标的着陆坐标系的速度和高度，自动的执行程序计算，实现阶段减速控制；可规避变推力电动发动机无法进行无极调速的问题。
实施例二
参阅图2所示，在本实施例中，减速阶段进入条件是通过进入速度来启动变推力电动发动机液体运载火箭在回收时的下降减速。此进入速度可根据具体试验进行诸元配置，达到可配置的目的；
减速阶段退出条件是通过高度进行下降减速段减速退出，执行程序关机操作。下降减速段减速退出高度，可根据具体试验进行诸元配置，达到可配置的目的。
实施例三
本实施例公开了一种电子设备，所述设备包括处理器和存储器，所述存储器中存储有适于所述处理器执行的计算机程序指令，所述计算机程序指令被所述处理器运行时执行上述的飞行器回收下降减速方法的步骤。
参阅图3所示，本发明的电子设备，其包括处理器1和存储器2，所述存储器中存储有适于所述处理器执行的计算机程序指令，所述计算机程序指令被所述处理器运行时执行上述的飞行器回收下降减速方法的步骤。所述处理器1可以是通用处理器，包括中央处理器(CentralProcessingUnit，简称CPU)、网络处理器(NetworkProcessor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(DigitalSignalProcessing，简称DSP)、专用集成电路(ApplicationSpecificIntegratedCircuit，简称ASIC)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；所述存储器2可能包含随机存取存储器(RandomAccessMemory，简称RAM)，也可能还包括非易失性存储器(Non-VolatileMemory)，例如至少一个磁盘存储器。所述存储器2也可以为随机存取存储器(RandomAccessMemory，RAM)类型的内部存储器，所述处理器1、存储器2可以集成为一个或多个独立的电路或硬件，如：专用集成电路(ApplicationSpecificIntegratedCircuit，ASIC)。需要说明的是，上述的存储器2中的计算机程序可以通过软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，电子设备，或者网络设备等)执行本发明各个实施例方法的全部或部分步骤。
实施例四
一种飞行器，包括上述的电子设备，在飞行器上安装上述电子设备，通过电子设备监测飞行参数和着陆参数，并且通过对推力进行一维线性插值，来计算下一阶段火炬发动机的转速，达到泵转速的阶段控制，实现飞行器的减速。
实施例五
参阅图4所示，本发明的可读存储介质3，其上存储有可执行指令4，当可执行指令4被执行时，使得计算机执行上述的飞行器回收下降减速方法的步骤。计算机可读存储介质3可以是：电子介质、磁介质、光介质、电磁介质、红外介质或半导体系统或传播介质。计算机可读存储介质3还可以包括半导体或固态存储器、磁带、可移动计算机磁盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、硬磁盘和光盘。光盘可以包括光盘-只读存储器(CD-ROM)、光盘-读/写(CD-RW)和DVD。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。
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至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (10)

1.一种飞行器回收下降减速方法，其特征在于，包括减速阶段，所述减速阶段包括：
状态获取：实时获取飞行器当前飞行参数和着陆参数；
根据飞行器当前飞行参数和着陆参数计算下一阶段减速的推力系数；
根据推力系数计算下一阶段火炬发动机转速；
按照发动机转速执行减速，并实时监测飞行器当前减速状态是否满足监测后一阶段目标速度或高度，若是，继续当前减速；若否，重新执行状态获取步骤。
2.如权利要求1所述的飞行器回收下降减速方法，其特征在于，飞行器当前飞行参数包括实时着陆坐标系加速度、当前着陆坐标系加速度、当前着陆坐标系高度、发动机参数和重力加速度，着陆参数包括实时设置的目标着陆坐标系速度、目标着陆坐标系高度。
3.如权利要求2所述的飞行器回收下降减速方法，其特征在于，所述推力系数通过求解推力系数方程逼近计算公式获得。
4.如权利要求3所述的飞行器回收下降减速方法，其特征在于,采用的推力系数方程是：
Figure FDA0003477642890000011
Figure FDA0003477642890000021
其中，eqn为飞行器的推力系数，Z为飞行器当前的加速度；Is为飞行器发动机的比冲；g为重力加速度；V0飞行器原速度，H0为飞行器原高度，V1飞行器目标速度，H1飞行器目标高度。
5.如权利要求1所述的飞行器回收下降减速方法，其特征在于，所述发动机转速通过对推力进行一维线性差值来计算。
6.如权利要求1所述的飞行器回收下降减速方法，其特征在于，当飞行器速度满足诸元配置中的速度时，进入减速阶段。
7.如权利要求1所述的飞行器回收下降减速方法，其特征在于，当飞行器高度满足诸元配置中的高度时，退出减速阶段。
8.一种电子设备，其特征在于，所述设备包括处理器和存储器，所述存储器中存储有适于所述处理器执行的计算机程序指令，所述计算机程序指令被所述处理器运行时执行如权利要求1-7任一项所述的飞行器回收下降减速方法的步骤。
9.一种飞行器，其特征在于：包括权利要求8所述的电子设备。
10.一种可读存储介质，其特征在于，其上具有可执行指令，当可执行指令被执行时，使得计算机执行如权利要求1-7任一项所述的飞行器回收下降减速方法的步骤。
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