CN115973462B - 液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收方法及相关设备 - Google Patents

Abstract

本发明提供了液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收方法及相关设备，属于航空航天领域。方法包括：在高空再入调姿段，利用一子级头部的冷气姿控或其他辅助姿态控制装置将一子级俯仰角调整至110‑130°；在再入动力减速段，利用一子级尾部的发动机控制一子级减速；在栅格减速段，利用栅格舵和箭体的气动阻力控制一子级减速以及利用栅格舵控制一子级俯仰角调整至80‑100°；在着陆减速段，利用一子级尾部的单台发动机控制一子级减速，利用发动机双向摆动控制一子级的俯仰角和偏航角，利用冷气姿控或其他辅助姿态控制装置控制一子级的滚转角，以使一子级以垂直姿态落地。实施本发明实施例的技术方案，一子级可以以较小的结构代价和成本，实现回收，降低回收成本。

Description

液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收方法及相关设备

技术领域

本发明涉及航空航天领域，尤其涉及一种液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收方法及相关设备。

背景技术

多级液体运载火箭为入轨火箭的一种常规构型。火箭一子级的主要作用是推动火箭离开地面，将火箭的二级运载至一定高度，加速至一定速度，并将箭体姿态调整到合适的角度。

传统入轨火箭的一子级在发射点火后，会先进行垂直起飞、攻角转弯及重力转弯飞行阶段，在一子级完成飞行任务后，一子级发动机按照条件关机并执行一二级分离，分离后的一子级箭体按照自由落体运动掉落于残骸落区。由于一子级落地时速度较大，箭体受到落地撞击后变形和损毁严重，一般按照残骸处理，不再重复使用。

目前常规火箭的一子级不进行回收动作，落地后箭体结构和内部设备全部损毁，无法再次重复使用，导致火箭一子级为一次性产品，生产和发射使用成本较高。

航天飞机在返回时使用水平着陆方式，该种方式主要靠飞行器在大气层内长时间进行无动力滑翔飞行，依靠气动阻力进行减速，当达到着陆速度和高度时，水平滑跑降落于着陆机场，该种降落方式与飞机在机场降落的方式类似。而若采用该方式实现一子级回收，则存在结构热防护方案复杂、成本高的缺点，同时需要新建额外的水平滑跑着陆场用于着陆，对着陆场的基础设施建设要求也较高。

综上所述，现有火箭的一子级不具备回收和重复使用的能力，航天飞机的水平着陆方式存在结构方案复杂，维护使用成本高、需要额外着陆机场设施等缺点，因此亟待设计一种新的一子级航线下垂直回收方法。

发明内容

为了解决现有技术中的至少一个技术问题，本发明提供了一种液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收方法及相关设备，以低成本实现一子级的回收。

根据本发明的第一方面，提供了一种液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收方法，所述一子级与火箭二级分离之后的航线段依次包括高空再入调姿段、再入动力减速段、栅格减速段和着陆减速段，所述方法包括：

在所述高空再入调姿段，利用所述一子级头部的冷气姿控或其他辅助姿态控制装置控制所述一子级俯仰角调整至110-130°；

在所述再入动力减速段，利用所述一子级尾部的发动机控制所述一子级减速；

在栅格减速段，利用栅格舵和箭体的气动阻力控制所述一子级减速以及利用栅格舵控制所述一子级俯仰角调整至80-100°；

在着陆减速段，利用所述一子级尾部的单台发动机控制所述一子级减速，利用发动机双向摆动控制所述一子级的俯仰角和偏航角，利用冷气姿控或其他辅助姿态控制装置控制所述一子级的滚转角，以使所述一子级以垂直姿态落地。

可选的，所述高空再入调整航线段的高度为70km到100km，所述再入动力减速航线段的高度为65km至45km，所述栅格减速航线段的高度为35km到5km，所述着陆减速段的高度为3km至0km。

可选的，利用所述一子级尾部的发动机控制所述一子级减速至第一设定速度，利用所述一子级尾部的发动机控制所述一子级减速至第二设定速度，所述第一设定速度小于等于700m/s，所述第二设定速度大于120m/s且小于150m/s。

可选的，所述第一设定速度大于400m/s。

可选的，所述方法还包括：在所述再入动力减速航线段，控制所述一子级轴向过载不大于5g，控制所述一子级姿态和位置，以使得所述一子级减速至第一设定速度时，所述一子级与着陆点经纬度位置的偏差不大于1km。

可选的，在栅格减速段，利用栅格舵控制所述一子级的位置，以使所述一子级减速至第二设定速度时，所述一子级与着陆点经纬度位置的偏差不大于200m。

可选的，在着陆减速段，利用所述一子级尾部的单台发动机控制所述一子级减速，利用发动机双向摆动控制所述一子级的俯仰角和偏航角，利用冷气姿控或其他辅助姿态控制装置控制所述一子级的滚转角，以使所述一子级落地时横向速度在1m/s以内，所述一子级与着陆点经纬度偏差在2m以内。

根据本发明的第二方面，提供了一种液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收控制系统，所述一子级与火箭二级分离之后的航线段依次包括高空再入调姿段、再入动力减速段、栅格减速段和着陆减速段，所述系统包括：

第一控制模块，用于在所述高空再入调姿段，利用所述一子级头部的冷气姿控或其他辅助姿态控制装置控制所述一子级俯仰角调整至110-130°；

第二控制模块，用于在所述再入动力减速段，利用所述一子级尾部的发动机，控制所述一子级减速至第一设定速度；

第三控制模块，用于在栅格减速段，利用栅格舵和箭体的气动阻力控制所述一子级减速至第二设定速度以及利用栅格舵控制所述一子级俯仰角调整至80-100°，其中，所述第二设定速度小于所述第一设定速度；

第四控制模块，用于在着陆减速段，利用所述一子级尾部的单台发动机控制所述一子级减速，利用发动机双向摆动控制所述一子级的俯仰角和偏航角，利用冷气姿控或其他辅助姿态控制装置控制所述一子级的滚转角，以使所述一子级以垂直姿态落地。

根据本发明的第三方面，提供了一种飞行器，包含控制系统，其特征在于：所述控制系统能够执行本发明第一方面任一项所述的方法。

根据本发明的第四方面，一种存储介质，其上具有可执行指令，所述可执行指令被执行以实现本发明第一方面任一项所述的方法。

本发明实施例中提供的一个或多个技术方案，能在完成入轨飞行任务的同时，一子级以较小的结构代价和成本，完成箭体着陆时需要的姿态调整及减速动作，达到一子级软着陆的目的，从而使回收回来的一子级箭体可以再次重复使用，同时垂直着陆方式对着陆场的保障条件要求较少，与水平着陆相比，可降低着陆场的建设成本和规模。

附图说明

附图示出了本发明的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本发明的原理，其中包括了这些附图以提供对本发明的进一步理解，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示出了根据本发明示例性实施例的液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收方法的流程图；

图2示出了根据本发明示例性实施例的火箭发射回收示意图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本发明的实施例。虽然附图中显示了本发明的某些实施例，然而应当理解的是，本发明可以通过各种形式来实现，而且不应该被解释为限于这里阐述的实施例，相反提供这些实施例是为了更加透彻和完整地理解本发明。应当理解的是，本发明的附图及实施例仅用于示例性作用，并非用于限制本发明的保护范围。

应当理解，本发明的方法实施方式中记载的各个步骤可以按照不同的顺序执行，和/或并行执行。此外，方法实施方式可以包括附加的步骤和/或省略执行示出的步骤。本发明的范围在此方面不受限制。

本文使用的术语“包括”及其变形是开放性包括，即“包括但不限于”。术语“基于”是“至少部分地基于”。术语“一个实施例”表示“至少一个实施例”；术语“另一实施例”表示“至少一个另外的实施例”；术语“一些实施例”表示“至少一些实施例”。其他术语的相关定义将在下文描述中给出。需要注意，本发明中提及的“第一”、“第二”等概念仅用于对不同的装置、模块或单元进行区分，并非用于限定这些装置、模块或单元所执行的功能的顺序或者相互依存关系。

需要注意，本发明中提及的“一个”、“多个”的修饰是示意性而非限制性的，本领域技术人员应当理解，除非在上下文另有明确指出，否则应该理解为“一个或多个”。

本发明实施方式中的多个装置之间所交互的消息或者信息的名称仅用于说明性的目的，而并不是用于对这些消息或信息的范围进行限制。

以下参照附图描述本发明的方案。

参见图1，一种液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收方法，一子级与火箭二级分离之后的航线段依次包括高空再入调姿段、再入动力减速段、栅格减速段和着陆减速段。方法包括：

S1，在高空再入调姿段，利用一子级头部的冷气姿控或其他辅助姿态控制装置控制一子级俯仰角调整至110-130°。

为了便于理解，参见图2，图2为火箭发射回收示意图，火箭在地面执行垂直发射/程序转弯，在65km~70km高度处执行一、二级分离，在90km高度处执行整流罩分离，在200km~500km高度处星箭分离。一、二级分离之后，一子级依次执行高空再入调姿、再入动力减速、栅格减速和着陆减速，以实现一子级回收。

可以知道的，S1在高空再入调姿段执行的是前述高空再入调姿的步骤，通过高空再入调姿使得一子级在再入动力减速段可以利用尾部发动机点火的方式实现减速。其中，高空再入调姿段的高度区间可以根据需要情况选择，例如，高空再入调姿段的高度选择为70km到100km。

综上，作为步骤S1的可选实施方式，步骤S1可以是：在70km到100km高度进行再入姿态调整，通过安装在头部的冷气姿控或其他辅助姿态控制装置，完成一子级箭体的姿态调整动作，使其俯仰角由调姿前的30°到50°，调整至110°到130°，为接下来的再入动力减速段做好准备。

S2，在再入动力减速段，利用一子级尾部的发动机，控制一子级减速。

可以知道的，步骤S2在再入动力减速段执行的是前述再入动力减速的步骤。再入动力减速段的高度区间可以根据需要情况选择，例如，再入动力减速段的高度为65km至45km。

具体的，在再入动力减速段，可利用一子级尾部的发动机，控制一子级减速至第一设定速度，第一设定速度可以根据根据具体情况设置，例如，第一设定速度小于等于700m/s，更具体的，可以设置第一设定速度大于400m/s以及小于等于700m/s。在再入动力减速段的高度区间，由于远未到着陆阶段，因此，俯仰角在110°到130°区间，不但可以利用一子级尾部的发动机点火的方式实现减速，同时，也不会影响后续着陆。可以知道的，在再入动力减速段可以调整俯仰角，例如根据一子级尾部的运动方向，以运动方向的反向作为俯仰角的调整依据调整，使得一子级发动机的推力可以最大限度的用于减速。同时，为了更好的实现再入动力减速的控制，使得着陆点更准确，在再入动力减速航线段，可控制一子级轴向过载不大于5g，控制一子级姿态和位置，以使得一子级减速至第一设定速度时，一子级与着陆点经纬度位置的偏差不大于1km。

综上，作为步骤S2的可选实施方式，步骤102可以是：一子级箭体姿态调整到位后，在高度由65km下降至45km过程中，一子级尾部发动机再次点火进行减速，同时进行箭体姿态和位置的调整。在再入动力减速过程中，控制箭体轴向过载不大于5g，减速完成后，达到箭体飞行速度不大于700m/s，高度不大于45km，与着陆点经纬度位置偏差不大于1km的偏差范围内。

S3，在栅格减速段，利用栅格舵和箭体的气动阻力控制一子级减速以及利用栅格舵控制一子级俯仰角调整至80-100°

可以知道的，步骤S3在栅格减速段执行的是前述栅格减速段的步骤，栅格减速段的高度区间可以根据需要情况选择，例如，栅格减速段的高度可以为35km到5km。

具体的，可利用栅格舵和箭体的气动阻力控制一子级减速至第二设定速度，第二设定速度小于第一设定速度，例如，第二设定速度可以设置为大于120m/s且小于150m/s。在再入动力减速段利用发动机实现减速后，采用栅格舵实现减速和控制，具体可以关闭发动机，打开栅格舵实现减速和控制，将一子级俯仰角调整至80-100°，在实现减速的情况下，可以减少推进剂的消耗，且，由于此时速度已经过再入动力减速段减速到700m/s以下，栅格舵和箭体的气动力热环境较好，不会对栅格舵和箭体的结构造成破坏影响。同时，为了更好的实现再入栅格减速段的控制，使得着陆点更准确，在栅格减速段，利用栅格舵控制一子级的位置，以使一子级减速至第二设定速度时，一子级与着陆点经纬度位置的偏差不大于200m。利用栅格舵进行箭体姿态控制以使得箭体姿态俯仰角维持在80-100°。

综上，作为步骤S3的可选实施方式，步骤103可以是：再入动力减速后，在高度35km到5km范围内，利用栅格及箭体的气动阻力进行减速，同时利用栅格舵进行箭体姿态和位置控制的阶段。在本阶段内，箭体速度由700m/s减速到120m/s到150m/s范围内，高度由35km下降到3km范围内，箭体姿态俯仰角80-100°，与着陆点经纬度偏差不大于200m。

S4，在着陆减速段，利用一子级尾部的单台发动机控制一子级减速，利用发动机双向摆动控制一子级的俯仰角和偏航角，利用冷气姿控或其他辅助姿态控制装置控制一子级的滚转角，以使一子级以垂直姿态落地。

可以知道的，步骤S4在着陆减速段执行的是前述着陆减速的步骤。着陆减速段的高度区间可以为3km至0km。具体的，可在着陆减速段，利用一子级尾部的单台发动机控制一子级减速，利用发动机双向摆动控制一子级的俯仰角和偏航角，利用冷气姿控或其他辅助姿态控制装置控制一子级的滚转角，以使一子级落地时横向速度在1m/s以内，一子级与着陆点经纬度偏差在2m以内。

综上，作为步骤S4的可选实施方式，步骤4可以是：一子级在着陆前的最后飞行阶段，在高度下降到3km时，一子级尾部单台发动机点火，发动机双向摆动进行俯仰和偏航通道控制，冷气姿控或其他辅助控制装置进行滚转通道控制，进行一子级着陆前最后的减速及姿态和位置调整。通过尾部发动机工作进行减速及控制，一子级下降速度由120m/s到150m/s减速到0，飞行高度由3km下降到0，箭体姿态俯仰角保持90°，落地时横向速度控制在1m/s以内，位置偏差2m以内，达到一子级垂直姿态平稳落地的目的。

本发明实施例的技术方案，能在完成入轨飞行任务的同时，一子级以较小的结构代价和成本，完成箭体着陆时需要的姿态调整及减速动作，达到一子级软着陆的目的，从而使回收回来的一子级箭体可以再次重复使用，同时垂直着陆方式对着陆场的保障条件要求较少，与水平着陆相比，可降低着陆场的建设成本和规模。

本发明示例性实施例还提供了一种液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收控制系统，包括：

第一控制模块，用于在高空再入调姿段，利用一子级头部的冷气姿控或其他辅助姿态控制装置控制一子级俯仰角调整至110-130°。

第二控制模块，用于在再入动力减速段，利用一子级尾部的发动机控制一子级减速。

第三控制模块，用于在栅格减速段，利用栅格舵和箭体的气动阻力控制一子级减速以及利用栅格舵控制一子级俯仰角调整至80-100°。

第四控制模块，用于在着陆减速段，利用一子级尾部的单台发动机控制一子级减速，利用发动机双向摆动控制一子级的俯仰角和偏航角，利用冷气姿控或其他辅助姿态控制装置控制一子级的滚转角，以使一子级以垂直姿态落地。

本发明示例性实施例还提供一种飞行器，包含控制系统，控制系统能够执行本发明实施例任一项的一种液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收方法。

本发明示例性实施例还提供一种存储介质，其上具有可执行指令，所述可执行指令被执行以实现本发明实施例任一项所述的一种液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收方法。

本发明示例性实施例还提供一种计算机程序产品，包括计算机程序，其中，所述计算机程序在被计算机的处理器执行时用于使所述计算机执行根据本发明实施例的方法。

Claims (4)

1.一种液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收方法，其特征在于，所述一子级与火箭二级分离之后的航线段依次包括高空再入调姿段、再入动力减速段、栅格减速段和着陆减速段，所述方法包括：

在所述高空再入调姿段，利用所述一子级头部的冷气姿控控制所述一子级俯仰角调整至110-130°；其中，所述高空再入调姿段的高度为70km到100km；

在所述再入动力减速段，利用所述一子级尾部的发动机控制所述一子级减速；其中，利用所述一子级尾部的发动机控制所述一子级减速至第一设定速度，所述第一设定速度小于等于700m/s且大于400m/s；控制所述一子级轴向过载不大于5g，控制所述一子级姿态和位置，以使得所述一子级减速至第一设定速度时，所述一子级与着陆点经纬度位置的偏差不大于1km,所述再入动力减速段的高度为65km至45km；

在栅格减速段，利用栅格舵和箭体的气动阻力控制所述一子级减速以及利用栅格舵控制所述一子级俯仰角调整至80-100°，其中，利用所述一子级头部的栅格舵控制所述一子级减速至第二设定速度，所述第二设定速度大于120m/s且小于150m/s，利用栅格舵控制所述一子级的位置，以使所述一子级减速至第二设定速度时，所述一子级与着陆点经纬度位置的偏差不大于200m，所述栅格减速段的高度为35km到5km；

在着陆减速段，利用所述一子级尾部的单台发动机控制所述一子级减速，利用发动机双向摆动控制所述一子级的俯仰角和偏航角，利用冷气姿控控制所述一子级的滚转角，以使所述一子级以垂直姿态落地，以使所述一子级落地时横向速度在1m/s以内，所述一子级与着陆点经纬度偏差在2m以内。

2.一种液体入轨火箭的一子级航线下垂直回收控制系统，其特征在于，所述一子级与火箭二级分离之后的航线段依次包括高空再入调姿段、再入动力减速段、栅格减速段和着陆减速段，所述系统包括：

第一控制模块，用于在所述高空再入调姿段，利用所述一子级头部的冷气姿控控制所述一子级俯仰角调整至110-130°，其中，所述高空再入调姿段的高度为70km到100km；

第二控制模块，用于在所述再入动力减速段，利用所述一子级尾部的发动机，控制所述一子级减速至第一设定速度，其中，所述第一设定速度小于等于700m/s且大于400m/s；控制所述一子级轴向过载不大于5g，控制所述一子级姿态和位置，以使得所述一子级减速至第一设定速度时，所述一子级与着陆点经纬度位置的偏差不大于1km，所述再入动力减速段的高度为65km至45km；

第三控制模块，用于在栅格减速段，利用栅格舵和箭体的气动阻力控制所述一子级减速至第二设定速度以及利用栅格舵控制所述一子级俯仰角调整至80-100°，其中，所述第二设定速度小于所述第一设定速度，利用所述一子级头部的栅格舵控制所述一子级减速至第二设定速度，所述第二设定速度大于120m/s且小于150m/s，利用栅格舵控制所述一子级的位置，以使所述一子级减速至第二设定速度时，所述一子级与着陆点经纬度位置的偏差不大于200m，所述栅格减速段的高度为35km到5km；

第四控制模块，用于在着陆减速段，利用所述一子级尾部的单台发动机控制所述一子级减速，利用发动机双向摆动控制所述一子级的俯仰角和偏航角，利用冷气姿控控制所述一子级的滚转角，以使所述一子级以垂直姿态落地，以使所述一子级落地时横向速度在1m/s以内，所述一子级与着陆点经纬度偏差在2m以内。

3.一种飞行器，包含控制系统，其特征在于：所述控制系统能够执行权利要求1所述的方法。

4.一种存储介质，其特征在于：其上具有可执行指令，所述可执行指令被执行以实现权利要求1所述的方法。