[發明專利]一種演示驗證火箭懸停制導方法及系統

在審

• 申請號: 202011237329.1
• 申請日: 2020-11-09
• 公開（公告）號: CN112462794A
• 公開（公告）日: 2021-03-09
• 發明（設計）人: 劉克龍;黎桪;左湛;周鑫;王志軍;岳小飛;汪瀲;李曉蘇;鄒延兵
• 申請（專利權）人: 航天科工火箭技術有限公司
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京眾達德權知識產權代理有限公司 11570
• 代理人: 鄧靜

本發明公開了一種演示驗證火箭懸停制導控制方法及系統，所述方法包括：采用橫法向導引方法，對火箭在上升段制導中的姿態角進行修正；所述上升段制導包括加速上升段導引和減速上升段導引；通過預測所述火箭的上升高度，對所述火箭執行所述加速上升段導引向所述減速上升段導引切換；確定懸停推力控制所述火箭進行懸停段制導；采用所述橫法向導引方法，對所述火箭在下降段制導中的姿態角進行修正，直到制導結束。

技術領域

本申請涉及制導控制技術領域，尤其涉及一種演示驗證火箭懸停制導方法及系統。

背景技術

目前，為降低液體火箭回收飛行試驗的風險，國內外通常開展系留保護懸停試驗來驗證關鍵技術，在系留懸停試驗中，制導系統需要實現上升、懸停、下降等功能，因此對試驗中的火箭位置的控制都要求必須準確，否則就會造成試驗失敗，出現撞擊試驗設備，沖出試驗區域等事故的發生。

發明內容

本發明提供了一種演示驗證火箭懸停制導方法及系統，以解決或者部分解決在系留懸停試驗中，不能準確控制火箭的降落位置的技術問題。

為解決上述技術問題，本發明提供了一種演示驗證火箭懸停制導方法及系統，所述方法包括：

采用橫法向導引方法，對火箭在上升段制導中的姿態角進行修正；所述上升段制導包括加速上升段導引和減速上升段導引；

通過預測所述火箭的上升高度，對所述火箭執行所述加速上升段導引向所述減速上升段導引切換；

確定懸停推力控制所述火箭進行懸停段制導；

采用所述橫法向導引方法，對所述火箭在下降段制導中的姿態角進行修正，直到制導結束。

優選的，所述橫法向導引方法包括如下橫法向導引公式：

式中：x、z為發射系下x向和z向位置(m)；其中，x向為射向，z向為橫向；x_cx(h)為發射系下標準x向位置(m)；z_cx(h)為發射系下標準z向位置(m)；u_y為法向導引控制量(°)；u_z為橫向導引控制量(°)；K_uf為法向導引控制方程的系數；K_uz為橫向導引控制方程的系數。

優選的，所述采用橫法向導引方法，對火箭在上升段制導中的姿態角進行修正，具體包括：

通過所述橫向導引控制量u_z和所述法向導引控制量u_y對所述火箭進行姿態控制，修正所述火箭在所述上升段制導中的姿態角。

優選的，所述通過預測所述火箭的上升高度，對所述火箭執行所述加速上升段導引向所述減速上升段導引切換，具體包括：

在所述加速上升段導引中，預測所述火箭從所述加速上升段導引切換為所述減速上升段導引之后并且直到所述減速上升段導引結束時，所述火箭的上升高度能否達到所述懸停高度，若所述火箭的上升高度能夠達到或者超過所述懸停高度，則對所述火箭執行所述加速上升段導引向所述減速上升段導引切換。

優選的，所述對所述火箭執行所述加速上升段導引向所述減速上升段導引切換，具體包括：

將所述火箭在所述加速上升段導引中的第一推力切換為所述減速上升段導引的第二推力，以對所述火箭執行所述加速上升段導引向所述減速上升段導引切換；其中，所述第一推力大于所述第二推力。

優選的，若所述火箭的上升高度不能夠達到所述懸停高度，則控制所述火箭繼續加速上升，直至所述火箭的上升高度能夠達到所述懸停高度為止。

優選的，所述確定懸停推力控制所述火箭進行懸停段制導，具體包括：