[發明專利]火箭定點軟著陸的開機點在線確定方法及系統

有效

• 申請號: 202011359792.3
• 申請日: 2020-11-27
• 公開（公告）號: CN112525004B
• 公開（公告）日: 2022-10-18
• 發明（設計）人: 張洪波;周祥;周亮;安雪瀅;湯國建;包為民
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: F41G3/22
• 分類號: F41G3/22
• 代理公司: 長沙正奇專利事務所有限責任公司 43113
• 代理人: 馬強;王娟

本發明公開了一種火箭定點軟著陸的開機點在線確定方法及系統，基于等高條件下速度偏差和水平位置偏差兩個特征量對相對開機高度進行實時預測，當預測值與實際值相等時即可確定開機點。本發明能有效解決依據單一特征量確定開機點容易引起動力著陸段初始誤差大，造成著陸失敗的難題。

技術領域

本發明涉及飛行器制導控制技術領域，特別是一種火箭定點軟著陸的開機點在線確定方法及系統。

背景技術

運載火箭子級回收技術是實現發動機可重復使用，降低太空進入成本的關鍵技術之一。回收過程需經歷高空再入段、動力減速段、大氣減速段和動力著陸段。其中，動力著陸段采用變推力發動機進行減速控制，從而實現精確定點著陸。動力著陸段開機點即大氣減速段和動力著陸段的交班點，該點的確定決定了動力著陸段制導的初始狀態誤差。不合理的開機點將為動力著陸段制導帶來較大的初始誤差，而發動機控制能力是有限的，當該誤差超出火箭控制能力時，將造成著陸失敗。傳統的開機點確定方法一般是在標準開機時間或標準開機高度等單一特征量的基礎上，由火箭在線計算當前點與標準開機點的特征量偏差，當偏差為零時發動機開機。這種開機方式邏輯簡單，僅考慮了高度方向的位置偏差，未能考慮水平方向位置偏差。當干擾因素較強時，其確定的開機點將給著陸段制導帶來較大的初始誤差，從而影響定點著陸的成功率和著陸精度。為了克服這種開機方法的不足，有必要綜合多個飛行特征量，權衡各個特征量的誤差因素，建立一種兼顧多個方向誤差的混合開機策略，從而確定一個更好的開機點以降低著陸段制導的初始誤差，提高定點著陸的成功率和精度。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是，針對現有技術不足，提供一種火箭定點軟著陸的開機點在線確定方法及系統，解決現有技術利用單一特征量確定火箭回收動力著陸段開機點，容易造成某個著陸段制導任務失敗或著陸精度低的問題，為著陸段制導確定一個初始誤差更小的開機點。

為解決上述技術問題，本發明所采用的技術方案是：一種火箭定點軟著陸的開機點在線確定方法，采用以下公式確定最終開機高度ΔH_k：其中，ΔH_V表示基于當前高度對應速度偏差ΔV(H)得到的開機高度，ΔH_L表示基于當前高度對應水平位置偏差ΔL(H)得到的開機高度，

ΔV(H)_max為等高條件下的允許速度偏差最大值、ΔV(H)_min為等高條件下的允許速度偏差最小值、ΔL(H)_max為等高條件下的允許水平位置偏差最大值、ΔL(H)_min為等高條件下的允許水平位置偏差最小值、ΔH_max為火箭進行氣動減速過程中當前時刻高度H相對于標準開機高度的允許偏差最大值、ΔH_min為火箭進行氣動減速過程中當前時刻高度H相對于標準開機高度的允許偏差最小值，上述六個參數均需根據著陸制導任務要求提前確定。

本發明利用等高速度偏差、等高水平位置偏差兩個特征量建立混合開機策略，這樣可以在多個偏差中進行平衡，從而確定一個更有利于完成著陸段制導任務的開機點，解決了現有技術利用單一特征量確定火箭回收動力著陸段開機點，容易造成著陸段制導任務失敗或著陸精度低的問題。

當前高度偏差H為火箭進行氣動減速過程中當前時刻的高度；為給定的標準開機高度，通過定義高度偏差ΔH來判斷發動機開機時機，可以為著陸段制導提供一個更好的開機點。

當前高度H下的速度偏差ΔV(H)＝V(H)-V^*(H)；V^*(H)為當前高度H下對應的標準速度；V(H)為當前高度H對應的火箭速度。通過計算等高條件下的速度偏差ΔV(H)，可以確保實際開機點處的速度偏差在一個較小范圍內，有助于降低著陸段制導初始速度偏差。