[发明专利]一种演示验证火箭悬停制导方法及系统

说明书

本发明公开了一种演示验证火箭悬停制导控制方法及系统，所述方法包括：采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正；所述上升段制导包括加速上升段导引和减速上升段导引；通过预测所述火箭的上升高度，对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；确定悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；采用所述横法向导引方法，对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。

技术领域

本申请涉及制导控制技术领域，尤其涉及一种演示验证火箭悬停制导方法及系统。

背景技术

目前，为降低液体火箭回收飞行试验的风险，国内外通常开展系留保护悬停试验来验证关键技术，在系留悬停试验中，制导系统需要实现上升、悬停、下降等功能，因此对试验中的火箭位置的控制都要求必须准确，否则就会造成试验失败，出现撞击试验设备，冲出试验区域等事故的发生。

发明内容

本发明提供了一种演示验证火箭悬停制导方法及系统，以解决或者部分解决在系留悬停试验中，不能准确控制火箭的降落位置的技术问题。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种演示验证火箭悬停制导方法及系统，所述方法包括：

采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正；所述上升段制导包括加速上升段导引和减速上升段导引；

通过预测所述火箭的上升高度，对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；

确定悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；

采用所述横法向导引方法，对所述火箭在下降段制导中的姿态角进行修正，直到制导结束。

优选的，所述横法向导引方法包括如下横法向导引公式：

式中：x、z为发射系下x向和z向位置(m)；其中，x向为射向，z向为横向；x_cx(h)为发射系下标准x向位置(m)；z_cx(h)为发射系下标准z向位置(m)；u_y为法向导引控制量(°)；u_z为横向导引控制量(°)；K_uf为法向导引控制方程的系数；K_uz为横向导引控制方程的系数。

优选的，所述采用横法向导引方法，对火箭在上升段制导中的姿态角进行修正，具体包括：

通过所述横向导引控制量u_z和所述法向导引控制量u_y对所述火箭进行姿态控制，修正所述火箭在所述上升段制导中的姿态角。

优选的，所述通过预测所述火箭的上升高度，对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换，具体包括：

在所述加速上升段导引中，预测所述火箭从所述加速上升段导引切换为所述减速上升段导引之后并且直到所述减速上升段导引结束时，所述火箭的上升高度能否达到所述悬停高度，若所述火箭的上升高度能够达到或者超过所述悬停高度，则对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换。

优选的，所述对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换，具体包括：

将所述火箭在所述加速上升段导引中的第一推力切换为所述减速上升段导引的第二推力，以对所述火箭执行所述加速上升段导引向所述减速上升段导引切换；其中，所述第一推力大于所述第二推力。

优选的，若所述火箭的上升高度不能够达到所述悬停高度，则控制所述火箭继续加速上升，直至所述火箭的上升高度能够达到所述悬停高度为止。

优选的，所述确定悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导，具体包括：