一种对返回式运载火箭的垂直着陆阶段的组合导航方法

摘要

本发明公开了一种返回式运载火箭垂直着陆阶段的组合导航方法，每一周期内的导航算法包含：步骤S1、捷联解算，得到当前时刻箭体水平方向姿态角、箭体沿垂直方向的降落速度和第一高度值，进入步骤S2。步骤S2、判断当前时刻捷联解算的结果是否满足相对组合导航条件，若是，进入S3，若否，则结束。步骤S3、进行激光测距组合解算，得到箭体质心到地面的第二高度值，进入步骤S4。步骤S4、将第二高度值在预设时间内的增量与第一高度值在相同预设时间内的增量进行比对，判断两者的增量差值是否在预设阈值范围内，若是，进入步骤S5，若否，则结束。步骤S5、根据所述第二高度值对当前时刻所述第一高度值进行修正。本发明提高了火箭着陆的安全性。

说明书

技术领域

本发明涉及返回式运载火箭导航技术领域，特别涉及一种对返回式运载火箭的垂直着陆阶段的组合导航方法。

背景技术

返回式运载火箭是相对于“一次性运载火箭”而言的概念，运载火箭从地面发射完成预定任务后，箭体返回并着陆，经过检修维护与燃料加注后，可以再次执行发射任务。重复使用的优点和终极目标是为了减少昂贵的运载火箭被一次性使用后抛弃箭体和设备，通过回收和重复使用来降低运载器的发射成本。重复使用技术被认为是降低空间运输费用的重要手段，也是提升运载器快速响应空间能力的有效途径。

垂直返回式运载火箭在接近地面时，将会有一段箭体基本垂直降落地点的飞行过程(垂直着陆阶段)。在该过程中，由于火箭飞行高度较低，许多有源导航系统信号将受地面站影响而失效，而高度方向导航精度将直接影响火箭是否能安全着陆。研究发现，返回式运载火箭的惯导系统在长期捷联解算过程中，高度方向误差会呈现发散趋势，导致返回式运载火箭的箭体与地面目标点的垂直距离定位不准确，使得上述返回式运载火箭不能安全着陆。

发明内容

本发明提供一种对返回式运载火箭的垂直着陆阶段的组合导航方法，通过采用激光测距组合，在不受地面站信号影响下，利用激光测距仪之间已知的几何关系，计算火箭当前精确高度，在确认激光测距组合解算结果正常的条件下，对惯组捷联解算高度信息进行重调，从而保证对返回式运载火箭的箭体高度方向的测量精度，确保所述返回式运载火箭能够安全着陆。

为了实现以上目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种对返回式运载火箭垂直着陆阶段的组合导航方法，每一周期内的导航算法包含以下过程：

步骤S1、根据捷联惯组输出信息进行捷联解算，得到当前时刻目标点坐标系下箭体水平方向姿态角、箭体沿垂直方向的降落速度和第一高度值，进入步骤S2。步骤S2、判断当前时刻捷联解算的结果是否满足组合导航条件，若满足，则进入S3，若不满足，则结束该周期计算流程。步骤S3、对各个激光测距仪在当前时刻所测得距离信息进行激光测距组合解算，得到箭体质心到地面的第二高度值，进入步骤S4。步骤S4、采用第二高度值在预设时间内的增量，与第一高度值在相同预设时间内的增量进行比对，若所述第二高度值在预设时间内的增量与所述第一高度值在相同预设时间内的增量的差值在预设阈值范围内，进入步骤S5，否则，结束该周期计算流程。步骤S5、根据所述第二高度值对当前时刻所述第一高度值进行修正，得到修正后的第一高度值，并将所述修正后的第一高度值输出至返回式运载火箭的控制系统，用于对所述返回式运载火箭的垂直着陆控制。

进一步的，在返回式运载火箭垂直降落过程中，持续周期性重复步骤S1～步骤S5，直至返回式运载火箭着陆。

进一步的，所述步骤S2中的相对组合导航条件为：

其中，δ_ψ为所述返回式运载火箭的箭体的水平方向姿态角控制阈值，L为激光测距仪的测量范围；V_L为激光测距仪能够跟踪箭体最大速度，ψ均为所述箭体的水平方向姿态角，h_INS为所述第一高度值，V_INS为所述箭体沿垂直方向的降落速度。

进一步的，所述步骤S3中的激光测距仪的数量为三个，且三个所述激光测距组仪沿箭体降落方向的反向延长线交汇于所述箭体的质心O，三个所述激光测距仪之间三个夹角分别为α、β、γ，三个所述激光测距仪所测得箭体质心O到地面的距离信息分别为a、b和c，则所述第二高度值h_L通过如下公式进行计算：

进一步的，所述步骤S4根据如下公式对当前第n周期内所述第二高度值的正确性进行判别：

Δh_L＝h_L(n)-h_L(n-1)

Δh_INS＝h_INS(n)-h_INS(n-1)

式中，h_L(n)、h_L(n-1)分别为第n及n-1周期内所述第二高度值，h_INS(n)、h_INS(n-1)为第n及n-1周期内第一高度值，若在预设时刻内，第二高度值变化量满足以下要求则进入所述步骤S5，否则，结束该周期计算流程。

|Δh_L-Δh_INS|≤δ

式中，δ为第二高度变化量判别阈值。

进一步的，所述步骤S5根据如下公式对当前第n周期所述第一高度值进行修正：

式中，h_L(n)为第n周期内所述第二高度值，为第n周期的修正后的第一高度值。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

本发明通过在返回式运载火箭上安装由三个激光测距仪组成的激光测距组合，通过解算激光测距组合中的各个激光测距仪输出值，得到返回式火箭垂直降落过程中，箭体质心到地面的垂直距离即第二高度值，根据所述第二高度值对当前时刻捷联惯组解算的箭体到地面的垂直距离即第一高度值进行修正，使得修正后的第一高度值等于第二高度值，之后将所述修正后的第一高度值输出至返回式运载火箭的控制系统，用于返回式运载火箭垂直着陆控制。由于所述激光测距组合几乎不受地面信号及环境影响，其测量精度较高，测量范围较大，提高了箭体到地面的垂直距离的测量精度，提高了所述返回式运载火箭着陆的安全性。激光测距组合有效规避由于箭体姿态不完全垂直地面对激光测距结果的影响，同时，本发明还提高了返回式运载火箭的导航系统的可靠性。

附图说明

图1为本发明的实施例提供的对返回式运载火箭的垂直着陆阶段的组合导航方法的流程图；

图2为本发明的实施例提供的对返回式运载火箭的垂直着陆阶段的组合导航方法中的激光测距组合的安装方式示意图；

图3为本发明的实施例提供的激光测距组合解算示意图。

具体实施方式

承如背景技术所述，由于返回式运载火箭的箭体与地面目标点的垂直距离定位不准确，导致上述返回式运载火箭不能安全着陆的问题，研究发现，返回式运载火箭的惯导系统在长期捷联解算过程中，高度方向会呈现发散趋势，在火箭着陆过程中，采用其他导航单机进行组合导航修正高度方向信息；垂直返回运载火箭，在接近目标着陆点时，其着陆过程是与目标点基本垂直的，此时的飞行段为垂直着陆阶段，上述返回式运载火箭处于垂直着陆阶段时，其飞行高度较低，返回式运载火箭的信号接收机等依靠外部信号的导航系统，受地面站信号的影响，可能会出现短时失效的情况，因此，需选用激光测距仪进行高度方向位置辅助测量。而传统激光测距方法只能测量单方向与反射面距离，直接应用测距仪信息会耦合箭体当前水平姿态误差。导致返回式运载火箭的箭体与地面目标点的垂直距离定位不准确，使得上述返回式运载火箭不能安全着陆。

本发明采用在返回式运载火箭上设置多个激光测距仪，利用各个激光测距仪之间已知的几何关系，计算返回式运载火箭当前精确高度，在确认激光测距组合结果正常的条件下，对惯组捷联解算高度进行重调，从而保证返回式运载火箭的箭体在高度方向测量精度，提高返回式运载火箭着陆的安全性。

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

如图1所示，本实施例提供的一种对返回式运载火箭的垂直着陆阶段的组合导航方法，每一周期内的导航算法包含如下步骤S1～步骤S5；具体的，步骤S1、根据捷联惯组输出信息进行捷联解算，获取当前目标点坐标系下箭体姿态角、速度和第一高度值，进入步骤S2。其中，箭体姿态角为水平方向姿态角为ψ，第一高度值为当前返回式运载火箭的箭体到地面的垂直的距离(第一高度值)h_INS，所述速度信息为所述箭体沿垂直方向的降落速度V_INS。

步骤S2，判断当前目标点坐标系下箭体姿态、速度、位置是否满足相对组合导航条件，若满足，则进入S3；若不满足，则结束该周期计算流程。

所述步骤S2的组合导航条件为：判断当前箭体的水平姿态角是否满足指标要求，确保箭体大致处于垂直地面方向；判别当前箭体距地面的高度是否满足指标要求，是否在激光测距仪的测量范围以内；判别当前速度是否满足指标要求，确保激光测距仪能够跟踪当前箭体位置变化。具体的，组合导航条件为：

其中，δ_ψ为箭体水平方向姿态角控制阈值；L为每个激光测距仪的测量范围；每个激光测距仪能够跟踪箭体最大速度为V_L。

步骤S3、进行激光测距组合解算，即，对各个激光测距仪当前所测得距离信息进行距离信息综合解算，得到返回式运载火箭的第二高度值(箭体质心到地面的垂直距离)，进入步骤S4。

具体的，结合图2和图3所示，在所述返回式运载火箭的箭体上激光测距组合，在本实施例中，所述激光测距组合包括三个相同的激光测距仪，三个激光测距组仪沿激光信号发射方向的反向延长线交汇于所述箭体的质心O，且三个激光测距仪之间三个夹角分别为α、β、γ，可通过激光测距仪自带校准立方镜进行标定，则三个激光测距仪所测得箭体质心O到地面的距离信息分别为a、b和c，箭体质心O距地面的垂直距离(第二高度值)h_L为：

其中，

步骤S4、将所述高度信息与捷联惯组解算的结果进行互判，采用第二高度值在预设时间内的增量，与第一高度值在相同预设时间内的增量进行比对后，若两者的增量差值在预设阈值范围内，则认为当前各个激光测距仪输出的距离信息有效，进入步骤S5，否则，结束该周期计算流程。

具体的，计算得到第n及n-1周期(组合导航周期)内通过激光测距组合解算得到的箭体距地面的垂直距离，即，第n及n-1周期内所述第二高度值h_L(n)、h_L(n-1)，h_INS(n)、h_INS(n-1)为第n及n-1周期的第一高度值，则在这个周期内(预设时间)激光测量高度变化为：

相同预设时间内，捷联惯组解算得到的高度变化为Δh_INS，则：

|Δh_L-Δh_INS|≤δ(4)

其中，δ为预设增量阈值，若满足以上条件，则判定激光测距组合n周期内解算的第二高度值正确。

步骤S5、采用步骤S3中的第二高度值对第一高度值进行修正，得到修正后的高度信息，采用修正后的高度信息接入控制系统，确保返回式运载火箭安全着陆。

具体的，采用第n周期内激光测距组合解算的得到的第二高度值h_L(n)，对n周期内捷联惯组解算得到的第一高度值h_INS(n)根据如下公式进行重调，得到重调后的第一高度值即：

采用修正后第一高度值作为返回式运载火箭的导航系统在该组合导航周期内的高度，导航系统将该高度值输出至返回式运载火箭的控制系统，用于对返回式运载火箭垂直着陆过程控制。

在返回式运载火箭垂直返回过程中，一直周期性循环步骤S1～步骤S5，直至返回式运载火箭安全着陆。

综上所述，本发明通过在返回式运载火箭上安装激光测距组合，通过激光测距组合中的各个激光测距仪对在进行垂直着陆阶段的运载火箭的箭体质心到地面的距离信息计算得到在当前时刻，箭体质心到地面的垂直距离即第二高度值，根据所述第二高度值对当前时刻捷联惯导组解算的箭体到地面的垂直距离即第一高度值进行修正，使得修正后的第一高度值等于第二高度值，之后将所述修正后的第一高度值输出至返回式运载火箭的控制系统，用于返回式运载火箭垂直着陆阶段的控制。由于所述激光测距仪几乎不受地面信号及环境影响，其测量精度较高，测量范围较大，提高了箭体到地面的垂直距离的测量精度，提高了所述返回式运载火箭着陆的安全性。有效规避由于箭体姿态不完全垂直地面对激光测距结果的影响，同时，本发明还提高了返回式运载火箭的导航系统的可靠性。本发明在返回式运载火箭在垂直着陆过程中，对其的姿态调控完成，在返回式运载火箭成垂直着陆的过程中，采用相对组合导航技术，及时测得返回式运载火箭相对对面高度和速度，对返回式运载火箭发动机推力进行控制，使返回式运载火箭动态性能满足着陆条件,可提高控制系统整体精度，提高系统可靠性，且该方法工程实用性较高。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。