具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

如图1-2所示，一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭，包括：

主舱体，动力系统，吹除系统，控制系统，辅助动力系统，固定回收支腿系统；

其中，

主舱体为一圆柱体壳体，长细比接近大型运载火箭，确保在起吊、运输、竖立、发射、回收过程中维持飞行所需的气动外形；

动力系统设置于主舱体的内部，为火箭提供加速或者减速的动力；

控制系统设置于主舱体的内部(一般在头部)，包括设有控制软件的中心计算机、摄像头、多个传感器、惯组、GPS定位装置及对应天线，所有电器部件通过电缆线在内部连接；控制系统用于实时解算箭体当前的姿态、速度、位置，确保火箭沿目标弹道飞行，按设计时序进行起飞、降落；具体地，中心计算机，摄像头，测控装置(包含GPS定位及天线)均通过支架固定在舱壁上，支架与各个单机惯组间均设有缓冲装置。摄像头通过减震装置固定在头部、尾部。各单机惯组均通过舱体表面的电缆进行连接，电缆表面设有电缆罩进行保护。

辅助动力系统设置于主舱体的内部(一般在头部)，用于向外喷射气体，为火箭控制提供俯仰、滚转、偏航力矩；

在主舱体内部的动力系统附近，设有吹除系统，确保舱内各单机工作稳定正常；

在主舱体尾部安装固定回收支腿系统，在火箭回收时提供缓冲作用，主要通过支腿内部缓冲器减小着陆缓冲，确保火箭安全着陆，同时支腿上需包裹防热材料，使其能够承受返回时发动机尾焰灼烧。

具体地，所述动力系统包括低温液体甲烷箱与低温液氧箱、喷管、低温液体发动机、可控制喷管摆动的伺服机构，(控制系统发送指令控制其摆喷，提供火箭推力与部分操纵力矩)液氧与甲烷从箱体流出后混合进入主舱体尾部的喷管内燃烧，燃料储箱和氧化剂储箱均与发动机连接，发动机与喷管连接，喷管设置于主舱体的尾端，并且喷管的燃气出口通向主舱体的外部。

如图3-5所示，所述控制软件中写入的飞行弹道按以下方法(即单次开机的垂直火箭弹道计算方法)设计：

首先定义发射系：坐标原点O1与发射点固连，x轴在发射平面内，指向发射瞄准方向，y轴垂直于发射点水平面指向天向，z轴与x，y轴构成右手直角坐标系。

射向角：射向角为发射瞄准方向与发射点正北方向的夹角，从y轴看顺时针为正。

落点方位角：落点相对发射点的方向与发射点正北方向的夹角，从y轴看顺时针为正。

本发明的弹道迭代计算法，包括以下步骤：

步骤S1、确定约束量要求及精度要求；

所述步骤S1的具体内容为：

所述约束要求包括着陆点高度、速度、射程、落点方位角的要求，其中，末端高度约束要求为0m，精度要求为0.001m-0.1m，优选为0.01m；末端速度要求为0m/s，精度要求为0.001m/s-0.1m/s，优选为0.01m/s；射程精度要求为0.01m-1m，优选为0.1m；落点方位角精度要求为0.01°-1°，优选为0.1°。

步骤S2、确定待迭代的各控制量；

所述步骤S2的具体内容为：

确定待迭代的控制量，首先将弹道分为加速上升段、第一调推段、减速上升段、加速下降段、第二调推段、减速下降段，其中减速返回段结束高度HH为控制量之一，HH用于控制落点高度使其满足落点高度精度要求；随后对弹道全程的姿态角进行设计，其中表征俯仰角的特征量为控制量之一，用于控制落点射程使其满足射程精度要求；射向角A0为第三个控制变量，A0用于控制落点方位角使其满足落点方位角精度要求，射向角定义为发射瞄准方向与发射点正北方向的夹角，落点方位角定义落点相对发射点的方向与发射点正北方向的夹角；

在实际应用中，所述步骤S2中，

所述加速上升段的结束判断条件为发射系Y向速度达到特定值Vy1，该值的设定与弹道顶点高度相关：此段结束时刻为t1(即图4中的T1)；Vy1和弹道顶点高度是单调递增的关系。

所述第一调推段的时长Tm1与发动机调整推力的性能以及推力调整量相关；此段结束时刻为t2；例如，发动机调整推力的性能如果为调整10％的推力需要1s的时间(设发动机额定推力(满推力)为P，发动机每秒可调节10％P)，推力调整量由70％调整到50％，调整量为20％，那么时长Tm1需要2×1s＝2s；

所述减速上升段结束判断条件为Y向速度为0；此段结束时刻为t3；

所述加速下降段结束判断条件为高度达到控制量HH；此段结束时刻为t4(即图4中的T4)；

所述第二调推段的时长Tm2与发动机调整推力的性能以及推力调整量相关；此段结束时刻为t5；例如：设发动机额定推力(满推力)为P，发动机每秒可调节10％P，假如从70％P调整至50％P，则需要2s。

所述减速下降段结束判断条件为Y向速度为0，此段结束时刻为t6。

各段结束的时刻按时间顺序为t1(即图4中的T1)、t2、t3、t4(即图4中的T4)、t5、t6。

步骤S3、给控制量赋初值；

所述步骤S3的具体内容为：

给控制变量赋初值，所述初值可以使弹道迭代计算快速收敛；

在实际应用中，具体地，所述步骤S3中给控制变量赋初值，当约束量(约束量包括射程，落点方位角，着陆速度为0其中垂直速度回零即为0(判断着陆标准)、侧向速度也回零即为0，高度为0)确定时，由于射向角与落点方位角定义方向一致、起始基准一致，所以将射向角初值定为与目标落点方位角Azi₀相等；减速返回段结束高度初值必定处于起飞点海拔高度H₀和弹道顶点H_m海拔高度之间，令HH＝x_H(H_m-H₀)，其中x_H∈(0,1)，由于减速下降段结束的判断条件为Y向速度为0m/s，如果x_H太小，可能出现减速下降段结束时高度为负值的问题，此时无法求解有意义的大气参数，所以x_H的取值区间定在(0.5，1.0)之间；特征量的初值取值范围为(0°，90°)，可根据射程L(即图4中的l，l₀是射程约束要求)要求进行选取，例如：对于50m射程可以取姿态角过大可能导致迭代发散的问题，较小的初值有利于迭代收敛。

在实际应用中，无需设计控制量用于满足着陆点三个方向速度要求，将减速下降段的结束判断条件设置为发射系Y向速度为0，通过俯仰角和偏航角ψ设计，令返回段火箭推力方向与速度方向相反，可使着陆时发射系x向、z向速度回0，由于滚转角不影响三自由度弹道计算，所以全程滚转角为0。

所述姿态角包括俯仰角和偏航角ψ，具体设计内容为：

在加速上升段：俯仰角为90°、偏航角为0°；

在第一调推段：俯仰角从90°匀速过渡至偏航角为0°；

在减速上升段：俯仰角为偏航角为0°；

在加速下降段、第二调推段、减速下降段：俯仰角从匀速过渡至为保持箭体姿态稳定，角速率不宜过大，随后俯仰角保持飞行，计算弹道倾角θ和弹道偏角σ，当记录下该时刻从该时刻起，令返回段俯仰角程序如下式所示：

加速下降段和第二调推段偏航角为0°，减速下降段计算弹道偏角σ，令偏航角ψ＝-σ；

Vx、Vy、Vz为发射系X、Y、Z向速度，V发射系速速，a没有意义，a与sin一起用，是反三角函数arcsin的意思。

具体地，减速下降段，如果临近着陆速度过低，计算出的弹道倾角和弹道偏角可能出现较大跳变，处理方式为当速度小于0.1m/s的一瞬间，记录下当前姿态角ψ_f，从该瞬间之后，令俯仰角和偏航角冻结在ψ_f，直至Y向速度达到0m/s。

步骤S4、根据约束量与控制量之间的关系，确定修正系数；

所述步骤S4的具体内容为：

确定修正系数时，射向角与落点方位角、加速下降段结束高度与着陆高度单位相同且有较为明显的单调(单调递增或单调递减)关系，修正系数定为1；射程与的修正系数按照如下方式计算：每算完一条弹道，记录射程L与值，则修正系数为

基本规则是火箭往哪边发射就往哪边返回着陆，落点方位角随着射向增加而单调递增。由于弹道顶点高度一定，加速下降段结束高度越高，则加速下降段结束时刻发射系Y向速度Vy越小，而调推段时长不变，则减速下降段开始时刻Vy也越小，减速下降段从较小速度减速

至速度为0，则该段起始的高度差也越小，则着陆时刻(发射系Y向速度为O)的高度就越高，着陆高度随着加速下降段结束高度的增加而单调递增。

步骤S5、根据修正系数，计算修正量，进行弹道迭代计算；

具体地，所述步骤S5中进行弹道迭代计算时确定待迭代的各控制量时，不用各飞行段的时间作为控制量，而是分成六段飞行段分别用不同的更方便计算的物理量来做为控制量的：加速上升段、第一调推段、减速上升段、加速下降段、第二调推段、减速下降段，这六个段中的各个段推力不同，各个段的俯仰角不同，在初始时就确定了AO射向角但在整个过程中进行坐标系变换进行计算；在加速下降段将加速下降段结束的高度作为控制量HH。

步骤S6、获得满足精度要求的弹道。

如图6-7所示，所述火箭还包括测量系统-用于实时获取箭体飞行状态信息和导航位置信息等，火箭飞行开始后主发动机点火后，按照预定离台检测程序，判定箭体是否离台，并向主发动机发出继续工作或者紧急关机信号；判定是否离台预定时间一般取值为s5-7s；火箭成功离台后，火箭按设计时序继续飞行-降落，所述主发动机的推力直接作用于火箭上；所述火箭的控制软件中写入的飞行时序按下述方法设计：

通过对飞行时间进行分段设计，匹配各对应高度段的轴向飞行过载，使得各对应高度段的轴向飞行过载适宜垂直回收验证火箭的验证飞行，具体设计方法是：

通过按飞行时序对发动机进行推力调节，实现箭体轴向飞行过载的交错变化，为垂直回收演示验证火箭飞行全程提供适宜的轴向飞行过载，最终可以实现垂直受控着陆回收；

所述飞行时间进行分段为起飞上升段、先减速上升后加速下降段和减速下降段，起飞上升段对应飞行高度h1、先减速上升后加速下降段对应飞行高度h2，减速下降段对应飞行高度h3，各阶段对发动机进行推力调节，具体根据推力-质量(指火箭的质量)-高度-过载迭代计算，确定起飞上升段、先减速上升后加速下降段和减速下降段，各阶段对发动机进行推力大小的调节，即调节推进剂燃烧质量的多少来调节推力大小，因为在飞行过程中会消耗火箭内的推进剂，推进剂质量的变化会引起火箭质量的变化，所以根据推力-质量-高度-过载迭代计算来确定各阶段对发动机推力大小的调节，来实现箭体轴向飞行过载的交错变化；其中高度h1、h2采用如下常规公式来迭代运算得到，推力-质量-高度-过载：

A_p＝M_FG2FSM_JT2FG[P/M；0；0]，P为推力，M为求解时刻的箭体质量(推进剂的质量变化使箭体质量发生变化)，M_JT2FG为箭体坐标系转发射坐标系的矩阵，A_p为推力在发射坐标系下产生的加速度。AK＝gfs+Acof+Acf+A_p+AN，AK为箭体在发射坐标系下受到的和加速度，gfs为引力加速度，Acof为牵连加速度，Acf为科氏加速度，AN为气动力在发射坐标系下产生的加速度，N＝A_p+A_N，N为过载，V_fs(i+1)＝V_fs(i)+t_stepA_k(i+1)为计算周期，V_fs(i)为上—计算周期的速度，V_fs(i+1)为本计篡周期的速度；R_fs(i+1)＝R_fs(i)+t_stepV_fs(i+1)，R_fs(i)为上一计算周期的位置，R_fs(i+1)为本计算周期的位置；H(i+1)＝|M_FS2DX(R_fs(i+1)+R_0fs)|-R_0dx(i+1)，H(i+1)为本计算周期的高度(即对应得到h1、h2值)，R_0fs为发射点在发射坐标系下的位置，M_FS2DX为发射坐标系转地心坐标系矩阵，R_0dx(i+1)为对应的地表位置到地心的距离。

但h3最后落地判断的高度与箭体的制导策略和导航误差精度以及着陆支腿承受的落速有关，最后综合分析得到h3值的结果，跟硬件的指标水平有关系，比如着陆缓冲机构的承载能力设计指标。

进一步地，实现箭体轴向飞行过载的交错变化具体原则是：

火箭成功离台后，对于火箭起飞上升段，主发动机推力不调节，箭体轴向飞行过载不宜太大和太小，按照不小于预定过载n1持续飞行，n1取值为1.1g，太大则火箭上升高度太高，因为发动机推力调节幅度有限，可能无法回收，太小的话存在离台过慢的风险；在另一个的实施例中n1取值为1.3g，再在另一个的实施例中n1取值为1.2g。

飞行过程持续判定火箭飞行高度h1，当h1大于程序预设值时，调小主发动机推力，通过推力调节，保持箭体飞行过载小于n2，对于火箭先减速上升后加速下降段，不宜太大和太小，但比起飞上升段小，n2取值0.6g，n2取值不能太大，太大则火箭需要较长时间减速，消耗推进剂质量增加，因为发动机推力调节下限存在限制，最后将导致火箭重力小于发动机推力调节下限，导致飞行器无法下降，太小的话发动机推力调节范围有限，无法实现；在另一个的实施例中n2取值为0.9g，再在另一个的实施例中n2取值为0.75g。

飞行火箭速度呈先减速上升状态，待弹道飞行顶点后(顶点可用箭体导航信息判断)，呈加速下降状态飞行，飞行过程持续判定火箭飞行高度h2(高度h2点即下落过程中的推力调节点)，当h2小于程序预设值时，判定飞行到达返回减速起始点，调大主发动机推力，通过推力调节，保持箭体飞行过载大于n3，n3取1.1g，此时对于火箭减速下降段，不宜太大和太小，但比起飞上升段大，取值n3为1.1g，太大则火箭减速较快，下降速度将快速归零，将导致飞行器反向加速上升，最终无法着陆，太小的话减速性能较弱，无法在高度归零时将飞行器速度降低到0，无法满足着陆速度要求。在保持飞行过载同时，小幅度调整发动机推力和矢量推进方向，控制箭体落地速度和姿态，保证着陆速度精度和姿态精度满足着陆系统设计指标要求。箭体呈减速下降的同时，持续判定火箭飞行高度h3，当h3小于程序预设值时，关闭火箭主发动机机，箭体垂直着陆回收，完成垂直起降演示验证飞行。在另一个的实施例中n3取值为1.4g，再在另一个的实施例中n3取值为1.25g。

如图7所示，所述t1-t7间隔预定时间从点火T0点开始计算，进一步地，具体时序步骤设计如下：

步骤1、演示验证火箭主发动机在T0时刻发出点火信号后，间隔预定时间t1，t1为3s，在设定时间T1时刻进行演示验证火箭箭体离台判定，并向演示验证火箭主发动机发出继续工作或者紧急关机信号；在另一个的实施例中t1取值为5s，再在另一个的实施例中t1取值为4s。

步骤11、若在T1时刻判定箭体未正常离台，间隔预定时间t2，t2为5s，主发动机在T2时刻执行紧急关机程序，所述间隔预定时间t1小于间隔预定时间t2；在另一个的实施例中t2取值为7s，再在另一个的实施例中t2取值为6s。

步骤12、若判定箭体正常离台，主发动机继续正常工作，保持箭体加速上升，间隔预定时间t3，t3为30s，在T3时刻进行飞行高度判定，若未达到预定高度h1，保持发动机推力不变，按照不小于预定过载n1持续飞行，n1为1.3g，若已达到预定高度h1,则间隔预定时间t4，t4为35s，主发动机在T4时刻降低推力，使演示验证火箭减速上升；在另一个的实施例中t3取值为32.5s，再在另一个的实施例中t3取值为35s。在另一个的实施例中t4取值为40s，再在另一个的实施例中t4取值为37.5s。在另一个的实施例中n1取值为1.2g，再在另一个的实施例中n1取值为1.1g。

步骤2、当演示验证火箭达到弹道顶点后，箭体开始加速下降，保持火箭过载小于n2，n2为0.9g，间隔预定时间t5，t5为75s，在T5时刻进行高度判定，若未达到预定高度h2，则保持主发动机推力不变，继续当前过载进行飞行，若已达到预定高度h2，则间隔预定时间t6，t6为80s，主发动机在T6时刻增大推力，使演示验证火箭减速下降；当高度判定小于程序预设值h2时，调大主发动机推力，通过推力调节，保持箭体飞行过载大于n3；在另一个的实施例中t5取值为80s，再在另一个的实施例中t5取值为77.5s。在另一个的实施例中t6取值为85s，再在另一个的实施例中t6取值为82.5s。在另一个的实施例中n2取值为0.75g，再在另一个的实施例中n2取值为0.6g。

步骤3、T6时刻后，演示验证火箭进入垂直降落末制导段，在保持飞行过载大于n3同时，n3为1.4g，主发动机小幅度调节推力大小和矢量方向，控制箭体落地速度和姿态，保证着陆速度精度和姿态精度满足着陆系统设计指标要求，箭体呈减速下降，间隔预定时间t7，t7为100s，在T7时刻进行飞行高度判定，当飞行高度小于程序预设值h3时，关闭演示验证火箭主发动机，箭体垂直着陆回收，完成垂直起降演示验证飞行。在另一个的实施例中t7取值为120s，再在另一个的实施例中t7取值为110s。在另一个的实施例中n3取值为1.25g，再在另一个的实施例中n3取值为1.1g。

实施例中具体的火箭飞行最高高度为1000m，其中h1的取值为350-450m，具体取值400m，h2的取值为250-350m，具体取值300m，h3的取值为0-1m，具体取值0.5m。在另外可能的实施例中火箭飞行高度可以为大于0m的任何高度，不局限于1000m，可以为10000m,也可以为100000m，1000000m，根据需要可以取值更大。

具体地，如图8-12所示，本发明的火箭控制软件中写入预定的离台检测程序，判定箭体是否离台，一种可重复使用技术演示验证火箭的离台检测方法，所述的火箭回收支腿设置有缓冲器，所述缓冲器承受的压力值可以测得，方法包括：

S1、根据火箭回收支腿缓冲器压力值进行判别；

S2、根据箭体轴向过载进行判别；

S3、根据测量的箭体支腿下端面实际离地高度进行判别；

S4、记录当前时刻距离点火时刻的时间差dt＝T_t-T₀，其中T_t为当前时刻，T₀为发动机点火指令发出时刻；

S5、当S1-3中判别的缓冲器压力条件、箭体轴向过载条件、支腿下端面离地高度条件中有两项同时满足，则判定为火箭离台，记录当前时刻为T1，并通过遥测下传；

当三项判据均不满足但dt≤Tth时，持续测量上述物理量，当三项判据均不满足且dt>Tth时，则判定为火箭离台故障并进行后处理程序；Tth为按照最大设计偏差及弹道设计情况，计算出的火箭离台时间，再加20％裕度；

S6、当发生以下事件时，即停止上述判别：

(a)火箭已起飞，并下传了起飞零秒的遥测数据；

(b)火箭出现故障，收到地面发出的紧急关机遥控指令。

进一步地，所述步骤S1具体为：测量回收支腿的四个缓冲器的氮气室或油缸内的压力Pmd1-4，采样周期为50-1000kHz。发动机完成点火时序控制后，四个计数器Cmd1-4开始计数，Cmd1-4初始值均为0，当压力测量值小于装订阈值Pth时，对应的计数器加一，当压力测量值大于等于装订阈值Pth时，计数器清0；当Cmd1-4中同时有三项值大于Kmd，则判别为满足缓冲器压力条件，Kmd一般取值为20-50，例如取20、25、30、35、40、45、50等。

进一步地，所述步骤S2具体为：测量箭体轴向过载，即指箭体坐标系下x方向的箭体过载Nx1，采样周期为50-100Hz，N_x1,k为第k个计算周期的箭体轴向过载，n一般取5-10，例如取5，6,8，10。等；发动机完成点火时序控制后，计数器Cnx开始计数，Cnx初始值均为0，当过载测量值大于装订阈值Nth时，计数器Cnx加一，当过载测量值小于等于装订阈值Nth时，计数器清0；当Cnx值大于Knx时则判别为满足箭体轴向过载条件，Knx一般取值为5-15，例如取5，7，10,12，15等。

进一步地，所述步骤S3具体为：由两台高度表分别测量箭体支腿下端面实际离地高度Hgd1-2，其中H_tx,k为第k个计算周期的高度表天线安装位置离地高度，为高度表天线安装位置距支腿下端面的轴向距离，采样周期为10-100Hz，n一般取5-10，例如取5，7，9,10等。发动机完成点火时序控制后，两个计数器Cgd1-2开始计数，Cgd1-2初始值均为0，当Hgd1或Hgd2大于装订阈值Hth时，对应的计数器加一，当Hgd1或Hgd2小于等于装订阈值Hth时，对应的计数器清0；当Cgd1-2中有一项值大于Kgd时则判别为满足支腿下端面离地高度条件，Kgd一般取值为5-15，例如取5，7，10,12，15等。

进一步地，判断顺序为先判断缓冲器压力条件；再判断箭体轴向过载条件，最后判断火箭支腿下端面离地高度条件。

进一步地，Nth是轴向过载判别门限，一般取值为1.05-1.3倍重力加速度，具体取值与起飞推重比有关。。

具体的，本实施例中根据缓冲器压力传感器测量的压力值进行判别：火箭通过回收支腿支撑在发射区地面上，由于火箭重力的作用，回收支腿内的缓冲器处于压缩状态，缓冲器内氮气室及油缸压力较大，当火箭发动机点火后，推力逐渐建立，缓冲器压缩量减小，缓冲器内氮气室及油缸压力减小，当火箭起飞时，缓冲器无压缩量，处于自由状态，压力也将小于阈值；

当测量的压力小于装订阈值时，表明推力建立完成，支腿为提供给箭体支持力所产生的压缩量减小；当火箭离台后，支腿处于松弛自由状态，缓冲器几乎无压缩，直至着陆时支腿触地；

根据箭体过载判别：当火箭推力大于自身重力时，火箭离开发射台起飞；

通过高度表测量高度判别：火箭离台后，高度表测量的离地高度迅速增大；直到箭地返回地面时，离地高度再减小；

判断开始时间与结束时间：发动机完成点火时序控制后，开始进入判断；当火箭已离台或发生故障时，停止离台判断。

本实施例离台判据：

S1中Cmd1-4表示对应标号的缓冲器压力测量值连续小于装订阈值Pth的次数，Kmd为装订值，表示满足缓冲器压力条件的次数，Kmd一般取值为20-50，与缓冲器的设计值有关，具体数值通过仿真或试验得到；阈值Pth与缓冲器的设计值、箭体重量及起飞过载有关，具体数值通过数学仿真及试验确定。

当Cmd1-4中同时有三项值大于Kmd，则判别为满足缓冲器压力条件；由于加工工艺的偏差以及加注后箭体具有一定倾斜角，起飞过程中存在多种不同支腿离地的方式，且考虑到压力传感器故障冗余的情况，因此将判据设为4取3。

S2中表示最近连续n个周期内的轴向过载平均值；N_x1,k为第k个计算周期的箭体轴向过载；n一般取5-10；Cnx表示过载测量值连续大于装订阈值Nth的次数，Knx为装订值，表示满足箭体轴向过载条件的次数，Knx一般取值为5-15；Nth是轴向过载判别门限，一般取值为1.05-1.3倍重力加速度，具体取值与起飞推重比有关。

S3中表示最近连续n个周期内的高度表天线安装位置离地高度平均值；H_tx,k为第k个计算周期的高度表天线安装位置离地高度；h_az为高度表天线安装位置距支腿下端面的轴向距离，n一般取5-10；Cgd1-2表示对应高度表测量高度值连续大于装订阈值Hth的次数，Kgd为装订值，表示满足支腿下端面离地高度条件的次数，Kgd一般取值为5-15，Hth与高度表的测量精度有关，一般Hth大于高度表测量精度1-1.5倍。

当Cgd1-2中有一项大于Kgd，则判定满足支腿下端面离地高度条件；由于箭体离台时可能存在姿态倾斜的情况，导致两个高度表测量值有偏差，且考虑到高度表故障时的冗余判定。

具体的，本实施例判断顺序为先判断压力；再判断过载，最后判断高度；实际上这三种测量值是同时开始采集的，但理论上压力最先产生变化；当支腿压缩量逐渐减小时，由于支腿下端面仍未离开地面，因此火箭受到地面的支持力，与推力、支腿压缩力平衡，此时过载无明显变化，只有在离台后，箭体不再受到地面支持力的平衡时，过载才会发生明显变化；高度作为加速度的积分，最后产生变化。

离台故障的判定：当三项均不满足且dt>Tth时，则判定为火箭离台故障并进行后处理程序。

本发明还提供一种亚轨道探空火箭，是根据之前所述的用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭上安装整流罩与栅格舵，能适应更高的飞行速度。具体地，在火箭头部安装整流罩，使得火箭气动外形改变，能适应更高马赫数飞行。同时在火箭尾部I、II、III、IV象限各加装一个栅格舵，上升时收拢，返回时展开，与发动机摆喷共同控制火箭姿态，使其平稳着陆。

本发明还提供一种验证垂直起降技术的方法，根据之前所述的用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭进行验证，包括如下三项实验内容：

所述可重复使用火箭进行静态点火工作；

所述可重复使用火箭进行系留保护点火工作；

所述可重复使用火箭进行垂直飞行。

具体地，所述可重复使用火箭进行静态点火工作具体内容是：进行地面静态点火试验，将火箭固定在发射塔架上，发动机点火；利用低温氧箱与甲烷箱对发动机进行循环预冷，同时开启舱内的吹除系统，此时通过地面相关设备接收单机的传输数据，可确认吹除系统是否正常工作，验证吹除系统计算方法。吹除系统工作时间根据公式，可验证低温环境下，发动机预冷流量、预冷程序设置的正确性；氧箱与甲烷箱采用自生增压方式完成增压后，将推进剂输送至发动机，随后点火，利用伺服机构控制发动机摆喷，利用控制系统发出指令调节发动机推力大小，根据控制系统中单机传回的相关数据，判断发动机是否完成推力调节与摆喷，可验证低温发动机推力调节技术。

具体地，所述可重复使用火箭进行系留保护点火工作具体内容是：使用吊车将火箭吊离地面约5m，因为5m高度使得发动机尾焰反卷不影响支腿，发动机处于全程开机点火状态，火箭上升高度约5m，因为火箭较重，而飞行高度过高会超出吊车吊杆的极限高度，同时吊杆过高影响吊车载重能力，提高租用吊车成本。开始时发动机推力大于火箭重力，火箭上升约5m，随后调节发动机推力，使得火箭重力大于发动机推力，火箭经历减速上升后开始回落，此时由于燃料消耗使得火箭重量减轻，发动机推力再次大于火箭重力，火箭减速降落至起飞高度时，发动机关机，利用吊车吊住火箭。由于工况火箭飞行速度低，随机风对火箭的干扰较大，此时额外加入辅助动力系统，配合发动机摆喷，控制箭体稳定。根据控制系统中各单机的反馈数据，以及火箭是否稳定回到起飞前位置，验证高精度导航技术、高精度制导技术。

具体地，所述可重复使用火箭进行垂直飞行的具体内容是：将火箭放置于地面，使火箭在自由状态下进行飞行试验，弹道顶点高度H约1000m，选择此高度原因是降低研发成本，将动力系统部分管路置于箭体外围，同时取消箭体的整流罩，发动机开机后全程不关机。开始发动机推力大于火箭重力，使火箭加速上升。随后调节发动机推力使其小于火箭重力，火箭减速上升至弹道顶点后加速下降。采用前述单次开机的垂直火箭弹道计算方法，计算火箭的飞行时序，提前装订至控制系统单机(控制软件)中，当火箭到达指定计算高度时，调节发动机推力使其大于火箭重力，火箭减速下降。在地面附近时，发动机关机，利用着陆支腿进行缓冲，同时表面的防热层对支腿完成防护，使其可重复使用，最后完成火箭着陆。全程发动机动作由控制系统控制，是根据火箭位置、速度计算后在程序预定时间发出指令。火箭按装订弹道成功飞回，也验证了前述单次开机的垂直火箭弹道计算方法正确性。火箭飞行至1000m后返回，期间控制系统测得火箭位置、速度等参数，利用发动机摆喷、辅助动力系统喷气使火箭稳定上升、返回，验证了高精度导航、高精度制导技术。在低温状态下启动发动机，贮箱内液氧甲烷为发动机提供动力，验证了吹除系统计算方法的正确性。近地面时关闭发动机使用支腿进行缓冲着陆，火箭成功着陆并完成回收，可验证着陆支腿缓冲技术。火箭成功上升降落，检验了各系统接口匹配，评估了各项关键指标合理性，验证了总体设计技术。