一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法
阅读说明：本技术 一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法 (Design method for vertical recovery demonstration and verification of rocket flight time sequence ) 是由 杨跃 朱佩婕 罗庶 马道远 梁家伟 赵学光 李金梅 李钧 岳小飞 韩明晶 龚习 于 2021-08-17 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法。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。本方法保证演示验证火箭全程都具有适当的飞行过载,规避了低过载下贮箱推进剂管理的复杂问题；规避了发动机二次点火的复杂问题；不需研制复杂的推进剂管理系统；为可回收关键技术验证提供了较适宜的飞行环境；为垂直回收演示验证火箭的总体设计提供了有力支撑。(The invention relates to a design method for demonstrating and verifying rocket flight time sequence through vertical recovery. The flight time is designed in sections, and the axial flight overload of each corresponding altitude section is matched, so that the axial flight overload of each corresponding altitude section is suitable for the verification flight of the vertical recovery verification rocket, and the specific design method comprises the following steps: the thrust of the engine is adjusted according to the sequence, so that the staggered change of the axial flying overload of the rocket body is realized, the proper axial flying overload is provided for the whole process of the vertical recovery demonstration and verification rocket flying, and the vertical controlled landing recovery can be finally realized. The method ensures that the rocket is demonstrated and verified to have proper flight overload in the whole process, and avoids the complex problem of storage tank propellant management under low overload; the complex problem of secondary ignition of the engine is avoided; a complex propellant management system does not need to be developed; a more suitable flight environment is provided for recoverable key technology verification; powerful support is provided for the overall design of the vertical recovery demonstration and verification rocket.)
技术领域
本发明涉及可重复使用火箭领域，特别是涉及一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法。
背景技术
自垂直起降运载器的概念提出以来，可重复使用火箭设计方案受到了业内高度关注。相比于一次性火箭，可重复使用火箭不仅需要考虑上升段，还需要考虑返回段，整个飞行过程空域和速域广、飞行环境复杂多变、外界扰动及不确定性强，技术难度大、研制风险高。并且传统的运载火箭在主发动机关机后，由于轴向过载剧烈降低，会引起贮箱剩余推进剂显著晃动，存在液体冲击贮箱前底风险，且后续飞行器在滑行过程中由于无过载飞行工况，剩余推进剂和增压气体将在贮箱内充分掺混，动力输送管路中的推进剂存在夹气风险，将会给发动机二次开机降低可靠性,影响飞行器的飞行安全。
因此，为突破垂直起降火箭关键技术，有效降低研制成本，有必要开展垂直起降演示验证火箭总体时序设计以规避上述问题。
发明内容
为解决现有技术的不足，本发明目的在于提供了一种垂直起降演示验证火箭的时序设计方法，保证演示验证火箭全程都具有适当的飞行过载，规避了低过载下贮箱推进剂管理的复杂问题，规避了发动机二次点火的复杂问题，不需研制复杂的推进剂管理系统，降低了垂直回收验证火箭的研制成本，为可回收关键技术验证提供了较适宜的飞行环境。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法，其特征在于，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(根据飞行时间和过载就会得到这个这个高度)、先减速上升后加速下降段对应飞行高度h2(根据各段的飞行时间和过载水平累计得到的高度)，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-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调节的大小(即调节推进剂质量)，实现箭体轴向飞行过载的交错变化。
进一步地，实现箭体轴向飞行过载的交错变化具体原则是：
对于火箭起飞上升段，不宜太大和太小，取值n1在1.1g-1.3g，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；
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，取值n2在0.6g-0.9g，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；
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在1.1g-1.4g，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。
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，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；
步骤11、若在T1时刻判定箭体未正常离台，间隔预定时间t2，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；
步骤12、若判定箭体正常离台，主发动机继续正常工作，间隔预定时间t3，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，若已达到预定高度h1,则间隔预定时间t4，主发动机在T4时刻降低推力，使演示验证火箭减速上升；
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，间隔预定时间t5，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，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；
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，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，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。
更进一步地，t1为3s-5s。
更进一步地，t2为5s-7s。
更进一步地，t3为30s-35s。
更进一步地，t4为35s-40s。
更进一步地，t5为75s-80s。
更进一步地，t6为80s-85s。
更进一步地，t7为100s-120s。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案能够取得下列有益效果：
按本发明设计的时序，起飞上升段，箭体轴向飞行过载取值n1在1.1g-1.3g；先减速上升后加速下降段，箭体轴向飞行过载取值n2在0.6g-0.9g；减速下降段，箭体轴向飞行过载取值n3在1.1g-1.4g；保证演示验证火箭全程都具有适当的飞行过载，规避了低过载下贮箱推进剂管理的复杂问题；规避了发动机二次点火的复杂问题。不需研制复杂的推进剂管理系统。降低了垂直回收验证火箭的研制成本。为可回收关键技术验证提供了较适宜的飞行环境。为垂直回收演示验证火箭的总体设计提供了有力支撑。
附图说明
图1为本发明一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法的流程图。
图2为演示验证火箭推力调节时序图。
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。
除非另有说明，否则本文使用的所有技术和科学术语具有本发明所述领域的常规技术人员通常理解的相同含义。在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。
本发明实施例的飞行时序设计方法用于垂直回收演示验证火箭(以下简称火箭)，所述火箭主要包括结构系统(主舱体)、包含主发动机(含推进剂)的动力系统、控制系统(含时序控制软件)、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。所述主发动机的推力直接作用于火箭上。
如图1所示，本发明提供一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法，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：
Ap＝MFG2FSMJT2FG[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)，MJT2FG为箭体坐标系转发射坐标系的矩阵，Ap为推力在发射坐标系下产生的加速度。AK＝gfs+Acof+Acf+Ap+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＝Ap+AN，N为过载，Vfs(i+1)＝Vfs(i)+tstepAk(i+1)为计算周期，Vfs(i)为上—计算周期的速度，Vfs(i+1)为本计篡周期的速度；Rfs(i+1)＝Rfs(i)+tstepVfs(i+1)，Rfs(i)为上一计算周期的位置，Rfs(i+1)为本计算周期的位置；H(i+1)＝|MFS2DX(Rfs(i+1)+R0fs)|-R0dx(i+1)，H(i+1)为本计算周期的高度(即对应得到h1、h2值)，R0fs为发射点在发射坐标系下的位置，MFS2DX为发射坐标系转地心坐标系矩阵，R0dx(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2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。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
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