[发明专利]一种演示验证火箭悬停制导方法及系统

权利要求书

1.一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，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。

2.如权利要求1所述的一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，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。

3.如权利要求2所述的一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，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。

4.如权利要求1所述的一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，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。

5.如权利要求4所述的一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，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。

6.如权利要求5所述的一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，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。

7.如权利要求1所述的一种演示验证火箭悬停制导控制方法，其特征在于，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：

根据推力计算公式P_ZL＝mg+k₁·(h-h_cx)+k₂·V_y确定所述悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；其中，m为当前时刻的火箭质量(kg)；g为重力加速度(m/s²)；h为当前高度(m)；h_cx为悬停标准高度(m)，根据标准弹道装订；V_y为发射系下y向速度(m/s)；k₁、k₂为导引系数。

8.一种演示验证火箭悬停制导控制的系统，其特征在于，所述系统包括：

第一修正模块，用于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；

切换模块，用于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；

推力控制模块，用于确定悬停推力控制所述火箭进行悬停段制导；

第二修正模块，用于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。