[发明专利]一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭及验证方法

权利要求书

1.一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭，其特征在于包括：

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，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，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，所有电气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角、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；

辅助动力系统设置于主舱体的内部，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；

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；

所述动力系统包括低温液体燃料储箱与低温氧化剂储箱、喷管、低温液体发动机、可控制喷管摆动的伺服机构，低温液体燃料与低温氧化剂从箱体流出后混合进入主舱体尾部的喷管内燃烧，低温液体燃料储箱和低温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；

所述控制软件中写入的飞行弹道按以下方法设计：

用于验证垂直起降技术的火箭弹道迭代计算法，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：

所述约束量要求包括着陆点高度、速度、射程、落点方位角的要求，其中，着陆点高度约束量要求为0m，精度要求为0.001m-0.1m；末端速度要求为0m/s，精度要求为0.001m/s-0.1m/s；射程精度要求为0.01m-1m；落点方位角精度要求为0.01°-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，其中加速下降段结束高度HH为控制量之一，HH用于控制着陆点高度使其满足着陆点高度精度要求；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，俯仰角用于控制落点射程使其满足射程精度要求；射向角A0为第三个控制量，射向角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；

步骤S3、给控制量赋初值；

所述步骤S3的具体内容为：

给控制量赋初值，所述初值可以使弹道迭代计算快速收敛；

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、减速下降段结束高度与着陆点高度单位相同且有较为明显的单调关系，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

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物理量来做为控制量：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HH作为控制量；

步骤S6、获得满足精度要求的弹道。