基于重力转弯解析解的动力减速制导方法

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28483

Abstract

Abstract:

One of the key technologies of rocket vertical recovery is the guidance technology in the powered deceleration phase. The requirements and constraints in the powered deceleration phase for the guidance system in the return process are analyzed， and a powered deceleration guidance method based on the gravity-turn analytical solution with variable axial apparent acceleration is studied. Considering the existence of propellent consumption in the powered deceleration phase， the mass lost in the flight process of the rocket is expanded by the first-order Taylor expansion at the initial mass， and then the first-order gravity-turn analytical solution of the variable axial apparent acceleration is obtained， and the superiority of the analytical solution is verified by simulation. Using this analytical solution， an adaptive handover method based on the range to be flown is designed， which can better correct the range deviation of the landing point. Based on the analytical prediction， the angle of attack and sideslip angle are corrected by the deviation between the landing point prediction and the virtual target point feedback， so as to meet the constraints of range， shutdown point speed and shutdown point attitude at the same time. The simulation results show that the adaptive handover method has the advantages of reducing the angle of attack and improving the position correction capability during dynamic deceleration flight. The guidance method proposed can meet the terminal position and specific mechanical energy constraints as well as the constraint of the terminal angle of attack， causing only slight change in the heat flow in the aerodynamic deceleration section of different trajectories.

Key words: reusable launch vehicle, vertical takeoff vertical landing, guidance for powered deceleration phase, gravity-turn analytical solution, adaptive handover

CLC Number:

V448.235

Zhi ZHANG, Han YUAN, Wanqing ZHANG. Powered deceleration guidance method based on gravity-turn analytical solutions[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(23): 628483-628483.

Figures/Tables 22

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参数	变量	标称值
额定推力	P/kN	2 790
发动机比冲	v_ex/（m⋅s^-1）	3 300
最大角速度	ω_max/（（°）⋅s^-1）	5
气动参考面积	S_ref/m²	19.6
阻力系数	C_D	1.6
大气密度	ρ	文献［32］

	参数	一二级分离	发动机开机	发动机关机
算例1	x₀/m	-493 736	-86 673	-55 202
	y₀/m	47 886	65 343	48 047
	z₀/m	-20 522	-3 740	-2 359
	v_x，₀/（m·s^-1）	1 798.8	1 887.7	1 239.0
	v_y，₀/（m·s^-1）	1 098.4	-939.7	-766.2
	v_z，₀/（m·s^-1）	62.0	83.1	54.1
	m₀/kg	84 000	84 000	67 091
算例2	x₀/m	-333 886	-78 932	-69 043
	y₀/m	49 403	66 181	60 720
	z₀/m	-11 662	-2 843	-2 477
	v_x，₀/（m·s^-1）	1 381.3	1 431.0	1 168.2
	v_y，₀/（m·s^-1）	941.0	-753.8	-679.5
	v_z，₀/（m·s^-1）	39.6	53.0	43.2
	m₀/kg	73 500	73 500	67 075

参数	偏差量
Δx₀/m	1 500
Δy₀/m	500
Δz₀/m	1 000
Δv₀/（m·s^-1）	10
Δθ₀/（°）	0.2
Δσ₀/（°）	-0.1
Δm₀/kg	1 000
ΔP/kN	66

算例类型	落点位置偏差/m		燃料消耗/kg	最大热流/（kW·m²）
算例类型	纵向x	横向z	燃料消耗/kg	最大热流/（kW·m²）
算例1-无偏差	-29.5	-1.8	16 904	500.4
算例1-自适应启动	700.7	84.2	18 003	515.1
算例1-定高度启动	725.0	133.4	17 665	519
算例2-无偏差	-42.8	-2.2	6 424	500.3
算例2-自适应启动	583.9	43.4	7 100	515.1
算例2-定高度启动	1 230.9	336.4	7 015	511.8

算例类型	本文解析方法/m		部分数值积分/m		全程数值积分/m
算例类型	纵向x	横向z	纵向x	横向z	纵向x	横向z
算例1无偏差	-26.3	-1.6	-31.9	-0.46	-22.0	0.82
算例1有偏差	725.0	133.4	724.8	134.1	-59.6	0.63
算例2无偏差	-42.8	-2.2	-46.3	-1.6	-31.2	0.46
算例2有偏差	1 230.9	336.4	1 222.3	335.9	1 210.8	355.1

Powered deceleration guidance method based on gravity-turn analytical solutions

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参数	落点位置偏差/m		燃料消耗/kg
参数	纵向x	横向z	燃料消耗/kg
均值	-138.0	-3.5	6 502.0
标准差	143.3	32.4	278.8
最大值	212.2	101.4	7 110.9
最小值	-587.2	-93.7	5 481.8