基于摄动制导的运载火箭一子级落点控制
新一代火箭导航与控制系统设计技术研究
新一代火箭导航与控制系统设计技术研究随着科技的不断发展，火箭导航与控制系统的设计技术也在不断地进步与创新。
这些技术的研究为火箭的飞行安全和精确性提供了重要保障。
本文将着重探讨新一代火箭导航与控制系统的设计技术研究，包括组成部分以及相关的关键技术。
一、火箭导航与控制系统的组成火箭导航与控制系统由导航系统和控制系统两个部分组成。
导航系统主要负责确定火箭的准确位置和速度信息，同时实现飞行轨迹的规划和调整。
控制系统则负责根据导航系统提供的信息，对火箭的姿态、推进力、姿态变化等进行实时控制，以确保火箭飞行的精确性和稳定性。
二、新一代火箭导航系统的研究1. 惯性导航系统：惯性导航系统是一种基于导航传感器的导航技术。
它利用陀螺仪和加速度计等传感器测量和记录火箭的加速度和角速度，然后通过积分计算得出速度和位置信息。
新一代的惯性导航系统采用了更加精确和稳定的传感器，同时加入了自适应滤波和误差校正等算法，使得导航精度更高，并且能够抵御外部干扰。
2. 卫星导航系统：卫星导航系统以全球定位系统（GPS）为代表，利用卫星信号提供位置和速度信息。
新一代的卫星导航系统采用了更多的卫星和更高的信号精度，能够在多种天气条件下实现更高的定位精度。
此外，对卫星导航系统进行差分校正和伪距扩展等改进，可以进一步提高导航精度和准确性。
3. 视觉导航系统：视觉导航系统利用摄像机和图像处理技术，通过对地面和天空中的特征物体进行识别和跟踪，实现精确的位置和速度信息获取。
新一代的视觉导航系统将采用更高分辨率的摄像机和更先进的图像处理算法，可以在更复杂的环境下进行导航，并提供更精确的导航结果。
三、新一代火箭控制系统的研究1. 推进控制系统：推进控制系统负责调整火箭的推力和推力矢量，以保持飞行轨迹的精确性。
新一代的推进控制系统采用了更为高效的发动机和推进剂，能够提供更大的推力范围和更精确的推力控制。
此外，推进控制系统还结合了现代控制理论，采用自适应控制和优化控制等算法，以实现更好的控制效果。
航天工程中的火箭发射控制技术研究
航天工程中的火箭发射控制技术研究近些年来，随着航天技术的不断发展，火箭发射控制技术在航天工程中变得越发重要。
火箭发射控制技术的研究旨在提高火箭的发射效率、确保火箭的安全以及提升火箭的运载能力。
本文将深入探讨火箭发射控制技术在航天工程中的重要性，并介绍在火箭发射控制技术研究中常用的方法和技术。
火箭发射控制技术对于航天工程的成功至关重要。
在火箭发射过程中，涉及到众多复杂的控制系统和环境变量。
火箭发射控制技术的研究和实施能够确保火箭的发射过程中各项参数的精确控制，从而保证飞行轨迹的正确性、发动机的正常运行以及整个发射过程的稳定性。
正是火箭发射控制技术的不断创新和突破，才使得航天工程能够取得如此巨大的发展和进步。
在火箭发射控制技术的研究中，常用的方法和技术有很多。
首先，姿态控制是一个非常关键的技术环节，包括火箭的方向控制和姿态调整。
传统的姿态控制方法主要基于推力矢量控制、气动力控制以及舵面控制等手段，通过运用这些方法能够使火箭在发射过程中保持稳定的姿态，确保火箭不会偏离预定的轨迹。
其次，推力控制技术也是火箭发射控制的重要内容之一。
推力控制技术主要包括燃烧室内燃烧过程的有效控制以及推力调整。
通过燃烧室内燃烧过程的精确控制，能够确保火箭发射过程中的推力大小和方向的准确性，从而实现对火箭飞行轨迹的精确控制。
此外，推力调整技术能够在发射过程中根据实时的飞行数据进行推力的调整，以适应各种复杂的复杂发射环境。
最后，导航与控制系统也是火箭发射控制技术中的一个重要组成部分。
导航与控制系统能够通过实时收集和分析飞行数据，准确测量火箭的位置、速度和姿态等参数，并将这些数据传递给控制系统进行准确的控制。
通过导航与控制系统，可以实现对火箭姿态、轨迹和速度的实时调整，从而确保火箭在发射过程中保持稳定和准确。
总结起来，火箭发射控制技术在航天工程中起着至关重要的作用。
通过火箭发射控制技术的研究和应用，可以确保火箭的发射过程中各项参数的精确控制，提高火箭的发射效率和运载能力，并保证火箭的安全。
运载火箭弹道与控制理论基础
目录分析
1.1概述 1.2制导技术
1.3姿态控制技术 1.4研究途径
2.2大地坐标与地 心坐标系的关系
2.1空间点位的天 文坐标和大地坐标
2.3坐标系间的转 换矩阵
2.4发射坐标 1
系和箭体坐标 系
2.5惯性坐标
2
系
3 2.6速度坐标
系
4 2.7轨迹坐标
系
5 2.8北天东坐
标系
3.1变质量力
6.3地球扁率和再 入段空气动力影响
的计算和补偿
6.4落点偏差 的修正
6.5迭代制导 法
7.1火箭稳定 1
性和操纵性的 概念
7.2火箭扰动 2
运动的研究方 法
3 7.3火箭运动
方程的线性化
4 7.4火箭扰动
运动的分组
5 7.5固化系数
法
8.1纵向扰动运动的 解、特征方程式
8.2纵向扰动运动特 性分析及纵向稳定性
5.4载荷落点偏差控 制的任务及其控制方 法
5.5按速度关 1
机的射程控制 方案的研究
5.6按火箭纵 轴方向视速度
2
关机的射程控
制
3 5.7满足ΔL=0
的补偿关机射 程控制方案
4
5.8利用共轭 方程建立
ΔL=0的全补
偿关机方程
5 5.9横向导引
和法向导引
6.2闭路制导方法 研究
6.1显式制导的基 本思想
谢谢观看
9.2侧向稳定 性分析
9.3侧向稳定 性边界的讨 论
9.4箭体的侧 向传递函数
作者介绍
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读书笔记
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基于新型动态积分滑模的运载火箭姿态控制
ｔ ｒ ａ ｃｓ ｉ ｈ Ｏ ｃｌ ｄ ｓｉｉｇｍｏ ｅ ｔｈ ｓｂ ｅ ｄ ｌ ｓ ｄｉ ｎ ｉｅ ｒｎ ．Ｉ ｉ ａ ｅ ，ｒｇ ｒ ｉｇｐ ｒｉｕａ ｌ ｎｃ ａ— ｕ ｂ ｎ ｅ ｎｔ ｅ Ｓ—ａｌ ｌ ｎ ｄ ，ｉ ａ ｅ ｎ ｗｉｅｙｕ ｅ ｅ ｇｎ ｅ ｉ ｅ ｄ ｎ ｇ ｎ ｔ ｓｐ ｐ ｒ ｅ ａｄｎ ａ ｃ ｌｒｙｏ ｈ ｔ ｈ ｔ ｔｒｎ ｒ ｂｅ ，ｔ ｅａ ｔ ｏ ｓｄ ｖ ｌｐ ｄａｎ ｖ ｌｄ ｎ ｍｉ ｔｇ ａ ｌ ｉｇ ｍｏ ｅｃ ｎ ｒ ｌ ｃ ｅ ｎ ｈ ｏ ａ ａｉｅｓｍｕａｉｎ ｅｉｇ ｐ ｏ ｌｍ ｈ ｕｈ ｒ ｅ ｅｏ ｅ ｏ ｅ ｙ ａ ｃｉ ｅ ｒｌｓｉ ｎ ｄ ｏ ｔｏ ｈ ｍｅａ ｄ ｔｅｃ ｍｐ ｒ ｔ ｉ ｌｔｏ ｎ ｄ ｓ ｖ ｒｓ ｌｓｃ ｒｉｄ ｏ ｔｗｉｈｔａ ｉｉｎ ｌｉｔｇ ａ ｌ ｉｇ ｍｏ ｅｄ ｍｏ ｓｒｔｓｔ ｅｓ ｐ ｒ ｒ ｙｏ ｈ ｅ ｙｄ ｓｇ ｅ ｏ ｔｏ ａ ｅ ｕｔ ａ ｒｅ ｕ ｔ ｒ ｄｔ ａ ｎ ｅ ｒ ｌ ｉ ｎ ｄ ｅ ｎ ｔａｅ ｈ ｕ ｅｉ ｉ ｆｔ ｅｎ ｗｌ ｅｉｎ ｄｃ ｎｒ ｌｌｗ． ｏ ｓｄ ｏ ｔ
较 理 想 的控 捌 效 果 。
关 键 词 ： 态控 制 ， 振 ， 态积 分 滑模 ， 棒 性 姿 抖 动 鲁 中 圈 分 类 号 ： ２ ０２３ 文献 标 识 码 ： Ａ
火箭一子级回收技术日趋成熟，但复用仍需时间
火箭一子级回收技术日趋成熟，但复用仍需时间杨开【期刊名称】《国际太空》【年(卷),期】2016(000)006【总页数】7页(P37-43)【作者】杨开【作者单位】北京航天长征科技信息研究所【正文语种】中文美国东部时间2016年6月15日，美国猎鹰-9在完成预发射任务后回收第一级时，因1台发动机故障而回收失败。
不过此前的2016年5月27日，猎鹰-9改进型执行泰国通信卫星高轨任务时，在海上回收获得成功，这是猎鹰-9连续第3次成功在海上回收。
自2015年12月以来，美国太空探索技术公司（SpaceX）在火箭一子级回收计划上取得的成就令人惊叹，从低轨任务的陆地回收到低轨任务的海上回收，再到高轨任务的海上回收，猎鹰-9火箭不断刷新纪录，一子级回收技术渐入佳境，证明了有动力垂直返回技术是一种可行的重复使用方案，但目前还不成熟。
SpaceX公司成立之初的目标就是要打破传统发射服务运营商的高昂价格，因此，在火箭方案设计阶段就已经考虑到了重复使用的问题。
根据SpaceX公司和美国航空航天局（NASA）在2006年签订的太空行动协议，猎鹰-9v1.0型的一二子级都将采用重复使用设计，但是并没有提及具体的设计方案。
2010年，猎鹰-9v1.0型首飞时一子级外表面安装烧蚀材料，内部安装降落伞，试验降落伞回收火箭一子级的方案。
但是采用铝锂合金结构的一子级在返回过程中因承受不住气动载荷和热载荷而解体，伞降回收的尝试失败。
随后，SpaceX公司决定放弃伞降方案，迅速转向有动力的垂直返回技术：2012年就开始利用猎鹰-9v1.0一子级改造的“蚱蜢”验证机验证垂直起降技术；2013年初淘汰猎鹰-9v1.0，为适应有动力垂直返回方案而设计的猎鹰-9v1.1投入使用。
SpaceX公司选择的垂直反推回收方案与麦道公司（McDonnell Douglas）在20世纪90年代提出的“德尔他快帆”（DC-X/XA）方案类似。
DC-X装有4台RL-10A-5发动机，推力可以在30%～100%之间调节，共进行了8次飞行试验，最高飞行高度为2652m。
伞降测控终端 精确控制火箭助推器落点
伞降测控终端精确控制火箭助推器落点
驭驰
【期刊名称】《太空探索》
【年(卷),期】2018(0)12
【摘要】新闻:10月15日12时23分,长征三号乙/远征一号运载火箭成功执行“一箭双星”发射任务,将两颗北斗全球导航卫星发射升空。
同时,火箭还搭载了助推器伞降测控终端,以期完成助推器伞降落区控制技术研究第一阶段试验任务。
【总页数】1页(P5)
【作者】驭驰
【作者单位】
【正文语种】中文
【相关文献】
1.摄动落点预测法的快速建模与基于精度最优的分段预测控制法 [J], 王钰;于纪言;王晓鸣
2.火箭助飞鱼雷海上落点测控系统测量误差分析 [J], 张玉涛;薛飞;李鹏
3.伞降炮射传感器落点间距控制仿真研究 [J], 赵小勇;朱平安;张鹏
4.指哪落哪——火箭一子级残骸落点精确控制 [J], 景骢
5.伞降战斗部毁伤试验落点预测方法研究 [J], 韩晋阳;白春华;檀盼龙
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火箭回收新玩法“空中捕获”一子级
太空探索I 【博览】火箭回收新玩法:“空中捕获” 一子级文/王瑞杨开▲两架直升机飞到预定高度.一架直升机搭载了测试用的火箭一子级的模拟件.另一架直升机安装了抓 取用的捕获机构▲模拟一子级从高空释放.降落伞打开▲安装捕获机钩的直升机B8准.准备捕获2020年4月8日，火箭实验室公司宣布成功测试了其在半空中抓住从天而降的电子号火箭第一级的能力，从而 向实现该级回收和重复使用迈出了关键一步。
该公司称，3月初在新西兰进行 的一次试验中，一架直升机把电子号火箭第一级的一件复制品带到了空中并予以投放。
该级随后展开了一部降落伞， 尔后在约1524米的高空配备了抓钩的另一架直升机钩住了降落伞。
这架直升机最后挂载着火箭返航着陆。
发展出现瓶颈产能需求提高火箭实验室作为商业小型运载火 箭研制和小卫星发射服务领域的领跑者，自2017年以来，已经使用其自主研制的电子号两级液氧/煤油火箭完成 了 11次发射任务，除首次发射因地面设备故障导致失败以外，已经连续成功发射40次，累计将40多颗微/小航天器送入预定轨道。
自公司成立以来，火箭实验室瞄准了为小卫星提供快速进入空间的能力，其目标是每周进行4次发射。
为了实现上述目标，火箭实验室扩大自身产能，于2018年在新西兰建设了新的火箭制造工厂，弓I 入自动化制造设备，提高生产效率，具备每月生产彳枚电子号火箭 的能力。
同时，火箭实验室配套建设新的发射设施，在新西兰玛西亚半岛发射场内建设第二个发射台，在美国沃勒普斯建设新的2号发射设施。
到2020年底，火箭实验室将拥有3个发射台，具备同时实施3枚电子号火箭发射的能54 I SPACEEXPLORATION【博览】丨太空探索力。
除了产能和配套的发射设施外，火箭实验室还从美国联邦航空局的商业航天运输办公室获得了为期5年的发射许可，可开展多次电子号火箭的发射，保证在政策法规流程上开展快速发射的可行性。
一子级回收三步走试验，与第一次再入实验一样，火箭一子级成功完好再入，直到撞上海平面。
在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术
《在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术》2023-10-26CATALOGUE 目录•引言•制导技术•导航技术•控制技术•在轨服务航天器GNC关键技术应用与发展趋势•结论与展望01引言在轨服务航天器的发展现状与趋势随着空间探索和利用的不断深入，在轨服务航天器的重要性日益凸显，成为当前航天领域的研究热点。
研究背景与意义在轨服务航天器的应用场景与需求从卫星维修、空间实验到轨道部署等众多领域，在轨服务航天器都发挥着关键作用，对其制导、导航与控制技术的要求也越来越高。
研究意义通过对在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术的研究，为提高其服务质量和效率提供理论支持和技术保障，具有重要的科学价值和实际应用价值。
国内外研究现状及发展趋势国外研究现状及发展趋势01在轨服务航天器的发展受到许多国家的重视，美国、欧洲等国家和地区在此领域取得了一定的进展，如美国的OSAM-1和欧洲的SpaceServant等。
国内研究现状及发展趋势02国内在轨服务航天器的发展尚处于起步阶段，但已取得了一定的成果，如“天和号”空间站核心舱的自主维修和“天和一号”空间站的智能自主飞行。
国内外研究现状总结03在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术是当前研究的热点和难点，国内外都在积极探索和创新，但国内在此领域的发展相对较晚，需要加强研究力度。
本论文主要研究在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术，包括：自主导航、智能控制、精确制导等方面的研究。
研究内容采用理论建模、数值仿真和实验验证相结合的方法，对在轨服务航天器的制导、导航与控制关键技术进行深入研究和探讨。
研究方法研究内容和方法02制导技术制导原理及分类自主式制导利用航天器自身传感器接收目标信息，经过处理后进行导航和制导。
遥控式制导通过地面站或其他航天器传递指令，控制航天器的飞行轨迹。
复合式制导结合自主式和遥控式制导的优点，以提高制导精度和可靠性。
利用陀螺仪和加速度计等惯性传感器测量航天器的姿态和位置变化。
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引
言
1
制导模型
目前，中国现役运载火箭一级飞行段大都采用程 序角开环控制和射程关机方法。经过多次残骸搜索和 试后分析表明：当火箭在太原或酒泉卫星发射中心执 行太阳同步轨道（Sun Synchronous Orbit，SSO）发射 任务时，若一级为射程关机，则一子级落点纵向偏差 比较稳定； 但由于一级飞行段遭受的高空风[1]、 推力线 偏斜、质心横移等干扰因素影响，导致一子级落点横 向偏差的散布较大，约为-17～+4 km。 由此导致一子 级落点选择、落区事前疏散、试后残骸搜索面临较大 压力。 本文从“尽量减小现役火箭改动”的原则出发， 提出在大气相对稀薄的一级末段施加摄动制导的方 法，以减小一、二级分离时的位置速度偏差，从而减 小一子级落点横向散布。
现役火箭二级以上主动段大都采用摄动制导，对 箭机要求相对较低，方法成熟。因此，为减小改动， 本文所述方法拟在一级末段（90～140 s）引入法向、 横向导引，采用摄动制导[2~4]。具体模型见式（1）至 式（4） 。
ϕ ϕ ⎧ ⎪δϕ = a0Δϕ + K u I (t )uϕ ⎨ ψ ψ ⎪ ⎩ δψ = a0Δψ + K u I (t )uψ
Abstract: Aiming at the current situation of obvious cross-range dispersion of LV’s first sub-stage, the main influence factors are
found. A method of impact point control of first sub-stage by adopting perturbation guidance in latter segment of first stage flight is presented. The influence analyses of injection accuracy and loading-relative characteristic parameters are also performed. Analysis results demonstrate that this method can reduce significantly the cross-range dispersion of LV’s first sub-stage with precious few effects on injection accuracy, without causing LV’s destruction, and will be useful in trajectory design as well as downrange sa控制
唐明亮，邱 伟，王 颖，张学功
（上海宇航系统工程研究所，上海，201109）
摘要：针对运载火箭一子级落点横向散布较大的现状，找出了落点横向散布主要影响因素，提出在一级飞行后段施加摄 动制导的一子级落点控制方法，并针对入轨精度和与载荷相关的特征参数作了影响分析。经分析表明，该方法能显著减小一 子级横向散布，对入轨精度影响极小，不会导致箭体结构破坏，有利于弹道设计和落区安全工作的开展。 关键词：一子级；落点散布；摄动制导 中图分类号：TJ765.1 文献标识码：A
经迭代调整，确保新状态（一级末段加导引，且二级 以上加导引）的入轨精度与原状态（一级不加导引， 二级以上加导引）相当； c） 为验证导引系数有效性， 加入较大高空风干扰， 按照原、新两种状态分别进行干扰弹道计算，确保新 状态入轨精度优于原状态，且新状态对应的一子级落 点横向偏差明显改善。 其余参数可参照文献[3]中相应参数设计方法。
（1）
式中
Δϕ，Δψ，δϕ，δψ 分别为俯仰角偏差、偏航角偏
ϕ ψ ϕ 差、俯仰舵偏角和偏航舵偏角； a0 ， aψ 0 ，Ku ，K u 分
别为俯仰和偏航通道的静态放大系数和导引放大系数。
⎧ ui' , ui' ≤ uim ⎪ ⎪ ui = ⎨ uim , ui' > uim ⎪−u , u ' < u i im ⎪ ⎩ im
2017 年第 4 期 总第 354 期
文章编号：1004-7182(2017)04-0068-04
导 弹 与 航 天 运 载 技 术 MISSILES AND SPACE VEHICLES
DOI：10.7654/j.issn.1004-7182.20170416
No.4 2017 Sum No.354
Impact Point Control of First Sub-stage of Launch Vehicle Based on Perturbation Guidance
Tang Ming-liang, Qiu Wei, Wang Ying, Zhang Xue-gong
(Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai, 201109)
( i = ϕ ,ψ )
（2）
式中
uim (i 取 ϕ 或ψ )分别为俯仰或偏航导引量限幅值。
收稿日期：2016-10-05；修回日期：2017-01-17 作者简介：唐明亮（1981-）男，高级工程师，主要研究方向为弹道与制导
第4期
唐明亮等 基于摄动制导的运载火箭一子级落点控制
69
' ϕ a ϕ a ϕ a ϕ a ϕ a ϕ a ⎧ ⎪ u ϕ = K 1 ΔV x + K 2 ΔV y + K 3 ΔV z + K 4 Δx + K 5 Δ y + K 6 Δ z ⎨ ' ψ a ψ a ψ a ψ a ψ a ψ a ⎪ ⎩uψ = K 1 ΔV x + K 2 ΔV y + K 3 ΔV z + K 4 Δx + K 5 Δy + K 6 Δz