申请/专利权人：航天科工火箭技术有限公司

申请日：2020-11-09

公开（公告）日：2024-03-26

公开（公告）号：CN112462794B

主分类号：G05D1/46

分类号：G05D1/46;G05D109/28

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.03.26#授权;2021.03.26#实质审查的生效;2021.03.09#公开

摘要：本发明公开了一种演示验证火箭悬停制导控制方法及系统，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。

主权项：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，具体包括：在减速上升段导引中，根据推力计算公式PZL＝mg+k1·h-hcx+k2·Vy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ms2；h为当前高度m；hcx为悬停标准高度m，根据标准弹道装订；Vy为发射系下y向速度ms；k1、k2为导引系数；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。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 航天科工火箭技术有限公司 一种演示验证火箭悬停制导方法及系统

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