技术特征：
1.垂直起降可重复使用运载器试验样机快速弹道迭代计算法，其特征在于包括以下步骤：s1、确定约束量要求及精度要求；s2、确定待迭代的各控制量；s3、给控制量赋初值；s4、根据约束量与控制量之间的关系，确定修正系数；s5、根据修正系数，计算修正量，进行弹道迭代计算；s6、获得满足精度要求的弹道。2.根据权利要求1所述的垂直起降可重复使用运载器试验样机快速弹道迭代计算法，其特征在于，所述步骤s1的具体内容为：所述约束要求包括着陆点高度、速度、射程、落点方位角的要求，其中，末端高度约束要求为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°
。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，其中减速返回段结束高度hh为控制量之一，hh用于控制落点高度使其满足落点高度精度要求；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，用于控制落点射程使其满足射程精度要求；射向角a0为第三个控制变量，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；所述步骤s3的具体内容为：给控制变量赋初值，所述初值可以使弹道迭代计算快速收敛；所述步骤s4的具体内容为：确定修正系数时，射向角与方位角、减速返回段结束高度与着陆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3.根据权利要求2所述的垂直起降可重复使用运载器试验样机快速弹道迭代计算法，其特征在于：所述步骤s2中，所述加速上升段的结束判断条件为发射系y向速度达到特定值vy1，该值的设定与弹道顶点高度相关：此段结束时刻为t1；所述第一调推段的时长tm1与发动机调整推力的性能以及推力调整量相关；此段结束时刻为t2；所述减速上升段结束判断条件为y向速度为0；此段结束时刻为t3；所述加速下降段结束判断条件为高度达到控制量hh；此段结束时刻为t4；所述第二调推段的时长tm2与发动机调整推力的性能以及推力调整量相关；此段结束时刻为t5；
所述减速下降段结束判断条件为y向速度为0，此段结束时刻为t6。各段结束的时刻按时间顺序为t1、t2、t3、t4、t5、t6。4.根据权利要求1所述的垂直起降可重复使用运载器试验样机快速弹道迭代计算法，其特征在于：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更方便计算的物理量来做为控制量的：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，各个段推力不同，各个段俯仰角不同，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作为控制量hh。5.根据权利要求4所述的垂直起降可重复使用运载器试验样机快速弹道迭代计算法，其特征在于：无需设计控制量用于满足着陆点三个方向速度要求，将减速下降段的结束判断条件设置为发射系y向速度为0，通过俯仰角和偏航角ψ设计，令返回段火箭推力方向与速度方向相反，可使着陆时发射系x向、z向速度回0，由于滚转角不影响三自由度弹道计算，所以全程滚转角为0。6.根据权利要求5所述的垂直起降可重复使用运载器试验样机快速弹道迭代计算法，其特征在于所述姿态角包括俯仰角和偏航角ψ，具体设计内容为：在加速上升段：俯仰角为90
°
、偏航角为0
°
；在第一调推段：俯仰角从90
°
匀速过渡至偏航角为0
°
；在减速上升段：俯仰角为偏航角为0
°
；在加速下降段、第二调推段、减速下降段：俯仰角从匀速过渡至为保持箭体姿态稳定，角速率不宜过大，随后俯仰角保持飞行，计算弹道倾角θ和弹道偏角σ，当记录下该时刻从该时刻起，令返回段俯仰角程序如下式所示：加速下降段和第二调推段偏航角为0
°
，减速下降段计算弹道偏角σ，令偏航角ψ＝
‑
σ。7.根据权利要求6所述的垂直起降可重复使用运载器试验样机快速弹道迭代计算法，其特征在于在减速下降段，如果临近着陆速度过低，计算出的弹道倾角和弹道偏角可能出现较大跳变，处理方式为当速度小于0.1m/s的一瞬间，记录下当前姿态角ψ
f
，从该瞬间之后，令俯仰角和偏航角冻结在ψ
f
，直至y向速度达到0m/s。8.根据权利要求1
‑
7任一项所述的垂直起降可重复使用运载器试验样机快速弹道迭代计算法，其特征在于：所述步骤s3中给控制变量赋初值，当约束量确定时，由于射向角与落点方位角定义方向一致、起始基准一致，所以将射向角初值定为与目标落点方位角azi0相
等；减速返回段结束高度初值必定处于起飞点海拔高度h0和弹道顶点h
m
海拔高度之间，令hh＝x
h
(h
m
‑
h0)，其中x
h
∈(0,1)，由于减速下降段结束的判断条件为y向速度为0，如果x
h
太小，可能出现减速下降段结束时高度为负值的问题，此时无法求解有意义的大气参数，所以x
h
的取值区间定在(0.5，1.0)之间；特征量的初值取值范围为(0，90)，可根据射程要求进行选取，姿态角过大可能导致迭代发散的问题，较小的初值有利于迭代收敛。
技术总结
本发明涉及垂直起降可重复使用运载器试验样机快速弹道迭代计算法。具体步骤为：S1、确定约束量要求及精度要求；S2、确定待迭代的各控制量；S3、给控制量赋初值；S4、根据约束量与控制量之间的关系，确定修正系数；S5、根据修正系数，计算修正量，进行弹道迭代计算；S6、获得满足精度要求的弹道。本方法设置三个控制变量迭代求解满足着陆点位置要求的弹道，显著减少控制变量，加快迭代速度，可以解决传统迭代算法中收敛慢、初值敏感性高的问题，本方法设计的弹道满足垂直起降可重复使用运载器试验样机用于垂直起降关键技术攻关与技术验证的要求，简单可靠，为垂直起降可重复使用运载器的研制节约成本节约时间做出重要贡献。研制节约成本节约时间做出重要贡献。研制节约成本节约时间做出重要贡献。
技术研发人员：李晓苏 汪潋 王志军 岳小飞 刘克龙 黎桪 邹延兵 左湛 周鑫 张昌涌 杨跃 朱佩婕 刘浩 段淑婧 彭彦召
受保护的技术使用者：航天科工火箭技术有限公司
技术研发日：2021.08.17
技术公布日：2021/12/2