[發明專利]一種固體火箭基于橢圓轉移軌道的入軌式彈道設計方法

有效

• 申請號: 201811211277.3
• 申請日: 2018-10-17
• 公開（公告）號: CN109398762B
• 公開（公告）日: 2020-05-12
• 發明（設計）人: 韓通;張天翼;汶小妮;胡長偉;陳騰芳;黃雷;彭威;李之強;胡適;多樂樂
• 申請（專利權）人: 湖北航天技術研究院總體設計所
• 主分類號: B64G1/24
• 分類號: B64G1/24
• 代理公司: 武漢智權專利代理事務所(特殊普通合伙) 42225
• 代理人: 余浩

1.一種固體火箭基于橢圓轉移軌道的入軌式彈道設計方法，其特征在于：

S1，對影響關機點位置速度的控制變量賦初值；通過固定末級第二次工作時長來固定橢圓轉移軌道的近地點高度；

S2，根據設置的運載火箭飛行時序，對火箭飛行過程中受力情況進行建模，對速度、位置進行數值積分，進行三自由度質點彈道計算；

S3，將計算出的速度、位置通過坐標轉換到J2000系下，判斷地心矢徑大小、絕對速度大小、軌道傾角、當地彈道傾角是否滿足入軌條件，如果滿足入軌條件，結束迭代計算，輸出速度、位置、飛行程序角、高度相關彈道參數，發射彈道設計完成；否則根據當前值與目標值之差調整所述控制變量，返回S2進行迭代計算，直至地心矢徑大小、絕對速度大小、軌道傾角、當地彈道傾角滿足要求，發射彈道設計完成。

2.如權利要求1所述的方法，其特征在于：

所述控制變量包括射向、程序轉彎結束時刻火箭俯仰角、末級第一次工作時長、末級滑行時間。

3.如權利要求1所述的方法，其特征在于：

所述運載火箭飛行時序包括一級主動段、一級滑行段、二級主動段、二級滑行段、三級第一滑行段、三級主動段、三級第二滑行段、末級第一助推段、末級滑行段、末級第二助推段；

其中，末級第一助推段將火箭末級送入橢圓軌道，橢圓軌道的遠地點高度在目標軌道高度附近；末級第二助推段在橢圓軌道的遠地點前后。

4.如權利要求2所述的方法，其特征在于：

所述飛行程序角包括程序俯仰角，轉彎過程中，所述程序俯仰角為：

其中t為當前時刻，f(t)為當前時刻對應的程序俯仰角，t1，t2分別為轉彎開始和結束時刻，FIG為所述程序轉彎結束時刻火箭俯仰角。

5.如權利要求1所述的方法，其特征在于：

所述對火箭飛行過程中受力情況進行建模，對速度、位置進行數值積分，進行三自由度質點彈道計算，具體包括以下步驟：

分析每個飛行階段的受力情況，在坐標系下建立質心運動方程，通過龍格庫塔積分得到末級關機點處速度、位置。

6.如權利要求1所述的方法，其特征在于，所述步驟S3具體包括以下步驟：

301，將關機點速度、位置通過坐標轉換到J2000系下；

302，判斷地心矢徑大小、絕對速度大小、軌道傾角是否滿足要求；若滿足，進入步驟303；若不滿足，進入步驟304；

303，判斷速度方向是否滿足要求，若滿足，跳出迭代循環，輸出速度、位置、飛行程序角、高度相關彈道參數，發射彈道設計完成；若不滿足，調整末級滑行時間，返回步驟S2；

304，調整射向、程序轉彎結束時刻火箭俯仰角、末級第一次工作時長，返回步驟S2。

7.如權利要求2所述的方法，其特征在于：

調整射向、程序轉彎結束時刻火箭俯仰角、末級第一次工作時長，具體包括以下步驟：

根據當前軌道傾角Inc與目標軌道傾角Inc0差值調整射向A0，根據當前地心矢徑大小Re與目標地心矢徑大小Re0差值調整程序轉彎結束時刻火箭俯仰角FIG，根據當前絕對速度大小V與目標絕對速度大小V0差值調整末級第一次工作時長T_1，其中fsdB為發射點地理緯度：

如果當前地心矢徑大小Re與目標地心矢徑大小Re0差值的絕對值大于100米，則調整FIG，調整量為-(Re-Re 0)/1000000；

如果當前軌道傾角Inc與目標軌道傾角Inc0差值的絕對值大于0.001度，則調整A0，調整量為cos(fsdB)cos(A0)(Inc-Inc0)/sin(Inc)；

如果當前絕對速度大小V與目標絕對速度大小V0差值的絕對值大于0.1米每秒，則調整T_1，調整量為-(V-V0)/0.02。

8.如權利要求2所述的方法，其特征在于：

調整末級滑行時間，具體包括以下步驟：將末級關機點處當地彈道傾角γ與目標值γ0比較，根據差值調整末級滑行時間hxT，

如果末級關機點處當地彈道傾角γ與目標值γ0差值的絕對值大于0.001度，則調整hxT，調整量為(γ-γ0)/0.01。