[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

本發明公開了一種固體火箭基于橢圓轉移軌道的入軌式彈道設計方法，涉及運載火箭彈道設計領域。本發明對控制變量賦初值；通過固定末級第二次工作時長固定橢圓轉移軌道的近地點高度；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；將計算出的速度、位置通過坐標系轉換，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要求，若滿足，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，進行迭代計算，直至滿足要求，采用該方法可以快速實現固體火箭橢圓轉移軌道的入軌式彈道方案設計。

技術領域

本發明涉及運載火箭彈道設計領域，具體是涉及一種固體火箭基 于橢圓轉移軌道的入軌式彈道設計方法。

背景技術

運載火箭分固體和液體兩種，從快速響應、應急發射的角度出發， 固體運載火箭具有先天優勢。對于采用三級固體+一級液體構型的固 體運載火箭來說，傳統彈道方案對應的飛行時序依次為一級主動段、 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、末助推段。三級主動段結束時，飛行高度在 200km左右，火箭末級需滑行到較高的高度，末級開始工作，提升火 箭末級速度和高度，滿足入軌條件時關機。前三級固體發動機一般只 能耗盡關機，三級關機點處位置和速度偏差較大，若目標軌道高度較 高，以700km為例，末級工作前滑行時間約500s，對上述偏差有放 大效應，速度、位置累積誤差給末助推段制導系統設計帶來極大壓力。

發明內容

本發明的目的是為了克服上述背景技術的不足，提供一種固體 火箭基于橢圓轉移軌道的入軌式彈道設計方法，使固體運載火箭 克服固體動力帶來的較大位置和速度偏差，實現高精度入軌，提高運 載火箭對發射任務的適應性。

本發明提供一種固體火箭基于橢圓轉移軌道的入軌式彈道設計 方法，包括以下步驟：

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。

在上述方案的基礎上，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。

在上述方案的基礎上，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。

在上述方案的基礎上，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。

在上述方案的基礎上，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。