[發明專利]一種基于平衡飛行理論的運載火箭在線入軌能力評估方法

在審

• 申請號: 202011162857.5
• 申請日: 2020-10-27
• 公開（公告）號: CN112329137A
• 公開（公告）日: 2021-02-05
• 發明（設計）人: 孟云鶴;陳琪鋒;連一君;羅宗富
• 申請（專利權）人: 深圳三零三防務科技有限公司
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15
• 代理公司: 長沙七源專利代理事務所(普通合伙) 43214
• 代理人: 周曉艷;張勇

1.一種基于平衡飛行理論的運載火箭在線入軌能力評估方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟一、對火箭運動進行動力學分析并對火箭的動力系統故障進行辨識，并獲取故障模式下的推力加速度a_c的時間函數；

步驟二、對火箭的推力加速度a_c進行判斷，具體如下：

若火箭的推力加速度a_c滿足表達式12)，則火箭進入平衡飛行狀態：

其中：n為目標圓形軌道的飛行角速度，ω為射程角速度，g₀為圓軌道引力加速度，β表示射程角；r表示地心距；t表示時間；μ表示地球引力系數；

若火箭的推力加速度a_c滿足表達式15)但不滿足表達式12)，則火箭進入準平衡飛行狀態；

其中：Δh為高度裕度；v_θ為故障時刻的周向速度分量，

若火箭的推力加速度a_c不滿足表達式15)，則火箭進入大氣層墜毀；

步驟三、通過表達式22)估算當前火箭實際燃料水平具有的速度沖量Δv；通過表達式23)估算火箭入軌所需總速度增量Δv_Re：

Δv＝v_idk-Δv_1k-Δv_2k-Δv_3k 22)；

其中：v_idk為火箭在真空無引力作用下推力所產生的速度，稱為理想速度；Δv_1k為引力加速度分量引起的速度損失，稱為引力損失；Δv_2k為阻力造成的速度損失；Δv_3k為發動機在大氣中工作時的大氣靜壓力所引起的速度損失；為準平衡飛行過程中火箭的推力加速度a_c的平均值；為平衡飛行過程中火箭的推力加速度a_c的平均值；ΔT為從準平衡飛行條件達到平衡飛行條件的過渡時間；T為從橢圓彈道到平衡飛行的圓軌道的機動變軌時間；

步驟四、對當前火箭實際燃料水平具有的速度沖量Δv和火箭入軌所需總速度增量Δv_Re進行比較：

若當前火箭實際燃料水平具有的速度沖量Δv大于等于火箭入軌所需總速度增量Δv_Re，則判斷能挽救，根據步驟二的判斷結果按相應的制導律進行制導；

若當前火箭實際燃料水平具有的速度沖量Δv小于火箭入軌所需總速度增量Δv_Re，則判斷推力損失過大，無法挽救，放棄救助。

2.根據權利要求1所述的基于平衡飛行理論的運載火箭在線入軌能力評估方法，其特征在于，所述步驟一中對在推力故障模式下的火箭運動進行動力學分析，火箭飛行動力學如表達式1)：

其中：a_r表示推力加速度的徑向分量，a_θ表示推力加速度的周向分量。

3.根據權利要求1所述的基于平衡飛行理論的運載火箭在線入軌能力評估方法，其特征在于，步驟二中：

滿足平衡飛行時，飛行過程中徑向總加速度分量和速度分量均為0，即將推力加速度分解并代入表達式1)得到表達式2)：

其中：Θ_P為最佳制導律；

由表達式2)得到表達式3)，即為平衡飛行的最佳制導律Θ_P：

將目標圓形軌道的飛行角速度n和射程角速度ω帶入表達式2)，并將表達式2)中兩個等式合并得到表達式4)：

基于表達式4)求解常微分方程得到表達式5)：

將表達式5)兩邊進一步積分得到表達式6)，用來計算從橢圓彈道到平衡飛行的圓軌道的機動變軌時間T：

通過求解定積分表達式6)，則得到從橢圓彈道到滿足平衡飛行條件的圓軌道的機動變軌時間，進而能解析從橢圓彈道加速進入目標圓軌道的飛行過程。

4.根據權利要求1所述的基于平衡飛行理論的運載火箭在線入軌能力評估方法，其特征在于，所述步驟二中：

用周向速度分量表示離心加速度，則表達式1)變換為表達式16)：

設經過ΔT時間后，火箭能達到新的平衡，令r₀表示準平衡飛行的初始地心距，并且地心距不變，則有r＝r₀，根據表達式16)得到表達式17)：

對表達式17)展開，略去二階小量a_c²cos²Θ_P·ΔT²，得到從準平衡飛行達到平衡飛行的過渡時間ΔT表達式18)：

采用表達式21)計算獲得準平衡飛行的最佳制導律Θ_P：