[發(fā)明專利]運(yùn)載火箭奔火發(fā)射多軌道設(shè)計(jì)方法及奔火發(fā)射控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202210428000.6
• 申請(qǐng)日: 2022-04-22
• 公開（公告）號(hào): CN114777567B
• 公開（公告）日: 2022-08-23
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李東;王玨;王建明;耿光有;婁路亮;李平岐;余光學(xué);李茂;宋漪萍;胡鵬翔;王慶偉;張樹杰;夏超;張志國(guó);韓雪穎;王乾;冉振華;傅學(xué)軍;王曄;陳曉東;李靖;耿言;周繼時(shí);節(jié)德剛;李佳威;陳剛
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京宇航系統(tǒng)工程研究所
• 主分類號(hào): F41F3/04
• 分類號(hào): F41F3/04;G06F30/20
• 代理公司: 北京華夏正合知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11017
• 代理人: 韓登營(yíng)

1.一種運(yùn)載火箭奔火發(fā)射多軌道設(shè)計(jì)方法，其特征在于，包括：

獲取奔火發(fā)射任務(wù)指定的P個(gè)火星軌道入口的任務(wù)數(shù)據(jù)，其中，每一個(gè)火星軌道入口的任務(wù)數(shù)據(jù)包括探測(cè)器位于火星軌道入口的發(fā)射窗口，P為大于2的自然數(shù)；

采用迭代優(yōu)化方法，設(shè)計(jì)由所述運(yùn)載火箭運(yùn)載所述探測(cè)器飛行的P個(gè)奔火發(fā)射軌道，其中，所述P個(gè)奔火發(fā)射軌道的目標(biāo)點(diǎn)一一對(duì)應(yīng)所述P個(gè)火星軌道入口，

在每一輪次迭代時(shí)，

根據(jù)前一輪次結(jié)束時(shí)生成的射向與滑行時(shí)間，基于攝動(dòng)制導(dǎo)生成當(dāng)前輪次的P個(gè)基礎(chǔ)級(jí)飛行段軌道共用的標(biāo)稱軌道；

根據(jù)當(dāng)前輪次的標(biāo)稱軌道的滑行末點(diǎn)、所述P個(gè)火星軌道入口的任務(wù)數(shù)據(jù)，基于迭代制導(dǎo)設(shè)計(jì)當(dāng)前輪次的滿足多軌道奔火適應(yīng)性約束的P個(gè)目標(biāo)諸元及模型參數(shù)、當(dāng)前輪次的P個(gè)入軌級(jí)飛行段軌道；

根據(jù)當(dāng)前輪次的標(biāo)稱軌道、當(dāng)前輪次的P個(gè)入軌級(jí)飛行段軌道，確定所述運(yùn)載火箭受控地按照當(dāng)前輪次的P個(gè)奔火發(fā)射軌道中的每一個(gè)飛行時(shí)，分別對(duì)應(yīng)的入軌概率、入軌精度和運(yùn)載能力；

在判斷所述運(yùn)載火箭按照當(dāng)前輪次的P個(gè)奔火發(fā)射軌道中的每一個(gè)飛行時(shí)，對(duì)應(yīng)的入軌概率、入軌精度和運(yùn)載能力都滿足預(yù)設(shè)的應(yīng)用需求時(shí)，確定當(dāng)前輪次的P個(gè)奔火發(fā)射軌道為設(shè)計(jì)得到的所述P個(gè)奔火發(fā)射軌道，確定所述前一輪次結(jié)束時(shí)生成的射向與滑行時(shí)間為設(shè)計(jì)得到的射向與滑行時(shí)間，及結(jié)束迭代優(yōu)化；

在判斷所述運(yùn)載火箭按照當(dāng)前輪次的P個(gè)奔火發(fā)射軌道中的任一個(gè)飛行時(shí)，對(duì)應(yīng)的入軌概率、入軌精度和運(yùn)載能力不滿足預(yù)設(shè)的應(yīng)用需求時(shí)，生成用于下一輪次迭代時(shí)的射向與滑行時(shí)間，及結(jié)束當(dāng)前輪次的迭代，開始下一輪次迭代；

在所述運(yùn)載火箭受控地按照所述P個(gè)奔火發(fā)射軌道中的任一個(gè)飛行時(shí)，所述運(yùn)載火箭將所述探測(cè)器運(yùn)載至該奔火發(fā)射軌道對(duì)應(yīng)的火星軌道入口。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，

每個(gè)奔火發(fā)射軌道包括基于攝動(dòng)制導(dǎo)的基礎(chǔ)級(jí)飛行段軌道和基于迭代制導(dǎo)的入軌級(jí)飛行段軌道；

所述P個(gè)奔火發(fā)射軌道各自的基礎(chǔ)級(jí)飛行段軌道共用同一條標(biāo)稱軌道；

所述P個(gè)奔火發(fā)射軌道各自的入軌級(jí)飛行段軌道的目標(biāo)點(diǎn)一一對(duì)應(yīng)所述P個(gè)火星軌道入口；

所述標(biāo)稱軌道的滑行末點(diǎn)為P個(gè)入軌級(jí)飛行段軌道各自的啟控點(diǎn)。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，還包括：

根據(jù)設(shè)計(jì)得到的所述P個(gè)奔火發(fā)射軌道、所述設(shè)計(jì)得到的射向與滑行時(shí)間，

生成所述P個(gè)奔火發(fā)射軌道各自的基礎(chǔ)級(jí)飛行段軌道共用的以下多項(xiàng)參數(shù)：

理論飛行時(shí)序、控制系統(tǒng)參數(shù)、飛行程序角，子級(jí)重殘骸理論預(yù)示落點(diǎn)及落區(qū)范圍，安全管道及對(duì)應(yīng)的航區(qū)安全實(shí)施細(xì)則，測(cè)控船、站的理論測(cè)量仰角、方位角曲線。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，

所述運(yùn)載火箭為大型低溫液體運(yùn)載火箭，其動(dòng)力裝置包括：使用液體燃料的助推器、使用液體燃料的芯一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)、使用液體燃料的芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，

設(shè)計(jì)得到的所述P個(gè)奔火發(fā)射軌道的共用的標(biāo)稱軌道對(duì)應(yīng)的理論飛行時(shí)序，包括：

芯一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)與助推器點(diǎn)火，以使得以所述探測(cè)器為載荷的所述運(yùn)載火箭起飛；

助推飛行段，在確定達(dá)到預(yù)設(shè)的助推器射程時(shí)，助推器關(guān)機(jī)并分離；

芯一級(jí)獨(dú)立飛行段，在確定達(dá)到預(yù)設(shè)的芯一級(jí)射程時(shí)，芯一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)并分離；

二級(jí)一次飛行段，在確定達(dá)到預(yù)設(shè)的絕對(duì)速度時(shí)，芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)；

二級(jí)滑行段，在停泊軌道滑行，在相對(duì)起飛時(shí)刻定時(shí)結(jié)束時(shí)，結(jié)束滑行。

6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，

每一個(gè)入軌級(jí)飛行段軌道的飛行時(shí)序，包括：

二級(jí)二次飛行段，在到達(dá)逃逸速度時(shí)，芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)；

所述探測(cè)器與所述運(yùn)載火箭分離。