[发明专利]一种远程火箭发射初态误差传播估计方法

说明书

一种远程火箭发射初态误差传播估计方法，本发明涉及远程火箭发射初态误差传播估计方法。本发明的目的是为了解决现有发射初态误差引起的关机点位置偏差、速度偏差以及落点纵向偏差和横向偏差的计算效率低、无法充分分析出在弹道设计过程中发射初态误差的传播机理的问题。通过以下技术方案实现的：步骤一、建立动力学摄动方程；步骤二：求解远程火箭推力加速度偏差、气动加速度偏差、正常引力加速度偏差、科氏加速度偏差和离心加速度偏差；步骤三、根据步骤一和步骤二，得到远程火箭发射初态误差引起关机点位置偏差、速度偏差的近似解析解以及落点纵向偏差、横向偏差的近似解析解。本发明应用于远程火箭或运载火箭飞行动力学领域。

技术领域

本发明涉及远程火箭发射初态误差传播估计方法。

背景技术

远程火箭在弹道设计和计算中一般建立在地面发射坐标系中，然而由于发射初态误差的存在，使得实际发射坐标系与标称发射坐标系存在偏差。发射初态误差包括初始定位误差(大地经纬偏差、高程偏差)和初始定向误差(垂线偏差、发射方位角偏差)。发射初态误差会带来发射坐标系中各加速度的偏差，即引力加速度偏差、推力加速度偏差、气动加速度偏差、科氏加速度偏差、离心加速度偏差，进而引起关机点状态偏差和落点偏差。根据资料表明：对于10000km射程的远程火箭，机动发射时初态误差造成的落点偏差可达到千米量级。因此，开展发射初态误差的研究对于分析远程火箭命中精度具有十分重要的意义。

虽然发射初态误差可以通过数值计算，但发射初态误差引起的关机点位置偏差、速度偏差以及落点纵向偏差和横向偏差的计算效率低，因此需要对发射初态误差的传播机理进行理论分析，而目前针对发射初态误差的研究大多集中在导航误差方面，无法充分分析出在弹道设计过程中发射初态误差的传播机理。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有发射初态误差引起的关机点位置偏差、速度偏差以及落点纵向偏差和横向偏差的计算效率低、无法充分分析出在弹道设计过程中发射初态误差的传播机理的问题，而提出了远程火箭发射初态误差传播估计方法。

上述的发明目的是通过以下技术方案实现的：

步骤一、建立动力学摄动方程；

步骤二：根据步骤一得出的动力学摄动方程，求解远程火箭推力加速度偏差、远程火箭气动加速度偏差、远程火箭正常引力加速度偏差、远程火箭科氏加速度偏差和远程火箭离心加速度偏差；

步骤三、根据步骤一得出的动力学摄动方程和步骤二中得出的远程火箭推力加速度偏差、远程火箭气动加速度偏差、远程火箭正常引力加速度偏差、远程火箭科氏加速度偏差和远程火箭离心加速度偏差，得到远程火箭发射初态误差引起关机点位置偏差、速度偏差的近似解析解以及落点纵向偏差、横向偏差的近似解析解。

发明效果

本发明在弹道设计过程中在标称发射坐标系中采用小扰动假设建立动力学摄动方程，分析各发射初态误差的传播机理，获得发射初态误差的传播规律。

为便于计算效率的比较，仿真采用的计算机配置为：CPU为i3-2100，主频为3.1GHz，内存3GB。仿真结果表明：数值解耗时12.69s，利用动力学摄动方程求解出的近似解析解耗时0.12s。因此，近似解析解可以显著提高发射初态误差引起的关机点速度偏差和位置偏差以及落点纵向偏差和横向偏差的计算效率。

通过传播矩阵不仅可以得出发射初态误差引起的关机点位置偏差、速度偏差以及落点纵向偏差和横向偏差的影响量级，还可以更充分地分析出发射初态误差的传播机理。