[发明专利]一种固体火箭基于椭圆转移轨道的入轨式弹道设计方法

说明书

本发明公开了一种固体火箭基于椭圆转移轨道的入轨式弹道设计方法，涉及运载火箭弹道设计领域。本发明对控制变量赋初值；通过固定末级第二次工作时长固定椭圆转移轨道的近地点高度；根据设置的运载火箭飞行时序，对火箭飞行过程中受力情况进行建模，对速度、位置进行数值积分，进行三自由度质点弹道计算；将计算出的速度、位置通过坐标系转换，判断地心矢径大小、绝对速度大小、轨道倾角、当地弹道倾角是否满足要求，若满足，输出速度、位置、飞行程序角、高度相关弹道参数，发射弹道设计完成；否则根据当前值与目标值之差调整所述控制变量，进行迭代计算，直至满足要求，采用该方法可以快速实现固体火箭椭圆转移轨道的入轨式弹道方案设计。

技术领域

本发明涉及运载火箭弹道设计领域，具体是涉及一种固体火箭基 于椭圆转移轨道的入轨式弹道设计方法。

背景技术

运载火箭分固体和液体两种，从快速响应、应急发射的角度出发， 固体运载火箭具有先天优势。对于采用三级固体+一级液体构型的固 体运载火箭来说，传统弹道方案对应的飞行时序依次为一级主动段、 一级滑行段、二级主动段、二级滑行段、三级第一滑行段、三级主动 段、三级第二滑行段、末助推段。三级主动段结束时，飞行高度在 200km左右，火箭末级需滑行到较高的高度，末级开始工作，提升火 箭末级速度和高度，满足入轨条件时关机。前三级固体发动机一般只 能耗尽关机，三级关机点处位置和速度偏差较大，若目标轨道高度较 高，以700km为例，末级工作前滑行时间约500s，对上述偏差有放 大效应，速度、位置累积误差给末助推段制导系统设计带来极大压力。

发明内容

本发明的目的是为了克服上述背景技术的不足，提供一种固体 火箭基于椭圆转移轨道的入轨式弹道设计方法，使固体运载火箭 克服固体动力带来的较大位置和速度偏差，实现高精度入轨，提高运 载火箭对发射任务的适应性。

本发明提供一种固体火箭基于椭圆转移轨道的入轨式弹道设计 方法，包括以下步骤：

S1，对影响关机点位置速度的控制变量赋初值；通过固定末级第 二次工作时长来固定椭圆转移轨道的近地点高度；

S2，根据设置的运载火箭飞行时序，对火箭飞行过程中受力情况 进行建模，对速度、位置进行数值积分，进行三自由度质点弹道计算；

S3，将计算出的速度、位置通过坐标转换到J2000系下，判断地 心矢径大小、绝对速度大小、轨道倾角、当地弹道倾角是否满足入轨 条件，如果满足入轨条件，结束迭代计算，输出速度、位置、飞行程 序角、高度相关弹道参数，发射弹道设计完成；否则根据当前值与目 标值之差调整所述控制变量，返回S2进行迭代计算，直至地心矢径 大小、绝对速度大小、轨道倾角、当地弹道倾角满足要求，发射弹道 设计完成。

在上述方案的基础上，所述控制变量包括射向、程序转弯结束时 刻火箭俯仰角、末级第一次工作时长、末级滑行时间。

在上述方案的基础上，所述运载火箭飞行时序包括一级主动段、 一级滑行段、二级主动段、二级滑行段、三级第一滑行段、三级主动 段、三级第二滑行段、末级第一助推段、末级滑行段、末级第二助推 段；

其中，末级第一助推段将火箭末级送入椭圆轨道，椭圆轨道的远 地点高度在目标轨道高度附近；末级第二助推段在椭圆轨道的远地点 前后。

在上述方案的基础上，转弯过程中，所述程序俯仰角为：

其中t为当前时刻，f(t)为当前时刻对应的程序俯仰角，t1，t2 分别为转弯开始和结束时刻。

在上述方案的基础上，所述对火箭飞行过程中受力情况进行建模， 对速度、位置进行数值积分，进行三自由度质点弹道计算，具体包括 以下步骤：

分析每个飞行阶段的受力情况，在坐标系下建立质心运动方程， 通过龙格库塔积分得到末级关机点处速度、位置。