[发明专利]一种远程火箭发射初态误差传播估计方法

摘要

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。

主权项

一种远程火箭发射初态误差传播估计方法，其特征在于，一种远程火箭发射初态误差传播估计方法具体是按照以下步骤进行的：步骤一、建立动力学摄动方程；具体过程为：设标称发射坐标系为o₁‑x₁y₁z₁，o₁为标称发射坐标系原点，x₁为标称发射坐标系x轴，y₁为标称发射坐标系y轴，z₁为标称发射坐标系z轴，实际发射坐标系为o₂‑x₂y₂z₂，o₂为实际发射坐标系原点，x₂为实际发射坐标系x轴，y₂为实际发射坐标系y轴，z₂为实际发射坐标系z轴；标称发射坐标系和实际发射坐标系的差别反映了发射初态误差，发射初态误差包括初始定位误差和初始定向误差，其中，初始定位误差为大地经度偏差Δλ₀、大地纬度偏差ΔB₀和高程偏差ΔH₀，初始定向误差为垂线偏差子午方向分量ξ、垂线偏差卯酉方向分量η和发射方位角偏差ΔA₀；将实际发射坐标系动力学方程与标称发射坐标系动力学方程作差后，得到动力学摄动方程在标称发射坐标系o₁‑x₁y₁z₁中的表达式为式中，为正常引力加速度偏差，为推力加速度偏差，为气动力加速度偏差，为科氏加速度偏差，为离心加速度偏差，为速度偏差对时间的导数，为位置偏差对时间的导数，为速度偏差向量；和为发射初态误差Δλ₀、ΔB₀、ΔH₀、ξ、η、ΔA₀的函数，因此有式中，为标称发射坐标系o₁‑x₁y₁z₁中的位置向量；为标称发射坐标系o₁‑x₁y₁z₁中的速度向量；为正常引力加速度向量；为位置偏差向量；λ₀为发射点大地经度；Δλ₀为发射点大地经度偏差；B₀为发射点大地纬度；ΔB₀为发射点大地纬度偏差；H₀为发射点高程；ΔH₀为发射点高程偏差；A₀为发射方位角；ΔA₀为发射方位角偏差；ξ为垂线偏差子午方向分量；η为垂线偏差卯酉方向分量；为科氏加速度向量；为标称发射坐标系o₁‑x₁y₁z₁中速度向量；为速度偏差向量；为离心加速度向量；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；具体过程为：(1)远程火箭推力加速度偏差和远程火箭气动加速度偏差为发射初态误差向量的函数，T为转置，可表示成式中，ΔΓ₂₁为实际发射坐标系o₂‑x₂y₂z₂到标称发射坐标系o₁‑x₁y₁z₁的转换矩阵偏差；为推力加速度向量；为气动加速度向量；为发射初态误差向量；G_D为引起推力加速度偏差、气动加速度偏差的传递矩阵，分别表示为的函数；的表达式为式中，为的转置矩阵，a_Px、a_Py、a_Pz分别为的三个方向分量；式中，为的转置矩阵，a_Rx、a_Ry、a_Rz分别为的三个方向分量；(2)远程火箭正常引力加速度偏差正常引力加速度

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