[发明专利]一种火箭残骸的落点预报模型生成及定位方法

摘要

本发明提供了一种火箭残骸的落点预报模型的生成方法，所述方法包括：建立助推器残骸飞行的动力学方程；利用历次任务火箭助推器残骸分离点的遥测惯导数据，高空风数据和助推器残骸的实际落点数据拟合所述动力学方程中的阻力系数；再根据历次任务的火箭助推器残骸的计算落点和四个助推器的实际落点，计算火箭助推器残骸的散布区域；由此生成火箭残骸的落点预报模型。根据生成的火箭残骸的落点预报模型，本发明还提供了一种火箭残骸的定位方法，该定位方法具有理论性强，简单，快速易实现，具有显著的经济效益。

主权项

1.一种火箭残骸的落点预报模型的生成方法，所述方法包括：建立助推器残骸飞行的动力学方程；利用历次任务助推器残骸分离点的遥测惯导数据，高空风数据和助推器残骸的实际落点数据拟合所述助推器残骸飞行的动力学方程中的阻力系数；再根据历次任务的助推器残骸的计算落点和四个助推器的实际落点，计算火箭助推器残骸的散布区域；由此生成火箭残骸的落点预报模型；所述方法具体包括：步骤S1)建立助推器残骸飞行的动力学方程；助推器与箭船联合体分离后，在地球引力、空气阻力、风力和地球旋转的作用下处于无控飞行状态，设残骸在发射系下的坐标为(x,y,z)，速度为(V_x,V_y,V_z)，此处高空风在发射坐标系下的投影为：(w_x,0,w_z)，则残骸的动力学方程组为：其中，θ为弹道倾角，σ为弹道偏角，为残骸飞行时x方向的加速度，为x方向的速度；为助推器残骸飞行时y方向的加速度，为y方向的速度；助推器残骸飞行时z方向的加速度，为z方向的速度；m为助推器残骸的质量，C_r为助推器残骸阻力系数，S_r为助推器残骸特征面积，由于助推器残骸在空中的飞行姿态的攻角为60度，故选择助推器飞行的特征面积为S_r＝26.27m²；ρ为大气密度，V为助推器残骸飞行速度；步骤S2)拟合助推器残骸的阻力系数；助推器残骸分离后，开始独立飞行，动力学方程见(1)式，(2)式，(3)式和(4)式，但其阻力系数C_r是未知的；利用历次任务火箭助推器残骸分离点的遥测惯导数据，高空风数据和实际落点数据，其中实际落点数据为历次任务火箭四个助推器残骸的落点的平均值；采用精确线搜索中的黄金分割方法进行阻力系数最优值的搜索，拟合出助推器残骸的阻力系数的最优值C_r；步骤S3)计算助推器残骸的散布范围；设在第i次任务中，助推器的计算落点为为发射坐标系x方向值，为发射坐标系z方向值，所述计算落点为利用步骤S1)的助推器残骸飞行的动力学方程和步骤S2)拟合的阻力系数计算得到；四个助推器残骸在发射坐标系的位置为(x_im,z_im)，x_im为发射坐标系x方向值，z_im为发射坐标系z方向值，m＝4；则有：其中s1为射程前向距离，s2为射程后向距离，c1为射程南向距离，c2为射程北向距离；步骤S4)生成火箭残骸的落点预报模型；所述模型包括：助推器残骸飞行的动力学方程和s1、s2、c1和c2。